Наземные испытания летательного аппарата — комплекс наземных работ, связанных с подготовкой опытного (модифицированного) летательного аппарата к вылету первому. В зависимости от характера решаемой задачи Н. и. выполняются в ангаре или в испытательном боксе, на специально оборудованных площадках или непосредственно на месте стоянки летательного аппарата, а также на рулёжных дорожках и лётной полосе испытательного аэродрома (полигонные испытания самолётов и вертолётов). Цели Н. и.: выявление возможных конструктивных и производственных дефектов летательного аппарата, его силовой установки, отдельных бортовых систем, автоматических устройств и оборудования, установление готовности летательного аппарата к выполнению на нём испытательного полёта, а также подготовка экипажа и наземного обслуживающего персонала к лётным испытаниям этого летательного аппарата.
До начала Н. и. на летательном аппарате, как правило, должны быть завершены лабораторные, стендовые и лётные испытания его двигателя, основных бортовых систем и оборудования, а также эксперименты на пилотажных стендах и летающих лабораториях (при необходимости). В ходе Н. и. на этапе заводских испытаний опытного (модифицированного) летательного аппарата выполняются следующие работы: контрольная проверка работоспособности силовой установки летательного аппарата, его бортовых систем и оборудования; проверка соответствия их характеристик техническим требованиям и предварит, оценка надёжности их работы, отказо- и пожаробезопасности. При подготовке летательного аппарата к первому вылету, кроме того, осуществляется оценка по результатам полигонных испытании (рулёжек, пробежек, подлётов — на самолётах, испытаний на стенде и в свободном висении — вертолётов и самолетов вертикального взлета и посадки, аэростатические испытаний дирижаблей и др.) его управляемости и устойчивости движения как при отсутствии ветра, так и при боковом ветре; условий балансировки летательного аппарата и эффективности органов управления; уровня усилий на рычагах управления. Узловыми вопросами в этом случае являются: оценка работоспособности силовой установки летательного аппарата и всех жизненно важных бортовых систем; выявление неприятных и опасных особенностей в поведении летательного аппарата в момент отрыва от взлетно-посадочной полосы или подтверждение их отсутствия; оценка эффективности работы основной и аварийной тормозных систем; оценка эффективности амортизационных устройств шасси; оценка уровня и характера вибраций в кабине на всех этапах движения летательного аппарата по аэродрому.
По совокупным результатам указанных испытаний принимается решение о возможности и условиях проведения первого вылета летательного аппарата (уточняются для этого полёта его масса, центровка и конфигурация, взлётное и посадочное положение относительно взлетно-посадочной полосы, положения механизмов балансировки и др.).
На этапе контрольно-сдаточных испытаний серийных летательных аппаратов проводятся только предусмотренные инструкцией по технической эксплуатации летательного аппарата наземные работы и эксперименты.

Испытания авиационной техники — комплекс работ, проводимых в процессе создания, производства н эксплуатации летательного аппарата и его составных частей с целью проверки их работоспособности, выявления и устранения недостатков, проверки соответствия фактических характеристик расчетным данным и установленным требованиям и подтверждения заданного уровня надёжности. Различают наземные испытания и лётные испытания, в которых, в свою очередь, могут быть выделены отдельные виды И. а. т., отличающиеся тематической направленностью, задачами, условиями (местом) проведения и т. п.
Аэродинамические испытания. Они начинаются на ранних этапах проектирования нового летательного аппарата с целью выявления его рационального аэродинамического облика и включают исследования моделей различных аэродинамических схем и параметров в аэродинамических трубах . По мере разработки проекта число рассматриваемых аэродинамических компоновок сокращается, но исследуются они более детально: аэродинамические характеристики определяются в различных полётных и взлётно-посадочных конфигурациях и на особых режимах полёта, отрабатываются элементы силовой установки (воздухозаборники и реактивные сопла) и т. д. Размеры современных аэродинамических труб позволяют испытывать а них натурные конструкции (например, часть крыла с мотогондолой) и даже целиком летательные аппараты некоторых типов. Для летательных аппаратов, отличающихся новизной аэродинамических решений, объём испытаний в аэродинамических трубах весьма высок и суммарное время испытаний может превышать 20 тысяч ч. В дополнение к испытаниям в аэродинамических трубах в целях уточнения полученных результатов при разработке летательного аппарата могут проводиться лётные аэродинамические исследования на летающих моделях, на так называемых самолётах-аналогах и на специально построенных экспериментальных летательных аппаратах.
Прочностные испытания. Большой объём этих испытаний выполняется в лабораторных условиях с использованием специально строящихся планеров летательных аппаратов, а также отдельных отсеков, агрегатов, элементов конструкции, динамически-подобных и других моделей. Фактическая прочность конструкции летательного аппарата оценивается при статических испытаниях, во время которых нагрузки на неё последовательно увеличиваются вплоть до разрушающих. При этом для высокоскоростных летательных аппаратов, подвергающихся интенсивному аэродинамическому нагреванию, в конструкции воспроизводятся соответствующие температурные поля (теплопрочностные испытания). Способность конструкции противостоять действующим в процессе эксплуатации летательного аппарата повторяющимся нагрузкам оценивается по результатам усталостных испытаний, повторно-статических испытаний, ресурсных испытаний . При испытаниях конструкции летательного аппарата на выносливость число циклов нагружения значительно превышает то, которое ожидается в течение срока службы летательного аппарата. Динамические испытания, в ходе которых исследуются различные явления, связанные с аэроупругостью конструкции, позволяют установить области полётных режимов, безопасные в отношении этих явлений (см. также Резонансные испытания). Результаты наземных исследований прочности уточняются и дополняются при лётных испытаниях опытных образцов летательного аппарата; кроме того, вопросы прочности могут исследоваться на отдельных серийных образцах (см., например, Лидерный самолёт).
Испытания бортовых систем, оборудования и двигателей. Новые образцы авиационной техники, входящие в комплектацию разрабатываемого летательного аппарата, подвергаются обширным испытаниям (лабораторным, стендовым, на летающих лабораториях) с доводкой их до соответствия заданным требованиям по техническим характеристикам и надёжности. Для блоков, систем и комплексов бортового оборудования специфичны климатические испытания. В изучении вопросов самолётовождения, устойчивости, управляемости и манёвренности летательного аппарата видное место занимает моделирование динамики полёта, работы пилотажно-навигационного и др. оборудования и систем управления на моделирующих и пилотажных стендах. Разнообразным испытаниям подвергается один из основных элементов летательного аппарата — его двигатель (см. Испытания авиационных двигателей). Испытания бортового оборудования и двигателей играют важную роль в их сертификации (как правило, она должна быть завершена до начала применения этих объектов на летательном аппарате).
Испытания летательного аппарата. Завершающий этап разработки нового, модернизированного или модифицированного летательного аппарата — лётные испытания полностью укомплектованного летательного аппарата, во время которых комплексно оцениваются его лётно-технических характеристики и проверяется их соответствие установленным требованиям. В России в этих целях проводятся лётные заводские испытания и государственные испытания, которые соответственно осуществляют разработчик и заказчик летательного аппарата. Для проведения испытаний разработчик летательного аппарата строит опытные образцы, число которых зависит от типа летательного аппарата (объёма испытаний), его сложности и новизны и т. д. (от 1 до 10 экземпляров и более). Для проверки применения летательного аппарата в эксплуатирующих ведомствах (с их организационной структурой, материально-технической базой и личным составом) и более полной отработки процедур штатной эксплуатации заказчик может также проводить эксплуатационные испытания, в которых обычно используются серийные или так называем предсерийные образцы. При положительных результатах лётных испытаний летательный аппарат признаётся пригодным для эксплуатации (в гражданской авиации выдаётся сертификат лётной годности летательного аппарата данного типа).
Значительный объём испытаний выполняется во время производства и эксплуатации летательного аппарата. При изготовлении многих узлов и агрегатов летательного аппарата проводятся их испытания в рамках системы технического контроля. Полностью собранный летательный аппарат проходит предусмотренные технологическим процессом проверки на контрольно-испытательной станции, а лётно-испытательная станция завода осуществляет сдаточные лётные испытания каждого экземпляра серийного летательного аппарата. При развёртывании серийного производства, а также в ходе его могут выполняться контрольные испытания летательного аппарата.
Проведение широкого круга автономных н комплексных И. а. т. на всех стадиях жизненного цикла авиационной техники направлено на обеспечение высокого уровня надёжности летательного аппарата и безопасности полётов.

Влажность воздуха — содержание в воздухе водяного пара. В. в. — одна из наиболее существенных характеристик погоды и климата. Характеризуется рядом величин: абсолютной В. в. — отношением массы водяного пара к объёму воздуха (г/м2); упругостью, или парциальным давлением водяного пара (гПа); относительной В. в. — отношением фактической плотности водяного пара, содержащегося в воздухе, к максимально возможной при данной температуре (%); точкой росы — температурой, до которой необходимо охладить воздух при данных В. в. и давлении, чтобы наступило состояние насыщения его водяным паром; дефицитом точки росы — разностью между температурой воздуха и точкой росы. В. в. учитывается, например, при прогнозировании состояния взлётно-посадочной полосы при околонулевых температураx воздуха, обледенения, облачности, гроз.

Бериллиевые сплавы. В промышленных масштабах Б. с. начали применять в 50?х гг. Основное направление в использовании Б. с. — создание конструкционных материалов для летательных аппаратов. Ряд Б. с. системы бериллий — алюминий (алюминия 24—43%), получивших название «локэллой», разработан американским концерном «Локхид». Эти сплавы обладают многие ценными свойствами: малой плотностью, высокой пластичностью, сравнительно небольшой чувствительностью к поверхностным дефектам. Сплавы не требуют химического травления после обработки резанием. Большой диапазон значений модуля упругости, прочности и пластичности, характерный для этих Б. с., обеспечивает широкую сферу их применения.
Достаточно большое распространение получили конструкционные Б. с. системы алюминий — бериллий — магний (АБМ), содержащие 10—70% бериллия и 2—9% магния; эти Б. с. разработаны И. Н. Фридляндером, Р. С. Амбарцумяном, К. П. Яценко совместно с А. В. Новосёловой. Сплавы АБМ в зависимости от содержания бериллия имеют плотность 2000—2400 кг/м3, модуль упругости 120—240 ГПа, характеризуются высокой удельной прочностью и жёсткостью, повышенным сопротивлением повторным, акустическим и ударным нагрузкам, малой чувствительностью к концентраторам напряжений.
Основной метод получения изделий и полуфабрикатов из Б. с. — порошковая металлургия; иногда для этой цели применяется литьё. Высокопрочные дисперсноупрочнённые Б. с. (см. Дисперсноупрочнённые материалы) получают обработкой горячепрессованных заготовок давлением в стальных оболочках при 1010—1175{{°}}С. Изделия из Б. с.: прутки, трубы, конусы, листы, профили и т. д. Созданные материалы на основе бериллия способны работать длительное время при 1100—1550{{°}}С и короткое время при 1700°С; эти материалы представляют собой интерметаллические соединения бериллия (с ниобием, танталом, цирконием).
Бериллий используется также для изготовления слоистых и композиционных материалов бериллий — алюминий, бериллий — титан и другие, обладающих ценным сочетанием свойств.

Аэродинамическая труба — экспериментальная установка для исследования явлений и процессов, сопровождающих обтекание тел потоком газа. Принцип действия А. т. основан на принципе относительности Галилея: вместо движения тела в неподвижной среде изучается обтекание неподвижного тела потоком газа. В А. т. экспериментально определяются действующие на летательный аппарат аэродинамические силы и моменты, исследуются распределения давления и температуры по его поверхности, наблюдается картина обтекания тела (см., например, Визуализация течений), изучается аэроупругость и т. д. (см. также Аэродинамический эксперимент, Измерения аэродинамические).
А. т. в зависимости от диапазона Маха чисел M разделяются на дозвуковые (M = 0,15—0,7), трансзвуковые (M = 0,7—1,3), сверхзвуковые (M = 1,3—5) и гиперзвуковые (M = 5—25); по принципу действия — на компрессорные (непрерывного действия), в которых поток воздуха создаётся специальным компрессором, и баллонные с повышенным давлением; по компоновке контура — на замкнутые и незамкнутые.
Компрессорные трубы имеют высокий коэффициент полезного действия, они удобны в работе, но требуют создания уникальных компрессоров с большими расходами газа и большой мощности. Баллонные А. т. по сравнению с компрессорными менее экономичны, поскольку при дросселировании газа часть энергии теряется. Кроме того, продолжительность работы баллонных А. т. ограничена запасом газа в баллонах и составляет для различных А. т. от десятков секунд до несколько минут. Широкое распространение баллонных А. т. обусловлено тем, что они проще по конструкции, а мощности компрессоров, необходимые для наполнения баллонов, относительно малы. В А. т. с замкнутым контуром используется значительная часть кинетической энергии, оставшейся в газовом потоке после его прохождения через рабочую область, что повышает коэффициент полезного действия трубы, при этом, однако, приходится увеличивать общие размеры установки.
В дозвуковых аэродинамических трубах исследуются аэродинамические характеристики дозвуковых самолётов, вертолётов, а также характеристики сверхзвуковых самолётов на взлётно-посадочных режимах; кроме того, они используются для изучения обтекания автомобилей и других наземных транспортных средств, зданий, монументов, мостов и других объектов. Испытываемая модель устанавливается в рабочей части трубы — отсеке, где создаётся поток с заданными скоростью, плотностью и температурой газа. Перед рабочей частью размещаются элементы А. т., обеспечивающие высокую равномерность потока: форкамера — цилиндрический отсек диаметр D и длиной L~D и специально спрофилированное дозвуковое сопло — конфузор. В начале форкамеры устанавливается хонейкомб — решётка из калибров, трубок, расположенных вдоль оси А. т. для устранения скосов потока и размельчения крупных вихрей. За ним располагаются сетки, выравнивающие значения скоростей в поперечном сечении потока и уменьшающие турбулентные пульсации скорости. Важную роль играет коэффициент поджатия А. т. — отношение площади поперечного сечения форкамеры к площади поперечного сечения рабочей части. С ростом коэффициент поджатия уменьшается неоднородность в поле скоростей потока, а также степень турбулентности. В обычных А. т. коэффициент поджатия равен 8—10, в специальных малотурбулентных — 15—20. Из рабочей части через дозвуковой диффузор и колена с поворотными лопатками, уменьшающими потери энергии и предотвращающими образование вихрей в нём, поток поступает в компрессор, который повышает полное давление, компенсируя его потери по контуру трубы. За компрессором располагаются обратный канал, включающий диффузор, колена поворотных лопаток и воздухоохладитель, поддерживающий постоянную температуру газа в потоке. Эллиптическое сечение рабочей части наиболее крупной дозвуковой А. т. в нашей стране имеет размеры 12x24 м2. Широко распространены и удобны для проведения модельного эксперимента дозвуковые А. т. с прямоугольной рабочей частью. Мощность компрессоров дозвуковых А. т. изменяется от нескольких сотен кВт до 30 МВт.
Компрессорная трансзвуковая аэродинамическая труба по схеме аналогична дозвуковой. Для реализации непрерывного перехода через скорость звука в ней используется дозвуковое сопло и рабочая часть с перфорацией стенок, которая также уменьшает влияние границ потока на обтекание модели. Для увеличения Рейнольдса числа Re трансзвуковые А. т. обычно выполняются с повышенным давлением, достигающим (3—5)*105 Па. Промышленные трансзвуковые А. т. имеют поперечные размеры рабочей части до 3 м и мощность компрессора до 100 МВт.
В баллонных трансзвуковых А. т. для создания соответствующего газового потока широко используются эжекторы . При этом расход сжатого воздуха в А. т. с эжекторами при M = 1 может быть в 3—4 раза меньше, чем в прямоточной (без эжекторов). В некоторых случаях для получения трансзвуковых скоростей газового потока используется модификация ударной трубы — Людвига труба.
В сверхзвуковых аэродинамических трубах для получения соответствующих скоростей газа применяются Лаваля сопла. Они могут быть сменными или регулируемыми (с гибкими стенками), Торможение сверхзвукового потока после рабочей части сопровождается волновыми потерями полного давления, связанными с образованием скачков уплотнения. Применение регулируемого сверхзвукового диффузора позволяет существенно снизить эти потери. Мощности компрессоров крупных сверхзвуков А. т. с характерными размерами поперечного сечения рабочей части 1,5—2,5 м составляют 50—100 МВт. В незамкнутой прямоточной баллонной сверхзвуковой А. т. нет обратного канала, а заданное давление в форкамере при падающем по времени давлении в баллонах поддерживается с помощью регулирующего дросселя.
Создание гиперзвуковых аэродинамических труб является сложной проблемой, так как моделирование гиперзвукового полёта требует воспроизведения в А. т. давлений торможения от долей до сотен МПа и температур торможения до 104 К. При гиперзвуковых числах Маха интенсивно растут потери полного давления при торможении потока и соответственно потребные перепады давления в А. т. При числах M > = 4,5 воздух в А. т. необходимо нагревать для предотвращения его конденсации (см. Скачок конденсации). Температуpa, до которой необходимо нагреть воздух, при М = 10 составляет около 103 К, а при М = 20-(2,5-2,8)*103 K. Обычно для исследования гиперзвуковых летательных аппаратов используется комплекс экспериментальных установок, поскольку не существует одной А. т., удовлетворяющей всем необходимым для моделирования полёта параметрам.
Гиперзвуковые баллонные А. т. «классического типа» аналогичны сверхзвуковым баллонным А. т. с временем действия порядка десятков секунд. В таких трубах подогрев осуществляется в омических, электродуговых или регенеративных подогревателях. Мощность подогревателей для труб с рабочей частью диаметр 1 м составляет 16—40 МВт. Максимальное давление в А. т. с дуговым подогревателем равно 18—20 МПа, что позволяет моделировать полёт гиперзвуковых летательных аппаратов только на больших высотах. Большой перепад давлений, необходимый для гиперзвуковых А. т., обеспечивается системой эжекторов или -вакуумной ёмкостью .
Ряд важнейших особенностей гиперзвукового полёта моделируется в различных специальных газодинамических установках. Наиболее широкое применение для исследований при больших давлениях торможения и натурных числах Re нашли ударные трубы, полезные результаты получаются в импульсных трубах. Время действия этих установок очень мало (0,005—0,1 с), поэтому, несмотря на большие значения теплового потока, область критического сечения сопла не разрушается. Для получения гиперзвуковых скоростей обтекания, близких к натурным, используются баллистические установки. Теплозащитные покрытия исследуются в тепловых трубах с электродуговыми подогревателями. Полёт на очень больших высотах моделируется в вакуумных аэродинамических трубах. Для исследования некоторых закономерностей гиперзвуковых течений используются гелиевые трубы.
Историческая справка. Появление и развитие А. т. теснейшим образом связано с развитием авиации. Первые А. т. были построены в 1871 В. А. Пашкевичем в России и Ф. Уэнхемом в Великобритании, а в последующие годы К. Э. Циолковским и Н. Е. Жуковским в России, Л. Прандтлем в Германии, братьями У. и О. Райт в США, А. Г. Эйфелем во Франции и т. д. В 20—30-е гг. развитие А. т. шло в основном по пути увеличения их мощности и размеров рабочей части. Во второй половине 40?х гг. начала быстрыми темпами развиваться реактивная авиация. Необходимость решения возникших при этом проблем аэродинамики и динамики полёта привела к тому, что в начале 50?х гг. создаются крупные трансзвуковые и сверхзвуковые А. т. Важнейший элемент трансзвуковой трубы, обеспечивший принципиальную возможность проведения исследований в области перехода через скорость звука, — перфорированная рабочая часть — был впервые в мире разработан в нашей стране (ЦАГИ, 1946). Мощный импульс, способствовавший развитию гиперзвуковых А. т. и появлению специальных гиперзвуковых газодинамических установок, был получен в 60?е гг. в связи с созданием баллистических ракет и спускаемых космических аппаратов. Специфические задачи, возникающие при отработке самолётов вертикального и короткого взлёта и посадки, привели к созданию в 70?х гг. нового поколения дозвуковых А. т. с перфорированными стенками рабочей части. Проблема существенного отставания значений получаемых в А. т. чисел Re от реализующихся на практике для многие самолётов на трансзвуковых скоростях полёта была решена в 80?е гг., когда была разработана и реализована концепция криогенной аэродинамической трубы,
Начиная с 60?х гг. всё более широкое применение в А. т. находят информационно-измерительные системы с электронно-вычислительных машин, обеспечившие существенное увеличение объёма фиксируемой информации при одновременном резком сокращении времени на её обработку. Всё более широко используются электронно-вычислительные машины и в системах автоматического управления аэродинамическими трубами.