к. его срезает непрозрачная пластина, т. н. нож Фуко
7(
рис. 2
); в результате получается местное изменение освещённости экрана (фотопластинки). Полученные фотографии (
рис. 3
, а) позволяют качественно анализировать характер обтекания модели; на них хорошо видны области значительных изменений плотности: ударных волн, зон разрежения и т. п. Ударные волны, которые видны на фотографии в виде тонких линий
2,в действительности представляют собой конические поверхности, на которых происходит скачкообразное изменение давления, плотности и температуры воздуха. При обтекании кольцевой поверхности торца цилиндра происходит отрыв пограничного слоя
3от поверхности конуса.
Количественные данные о плотности газа и величине изменения (градиенте) плотности можно получить, сравнивая при помощи микрофотометра изменение освещённости экрана, вызванное градиентом плотности в исследуемом течении, с изменением освещённости, вызванной эталонной стеклянной линзой
2(
рис. 3
, б)
,расположенной вне потока аэродинамической трубы: точкам в поле потока и на линзе, имеющим одинаковую освещённость, соответствует равенство коэффициента преломления. По найденным таким образом значениям коэффициент преломления в поле течения вычисляют плотность газа и величину градиента плотности для всего исследуемого поля. Кроме фотометрического метода, для количественного анализа поля плотностей пользуются и другими методами.
Метод исследования течений газа при помощи интерферометра также основан на зависимости между плотностью газа и коэффициентом преломления. Для этого обычно пользуются интерферометром Маха—Цендера. На полученной фотографии (
рис. 4
) области равной освещённости соответствуют областям постоянной плотности. Расшифровка фотографий позволяет рассчитать плотность в исследуемой области течения.
Одно из важных преимуществ оптических методов — возможность исследования газовых течений без помощи зондов и насадков различных типов, являющихся источниками возмущений в потоке.
Измерение температуры газовых потоков. В потоке, движущемся с большой скоростью, обычно рассматривают 2 температуры: невозмущённого потока
Ти заторможенного потока
T
0=
T + v
2/2
c
p,где
c
р—удельная теплостойкость газа при постоянном давлении в
дж/(
кг·К)
, vв
м /сек, Ти
T
0в
К. Очевидно, что
T
0®
T при
v® 0. В вязком газе, обтекающем твёрдую поверхность, скорость на стенке равна нулю и любой неподвижный насадок, установленный в воздушном потоке, измерительную температуру, близкую к температуре торможения
T
0.В показание прибора войдёт ряд поправок, связанных с наличием утечек тепла и т. п.
При помощи насадков (
рис. 5
), в которых измерительным элементом обычно служит
или
,удаётся измерить температуру
T
0Ј 1500
К. Для измерения более высоких температур заторможенного или текущего газа пользуются оптическими яркостными и спектральными методами.
Статическую температуру
Тможно найти по связи температуры и скорости звука, т. к.
Для измерения скорости звука в стенке аэродинамической трубы монтируется источник звуковых колебаний известной частоты. На теневой фотографии поля течения будут видны звуковые волны. Скорость звука определяется как
a=
fe,где
е —расстояние между волнами, а
f— частота колебаний источника (
рис. 6
).
Методы измерения касательных сил (трения) и тепловых потоков на поверхности модели. Для определения касательных напряжений t и теплового потока
qможно произвести измерение полей скорости и температуры газа вблизи поверхности и найти искомые величины, пользуясь уравнением Ньютона для напряжений трения
и уравнением теплопроводности
где m и l коэффициент динамической вязкости и коэффициент теплопроводности газа,
градиенты скорости и температуры у поверхности тела в направлении
у,нормальном к поверхности. Практически невозможно с достаточной точностью получить значения
при
y® 0.Поэтому для определения силы трения и потоков тепла на основании измерения полей скорости и температуры в
применяют т. н. интегральные методы, в которых сила трения и тепловой поток на рассматриваемом участке поверхности определяются по изменениям толщины пограничного слоя и профилей скорости и температуры.
Более точные значения t: и
qможно получить непосредственным измерением. Для этого на специальных весах измеряют касательную силу D
Хна элементе поверхности D
S; касательные напряжения определяются как
Аналогично, пользуясь
различных типов, можно измерить тепловой поток
q,поступающий к рассматриваемому элементу поверхности D
S, и получить удельный тепловой поток
Для получения распределения тепловых потоков вдоль поверхности тела обычно определяют скорость повышения температуры
dT/dt,измеряемой термопарами, установленными в специальных калориметрах, вмонтированных в поверхность модели, или термопарами, непосредственно впаянными в тонкую поверхность модели с относительно малой теплопроводностью.
Увеличение высоты и скорости полёта, а также необходимость моделирования процессов, возникающих за сильными ударными волнами и вблизи поверхности тела, привело к широкому использованию в аэродинамическом эксперименте и других физических методов измерения, например спектральных методов, применяемых в ударных трубах, радиоизотопных для измерения скорости разрушения теплозащитных материалов, методов измерения электропроводности газа, нагреваемого ударной волной, и др.
Лит.:Попов С. Г., Измерение воздушных потоков, М.—Л., 1947; его же, Некоторые задачи и методы экспериментальной аэромеханики, М., 1952: Пэнк-хёрст Р., Холдер Д., Техника эксперимента в аэродинамических трубах, пер. с англ., М., 1955; Ладенбург Р., Винклер Д., Ван-Вурис К., Изучение сверхзвуковых явлений при помощи интерферометра, «Вопросы ракетной техники», 1951, в. 1—2; Техника гиперзвуковых исследований, пер. с англ., М., 1964; Аэрофизические исследования сверхзвуковых течений, М.—Л., 1966; Современная техника аэродинамических исследований при гиперзвуковых скоростях, под ред. А. Крилла, пер. с англ., М., 1965.
М. Я. Юделович.
Рис. 5. Насадок для измерений температуры заторможенного потока: 1 — спай термопары; 2 — входное отверстие; 3 — диффузор; 4 — вентиляционное отверстие.
Рис. 6. Схема измерения температуры газа по скорости распространения звуковых волн.
Рис. 3б. Теневые спектры обтекания модели, количественное исследование течения: 1 — модель в форме конуса, переходящая в цилиндр; 2 — эталонная линза; 3 — ударная волна; 4 — веер волн разрежения; 5 — линия пересечения поверхности ударной волны и защитного стекла.
Рис. 3а. Теневые спектры обтекания модели, а — качественное исследование картины течения при М = 3: 1 — модель в виде конуса, опирающегося на торцовую поверхность цилиндра; 2 — ударные волны; 3 — граница оторвавшегося пограничного слоя.
Рис. 4. Интерферограмма обтекания модели сверхзвуковым потоком: 1 — модель; 2 — линии одинаковой плотности; 3 — поверхность ударной волны; 4 — пограничный слой на поверхности сопла.
Рис. 2. Схема прибора Тёплера: 1 — источник света; 2 — щель; 3 — зеркала; 4 — сферические зеркала; 5 — мениски; 6 — рабочая часть аэродинамической трубы; 7 — нож Фуко; 8 — полупрозрачное зеркало; 9 — фотокамера; 10 — окуляр.
Рис. 1. Схема измерения статических давлений на поверхности модели: 1 — модель; 2 — дренажные отверстия; 3 — трубки; 4 — манометр.
Аэродинамические коэффициенты
Аэродинами'ческие коэффицие'нты,безразмерные величины, характеризующие
,действующие на тело, движущееся в жидкой или газообразной среде. А. к. силы
C
kнаходят как отношение аэродинамич. силы
Rк скоростному напору
и характерной площади
S,а А. к. момента
C
m—как отношение аэродинамич. момента
Мк
rv
2/2
, Sи к характерной длине
l, т. е.
где
r— плотность среды, в которой движется тело,
v —скорость тела относительно этой среды. Характерные размеры выбираются достаточно произвольно, например для самолёта S — площадь несущих крыльев (в плане), а
l —длина хорды крыла; для ракеты S — площадь
,а
l— длина ракеты. Если аэродинамическую силу и момент разложить на составляющие по осям, то соответственно будем иметь: А. к. сопротивления —
C
x,подъёмной и боковой сил —
С
уи
C
z,а также А. к. моментов крена,
и
.
Выражение аэродинамических сил и моментов в форме А. к. имеет большое значение для аэродинамических исследований и расчётов, существенно их упрощая. Так, например, аэродинамическая сила, действующая на самолёт, может достигать значений в сотни и тысячи
кн(десятки и сотни
mс)
,та же сила, действующая на модель этого самолёта, испытываемую в
,составляет десятки ньютонов (
н), но А. к. для самолёта и для модели равны между собой. Или, например, аэродинамическая сила, действующая на шар, падающий с большой высоты на землю, зависит от высоты и скорости падения шара, а А. к. является постоянной величиной.
Для аппаратов больших размеров, летящих на малой высоте с дозвуковой скоростью, для которых
М< 0,2, А. к. зависит только от формы летательного аппарата и угла атаки (угла между характерной плоскостью и направлением скорости полёта). В общем случае А. к. зависят от вязкости и сжимаемости газа, характеризуемой безразмерными
:
и
(
рис. 1
и
2
).
М. Я. Юделович.
Рис. 1. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления конуса от числа
М. Рис. 2. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления шара от числа
Re.
Аэродинамические свойства семян
Аэродинами'ческие сво'йства семя'н,особенности поведения семян в воздушном потоке. А. с. с. зависят от размеров, формы, веса семян, шероховатости их поверхности и др. Эти свойства учитывают при конструировании машин для
.Для изучения А. с. с. используют специальные приборы — пневмоклассификаторы, в которых по вертикальной трубе подаётся снизу воздушный поток на сетку с семенами. Скорость воздушного потока, при которой семена приходят во взвешенное состояние, называется критической. Для семян пшеницы, например, она равна 8—11
м/сек,кукурузы — 10—17
м/сек.Сопротивление семян воздушному потоку зависит от парусности семян (площади поперечного сечения, перпендикулярного потоку). Поведение семян в потоке зависит от их удельной парусности — отношения площади среднего поперечного сечения семян (в
см
2) к их массе (в
г)
.Удельная парусность характеризуется скоростным давлением потока, при котором семя находится во взвешенном состоянии. Это давление измеряется микроманометром.
Аэродинамические сила и момент
Аэродинами'ческие си'ла и моме'нт,величины, характеризующие воздействие газообразной среды на движущееся в ней тело (например, на самолет). Силы давления и трения, действующие на поверхности тела, могут быть приведены к равнодействующей
Rэтих сил, называются аэродинамической силой, и к паре сил с моментом М, называются аэродинамическим моментом. Аэродинамическую силу раскладывают на составляющие в прямоугольной системе координат (
рис. 1
), связанной либо с вектором скорости тела
v(поточная, или скоростная, система координат), либо с самим телом (связанная система). В поточной системе сила, направленная по оси потока в сторону, противоположную направлению движения тела, называется
Х,перпендикулярная ей и лежащая в вертикальной плоскости —
У,а перпендикулярная к ним обеим — боковой силой
Z. В связанной системе координат аналогом первых двух сил являются тангенциальная Т и нормальная
Nсилы. Аэродинамический момент играет важную роль в аэродинамическом расчёте летательных аппаратов, определяя их устойчивость и управляемость, и представляется обычно в виде трёх составляющих — проекций на оси координат, связанных с телом (
рис. 2
):
Mx(момент крена),
My(момент рыскания) и
Mz(момент тангажа). Знаки моментов положительны, когда они стремятся повернуть тело соответственно от оси
ук оси
z,от оси
zк оси
х,от оси д; к оси
у.А. с. и м. зависят от формы и размеров тела, скорости его поступательного движения и ориентации к направлению скорости, свойств и состояния среды, в которой происходит движение, а в некоторых случаях и от угловых скоростей вращения и от ускорения движения тела. Определение А. с. для тел различной формы и дри всевозможных режимах полёта является одной из главных задач
и аэродинамического эксперимента. См. также
.
Ю. А. Рыжов.
Рис. 2. Проекции аэродинамического момента на оси координат:
M
x— момент крена;
M
y— момент рыскания;
M
z— мoмeнт тангажа.
Рис. 1. Разложение аэродинамической силы на составляющие в поточной системе координат
X,
Y,
Zи в связанной системе
Т,
N,
Z; ось
Zна рис. не изображена, она перпендикулярна плоскости чертежа.
Аэродинамический момент
Аэродинами'ческий моме'нт,
.
Аэродинамический нагрев
Аэродинами'ческий нагре'в,нагрев тел, движущихся с большой скоростью в воздухе или другом газе. А. н. — результат того, что налетающие на тело молекулы воздуха тормозятся вблизи тела.
Если полет совершается со сверхзвуковой скоростью культур, торможение происходит прежде всего в
,возникающей перед телом. Дальнейшее торможение молекул воздуха происходит непосредственно у самой поверхности тела, в
.При торможении молекул воздуха их тепловая энергия возрастает, т. е. температура газа вблизи поверхности движущегося тела повышается максимальная температура, до которой может нагреться газ в окрестности движущегося тела, близка к т. н. температуре торможения:
T
0=
Т
н+
v
2/2c
p,
где
Т
н—температура набегающего воздуха,
v —скорость полёта тела,
c
p— удельная теплоёмкость газа при постоянном давлении. Так, например, при полёте сверхзвукового самолёта с утроенной скоростью звука (около 1
км/ сек) температура торможения составляет около 400°C, а при входе космического аппарата в атмосферу Земли с 1-й космической скоростью (8,1
км/сек) температура торможения достигает 8000 °С. Если в первом случае при достаточно длительном полёте температура обшивки самолёта достигнет значений, близких к температуре торможения, то во втором случае поверхность космического аппарата неминуемо начнёт разрушаться из-за неспособности материалов выдерживать столь высокие температуры.
Из областей газа с повышенной температурой тепло передаётся движущемуся телу, происходит А. н. Существуют две формы А. н. — конвективная и радиационная. Конвективный нагрев — следствие передачи тепла из внешней, «горячей» части пограничного слоя к поверхности тела. Количественно конвективный тепловой поток определяют из соотношения
q
k= а(
Т
е—Т
w),
где
T
e—равновесная температура (предельная температура, до которой могла бы нагреться поверхность тела, если бы не было отвода энергии),
T
w— реальная температура поверхности,
a— коэффициент конвективного теплообмена, зависящий от скорости и высоты полёта, формы и размеров тела, а также от других факторов. Равновесная температура близка к температуре торможения. Вид зависимости коэффициента
аот перечисленных параметров определяется режимом течения в пограничном слое (ламинарный или турбулентный). В случае турбулентного течения конвективный нагрев становится интенсивнее. Это связано с тем обстоятельством, что, помимо молекулярной теплопроводности, существенную роль в переносе энергии начинают играть турбулентные пульсации скорости в пограничном слое.
С повышением скорости полёта температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходит
и
молекул. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область — к поверхности тела. Там происходит обратная реакция (
)
,идущая с выделением тепла. Это даёт дополнительный вклад в конвективный А. н.
При достижении скорости полёта порядка 5000
м/сектемпература за ударной волной достигает значений, при которых газ начинает излучать. Вследствие лучистого переноса энергии из областей с повышенной температурой к поверхности тела происходит радиационный нагрев. При этом наибольшую роль играет излучение в видимой и ультрафиолетовой областях спектра. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже первой космической (8,1
км/сек) радиационный нагрев мал по сравнению с конвективным. При второй космической скорости (11,2
км/сек)
их значения становятся близкими, а при скоростях полёта 13—15
км/секи выше, соответствующих возвращению на Землю после полётов к другим планетам, основной вклад вносит уже радиационный нагрев.
Частным случаем А. н. является нагрев тел, движущихся в верхних слоях атмосферы, где режим обтекания является свободномолекулярным, т. е. длина свободного пробега молекул воздуха соизмерима или даже превышает размеры тела (подробнее см.
)
.
Особо важную роль А. н. играет при возвращении в атмосферу Земли космических аппаратов (например, «Восток», «Восход», «Союз»). Для борьбы с А. н. космические аппараты оснащаются специальными системами
.
Лит.:Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике, М., 1960; Дорренс У. Х., Гиперзвуковые течения вязкого газа, пер. с англ., М., 1966; Зельдович Я. Б., Райзер Ю. П., Физика ударных волн и высокотемпературных гидродинамических явлений, 2 изд., М., 1966.
Н. А. Анфимов.
Аэродинамическое сопротивление
Аэродинами'ческое сопротивле'ние,лобовое сопротивление, сила, с которой газ (например, воздух) действует на движущееся в нём тело; эта сила направлена всегда в сторону, противоположную скорости, и является одной из составляющих аэродинамической силы. Знание Л. с. необходимо для аэродинамического расчёта летательных аппаратов, т. к. от него зависит, в частности, скорость движения при заданных тяговых характеристиках двигательной установки.
А. с. — результат необратимого перехода части кинетической энергии тела в тепло. Зависит А. с. от формы и размеров тела, ориентации его относительно направления скорости, значения скорости, а также от свойств и состояния среды, в которой происходит движение. В реальных средах имеют место: вязкое трение в
между поверхностью тела и средой, потери на образование ударных волн при около- и сверхзвуковых скоростях движения (
) и на вихреобразование. В зависимости от режима полёта и формы тела будут преобладать те или иные компоненты А. с. Например, для затупленных тел вращения, движущихся с большой сверхзвуковой скоростью, А. с. определяется в основном волновым сопротивлением. У хорошо обтекаемых тел, движущихся с небольшой скоростью, А. с. определяется сопротивлением трения и потерями на вихреобразование.
В аэродинамике А. с. характеризуют безразмерным
сопротивления
C
x
, спомощью которого А. с.
Хопределяется как
где r
Ґ
—плотность невозмущённой среды, v
Ґ
—скорость движения тела относительно этой среды, S — характерная площадь тела. Коэффициент
Cxтела заданной формы при известной ориентации его относительно потока зависит от безразмерных
:
,
и др. Численные значения
C
x
обычно определяют экспериментально, измеряя А. с. моделей в
и других установках, используемых при аэродинамическом эксперименте. Теоретическое определение А. с. возможно лишь для ограниченного класса простейших тел.
Ю. А. Рыжов.
Аэродром
Аэродро'м(от
и греч. dromos — бег, место для бега), комплекс сооружений, оборудования и земельный участок с воздушным пространством, предназначенный для взлёта, посадки, размещения и обслуживания самолётов. А. подразделяются на две основные группы — гражданские и военные. По эксплуатационному назначению различают А.
,обеспечивающие размещение и регулярные полёты транспортной авиации по воздушным трассам; А. специального назначения — заводские, учебные, клубно-спортивные, с.-х., лесной, санитарной авиации, комбинированные и др. По характеру использования А. бывают постоянные (оборудованные для регулярной эксплуатации) и временные. Военные А. подразделяются: по степени оборудованности и характеру использования на основные, запасные и ложные; по назначению — на войсковые, учебные, трассовые и специальные. В зависимости от типа эксплуатируемых самолётов, размеров территории, несущий способности
и другие характеристик А. делятся на классы. В А. различают две основные части: собственно территорию А. (лётную зону) и примыкающее к ней воздушное пространство —
.
Лётная зона — главная часть А. В её состав входят: лётное поле, боковые и концевые полосы безопасности и воздушные подходы. Лётное поле представляет собой участок А., на котором расположены одна или несколько лётных полос, рулёжные дорожки, места стоянки самолётов. Лётная полоса — специально подготовленный и оборудованный участок земли, обеспечивающий взлёт и посадку самолётов в двух взаимно противоположных направлениях. Большинство А. в СССР сооружают с одной лётной полосой, обеспечивающей достаточно высокую интенсивность движения. Некоторые крупные советские и зарубежные А. имеют несколько лётных полос, расположенных параллельно или под углом друг к другу. Длина лётных полос, в зависимости от класса А., бывает от 1000 до 5000
м,ширина — от 200 до 360
м.Лётные полосы наибольшей длины, как правило, располагаются в направлении преобладающих ветров и эксплуатируются более интенсивно; они называются главными, остальные — вспомогательными. На лётной полосе выделяется рабочая площадь, в пределах которой устраивается взлётно-посадочная полоса с искусственным покрытием, радио- и светосигнальным оборудованием, обеспечивающими круглосуточную и круглогодовую работу авиации. К лётным полосам примыкают концевые полосы безопасности — спланированные участки земли, используемые для предотвращения опасности аварии в случаях выкатывания самолёта за пределы лётной полосы при преждевременной посадке или прерванном взлёте. Вдоль лётных полос предусматриваются боковые полосы безопасности для движения самолётов по грунту в случае возможных отклонений за пределы рабочей площади при пробеге. Рулёжные дорожки — пути для руления и буксировки самолётов, соединяющие между собой отдельные элементы А. и служебную зону. Рулёжные дорожки подразделяются на основные (магистральные и соединительные) и вспомогательные.
Важнейший элемент А. — воздушные подходы — воздушное пространство, примыкающее к концам лётной полосы в направлении взлётов и посадок самолётов. Для обеспечения самолётам точности захода на посадку по приборам используют системы радиомаяков (курсовых, глиссадных, маркерных и др.).
Конечный этап посадки самолётов осуществляется с помощью системы огней высокой интенсивности. Т. н. огни приближения устанавливают на продолжении оси взлётно-посадочных полос на расстоянии около 1000
мот её торца. Поперёк линии огней приближения располагают 5 или 6 световых горизонтов (на расстоянии 150
мдруг от друга). Вдоль взлётно-посадочных полос размещают осевые огни. Для посадки самолётов в особо сложных метеорологических условиях на крайних участках взлётно-посадочных полос устанавливают огни зоны приземления (т. н. световой ковёр).
Управление воздушным движением осуществляется при помощи средств радиолокационного контроля, воздушной и наземной связи.
Лит.:Изыскание и проектирование аэродромов, под ред. В. Ф. Бобкова, М., 1963; Строительство аэродромов, М., 1968.
Л. И. Горецкий, Ф. Я. Зайцев, И. П. Иванов.
Аэродромное покрытие
Аэродро'мное покры'тие,искусственно создаваемое покрытие на взлётно-посадочных полосах, рулёжных дорожках, местах стоянок самолётов, перронах и предангарных площадках
для обеспечения бесперебойной круглогодичной эксплуатации.
По условиям работы различают два основных вида А. п.: жёсткие (конструкции из достаточно упругих материалов, способные распределять нагрузки от самолёта на большую площадь, что достигается их работой на изгиб) и нежёсткие (покрытия, обладающие весьма малым сопротивлением изгибу, работающие главным образом на сжатие и передающие нагрузки от самолёта на сравнительно небольшую площадь грунтового основания).
Типы А. п. и их конструкции назначаются в зависимости от классов аэродромов и категории расчётных нагрузок. Поверхность А. п. должна обеспечивать безопасность движения самолётов с требуемыми скоростями, а также естественный сток поверхностных вод. Максимально допустимые продольные и поперечные уклоны и радиусы вертикальных сопрягающих кривых для различных участков А. п. предусматриваются специальным техническим требованиями.
А. п. жёсткого типа могут быть: монолитные — из предварительно напряжённого железобетона, ненапряжённого железобетона или цементобетона; сборные — из предварительно напряжённых железобетонных плит заводского изготовления. Основной тип монолитного предварительно напряжённого А. п. — струнобетонное покрытие, армированное в продольном направлении высокопрочной проволокой. Поперечное армирование выполняется стержневой арматурой с натяжением на затвердевший бетон. Монолитные железобетонные А. п. делают из плит длиной 20—25
м,шириной, равной ширине бетоноукладочной машины. Сборные А. п. из предварительно напряжённых железобетонных плит применяются главным образом при необходимости строительства и ввода в эксплуатацию покрытий в короткие сроки, при производстве работ в зимних условиях, на рулёжных дорожках, местах стоянок и на других площадях, где затруднено эффективное использование бетоноукладочных машин. Размеры плит в сборных А. п. принимаются максимальными, исходя из технологических возможностей их заводского изготовления, с учётом грузоподъёмности транспортных средств и кранов, используемых при монтаже покрытий, но не менее (в
м) 2 x 4 для прямоугольных плит и 3 x 3 — для квадратных. Устойчивость плит в покрытии обеспечивается применением специальных стыковых соединений на сварке.
А. п. нежёсткого типа бывают: асфальтобетонные; чёрные щебёночные и гравийные (устраиваемые способом пропитки или смешения на месте); грунтовые, укрепленные вяжущими материалами.
Лит.:Жесткие покрытия аэродромов, М., 1961; Строительство аэродромов, М., 1968.
Л. И. Горецкий, Ф. Я. Зайцев.
Аэродромный маневр авиации
Аэродро'мный мане'вр авиа'ции,полное или частичное перебазирование авиационных частей, соединений, объединений и частей обслуживания на другие аэродромы. Совершается с целью: перегруппировки или создания новой группировки сил авиации; перенесения её усилий с одного направления на другое; приближения к линии фронта базирования авиачастей и увеличения радиуса действия самолётов при выполнении боевых задач в ходе операции; скрытия истинных районов базирования авиации. Основными требованиями к А. м. а. являются его своевременность, быстрота и скрытность. При осуществлении А. м. а. напряжение боевых действий авиации обычно не снижается.
Аэрозоли
Аэрозо'ли(от
и
)
,системы, состоящие из твёрдых или жидких частиц, взвешенных в газообразной среде. По характеру образования различают диспергационные и конденсационные А. Диспергационные А. возникают: 1) при разбрызгивании жидкостей — таковы водяные туманы, образующиеся в водопадах, при морском прибое, в фонтанах и пр., А. из слизи, образующиеся при кашле и чихании, А. из инсектицидов, получаемые с помощью аэрозольных баллончиков; 2) при измельчении твёрдых тел и взмучивании порошков — например, пыль, поднимаемая с земли ветром, автомобильными колёсами, при подметании или образующаяся при пересыпании тонких порошков (муки, мела и пр.), в камнедробилках, при разрушении каменных стен, отбивании угля, шлифовании и т. д. Конденсационные А. появляются при конденсации паров — таковы природные облака, состоящие из водяных капелек или ледяных кристалликов, возникающих при конденсации водяного пара атмосферы, и близкие к облакам наземные туманы.
