Нормами В. п. СССР регламентированы также правовое положение воздушных судов, порядок деятельности аэродромов и аэропортов, правила осуществления воздушных (в том числе и международных) перевозок пассажиров, багажа и грузов, ответственность перевозчика и других лиц при воздушных передвижениях и другие вопросы.

  Лит.: Курс международного права, т. 3, М., 1967, гл. X, с. 294—336; Верещагин А. Н., Международное воздушное право, М., 1966; Шоукросс и Бьюмонт, Воздушное право, сокр. пер. с англ., М., 1957.

  Н. В. Миронов.

Возду'шной ско'рости указа'тель, авиационный прибор для измерения скорости полёта летательного аппарата (самолёта, вертолёта) относительно воздушной среды. Определение воздушной скорости V необходимо для пилотирования самолёта, так как подъёмная сила крыла пропорциональна квадрату воздушной скорости, а также для навигационных целей, например для вычисления пройденного самолётом пути и др.

  В. с. у. состоит из 3 основных частей: приёмника воздушного давления, трубопровода и стрелочного указателя. Приёмник воспринимает статическое давление р_ст и динамическое (полное) давление р_д . Их разность равна скоростному напору, т. е. 0,5 rV², где r — плотность воздуха. Так как деформация чувствительного элемента — манометрической (анероидной) коробки — В. с. у. происходит под действием разности давлений, то в соответствии с данной зависимостью шкалу градуируют в единицах воздушной скорости. При измерении скоростей полёта свыше 800 км/ч вносится поправка, учитывающая сжимаемость воздуха.

  Показания прибора прямо пропорциональны значению r, зависящему от давления р и температуры Т окружающего воздуха. Если их полагать неизменными (р = 101 325 н/м² = 760 мм рт. ст. и Т = 288 К), то прибор будет указателем индикаторной (приборной) воздушной скорости. Если же в показания прибора вводить коррекцию на их изменение с высотой полёта (это реализуется автоматически некоторым усложнением кинематической схемы механической передачи от чувствительного элемента к стрелке указателя), то прибор будет указателем истинной воздушной скорости. Практически применяют двухстрелочный (комбинированный) В. с. у., на котором одна стрелка даёт показания приборной, а другая — истинной воздушной скорости.

  А. Л. Горелик.

Возду'шно-косми'ческий самолёт (ВКС), новый вид пилотируемого реактивного летательного аппарата (в частности, крылатого) с несущей поверхностью, предназначенный для полёта в атмосфере и в космическом пространстве, сочетающий свойства самолёта и космического летательного аппарата. Рассчитан на многократное использование, должен взлетать с аэродромов, разгоняться до орбитальной скорости, совершать полёт в космическом пространстве и возвращаться на землю с посадкой на аэродром. Одно из основных назначений ВКС — снабжение обитаемых орбитальных станций и смена их экипажей. За счёт многоразового использования ВКС предполагается обеспечить большую его эффективность и экономичность в сравнении с современными ракетами-носителями. В США рассматривается возможность применения ВКС для военных целей. В качестве силовой установки ВКС предполагается сочетание воздушно-реактивного двигателя — для полёта в пределах атмосферы, и жидкостного ракетного двигателя — для полёта в космическое пространстве (см. Воздушно-ракетный двигатель ). Изучается также возможность применения ядерных силовых установок. Проводится исследование ряда сложных проблем, связанных с созданием ВКС, и разрабатываются (1970) отдельные проекты ВКС (например, «Астро» — в США, «Мустард» — в Великобритании) с начальной массой до нескольких сотен т .

Возду'шно-раке'тный дви'гатель, комбинированный реактивный двигатель, в котором осуществляются циклы воздушно-реактивного двигателя и ракетного двигателя . Возможно использование в космонавтике для воздушно-космических самолётов . Иногда так называемый двигатель, в котором применяется в качестве окислителя сжиженный в полёте атмосферный воздух; такой гипотетический двигатель предполагается для длительных полётов в верхних слоях атмосферы.

Возду'шно-реакти'вный дви'гатель (ВРД), реактивный двигатель , в котором для сжигания горючего используется кислород, содержащийся в атмосферном воздухе. ВРД приводит в движение летательные аппараты (самолёты, вертолёты, самолёты-снаряды). Сила тяги в ВРД возникает в результате истечения рабочих газов из реактивного сопла. Для получения большой скорости истечения газов из сопла воздух, поступающий в камеру сгорания ВРД, подвергается сжатию. В зависимости от способа сжатия воздуха ВРД делятся на турбокомпрессорные (ТРД), пульсирующие (ПуВРД) и прямоточные (ПВРД).

  Турбокомпрессорные ВРД (ТРД) имеют компрессор с приводом от газовой турбины, что позволяет независимо от скорости полёта создавать сжатие воздуха, обеспечивающее большие скорости истечения газов из выходного (реактивного) сопла и большую силу тяги. ТРД широко применяется на самолётах, вертолётах, беспилотных самолётах-снарядах. ТРД можно устанавливать на катерах, гоночных автомобилях, аппаратах на воздушной подушке и др. (см. Турбокомпрессорный двигатель ).

  Пульсирующий ВРД (ПуВРД) имеет (рис. 1 ) входной диффузор (для сжатия воздуха под влиянием кинетической энергии набегающего потока), отделённый от камеры сгорания входными клапанами, и длинное цилиндрическое выходное сопло. Горючее и воздух подаются в камеру сгорания периодически. При сгорании смеси давление в камере повышается, так как клапаны на входе автоматически закрываются, а столб газов в длинном сопле обладает инерцией. Газы под давлением с большой скоростью вытекают из сопла, создавая силу тяги. К концу процесса истечения давление в камере сгорания падает ниже атмосферного, клапаны автоматически открываются и в камеру поступает свежий воздух, впрыскивается топливо; цикл работы двигателя повторяется. ПуВРД способен создавать тягу на месте и при небольших скоростях полёта. Когда клапаны закрыты, ПуВРД имеет большое аэродинамическое сопротивление по сравнению с другими типами ВРД, небольшую тягу и используется лишь для аппаратов со скоростью полёта меньше звуковой.

  В прямоточном ВРД (ПВРД) во входном диффузоре (рис. 2 ) воздух сжимается за счёт кинетической энергии набегающего потока воздуха. Процесс работы непрерывен, поэтому стартовая тяга у ПВРД отсутствует. При скоростях полёта ниже половины скорости звука (ниже 500 км/ч ) повышение давления воздуха в диффузоре незначительно, поэтому получаемая сила тяги мала. В связи с этим при скоростях полёта, соответствующих М < 0,5 (где М — число Маха, см. М-число ), ПВРД не применяется; при М = 3 (скорость полёта около 3000 км/ч ) давление в камере сгорания повышается примерно в 25 раз. ПВРД могут работать как на химическом (керосин, бензин и др.), так и на атомном горючем. При установке ПВРД на самолётах с меняющейся скоростью полёта, например на истребителях-перехватчиках, входное устройство должно иметь регулируемые размеры и изменяемую форму для наилучшего использования скоростного напора набегающего потока воздуха. Реактивное сопло также должно иметь регулируемые размеры и форму. Взлёт самолёта-перехватчика с ПВРД производится при помощи ракетных двигателей (на жидком или твёрдом топливе) и только после достижения скорости полёта, при которой воздух в диффузоре имеет достаточно высокое давление, начинает работу ПВРД. Основные преимущества ПВРД: способность работать на значительно больших скоростях и высотах полёта, чем ТРД; большая экономичность по сравнению с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), так как в ПВРД используется кислород воздуха, а в ЖРД кислород вводится в виде одного из компонентов топлива, транспортируемого вместе с двигателем; отсутствие движущихся частей и простота конструкции. Главные недостатки ПВРД: отсутствие статической (стартовой) тяги, что требует принудительного старта; малая экономичность при дозвуковых скоростях полёта. Применение ПВРД наиболее эффективно для полёта с большими сверхзвуковыми скоростями. ПВРД со сверхзвуковой скоростью сгорания топлива (в камере сгорания) называется гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД). Его применение целесообразно на летательных аппаратах при скоростях полёта, соответствующих М = 5—6. Области применения различных типов двигателей показаны на рис. 3 .