площадь крыла — площадь проекции крыла на его базовую плоскость (см. Системы координат) при нулевом угле атаки (см. рис.). По геометрическому признаку различают площадь трапециевидной части крыла (иногда — треугольной)-без учёта наплывов крыла, полную П. к. — с учётом наплывов по передней и задней его кромкам; несущую П. к. — с учётом подфюзеляжной его части; омываемую часть крыла, находящуюся в потоке (равна полной площади крыла за вычетом его подфюзеляжной части). П. к. (полная и трапециевидная) включает площади закрылков, предкрылков, элеронов, элевонов, тормозных щитков, интерцепторов. К П. к. не относят площадь вертикальных законцовок крыла (см. Шайбы концевые), устанавливаемых для повышения аэродинамического качества самолёта и закрепляемых на концевых нервюрах крыла. По конструктивному признаку П. к. подразделяют на центропланную часть, вписанную, как правило, в обводы фюзеляжа (иногда частично выступает за его обводы) и консольную часть. У нёкоторых самолётов крыло не имеет центроплана (подфюзеляжной части).

площадей правило в аэродинамике: волновое сопротивление тонкого тела при нулевой подъёмной силе в транс- или сверхзвуковом потоке идеального газа определяется распределением S(x) площади поперечного сечения тела вдоль его оси и имеет то же значение, что и сопротивление тела вращения (эквивалентного тела), имеющего аналогичное распределение Sэкв(x) площади поперечного сечения. Волновое сопротивление тонкого тела можно вычислить, применяя импульсов теорему к некоторой (контрольной) поверхности, расположенной на достаточно большом расстоянии от него. На таких расстояниях поле течения, согласно правилу эквивалентности (см. Тонкого тела теория), не зависит от формы поперечного сечения тела, является осесимметричным и соответствует полю течения около эквивалентного тела вращения. Это и приводит в результате к П. п.
П. п. справедливо и для комбинации тонкого тела (фюзеляжа) с тонким крылом малого удлинения. При трансзвуковом обтекании это следует из принципа эквивалентности, который выполняется для конфигурации рассматриваемого типа, и Sэкв равна полной площади её поперечного сечения. При сверхзвуковых скоростях Sэкв вычисляется несколько иначе. Например, в случае осесимметричного фюзеляжа она определяется суммой Sэкв = Sф + Sкр, где Sф — площадь поперечного сечения фюзеляжа, Sкр — площадь проекции на поперечную плоскость сечения крыла плоскостью, составляющей угол Маха (см. Маха конус) с направлением набегающего потока.

планер (французское planeur, от planer — парить) — 1) безмоторный летательный аппарат тяжелее воздуха с неподвижной несущей поверхностью — крылом для создания аэродинамической подъёмной силы. В свободном полёте П. летит со снижением (планирует) по наклонной траектории под действием собственно веса. Горизонтальный полёт или полёт с набором высоты называется парением и осуществляется благодаря использованию энергии восходящих потоков воздуха.
По назначению П. подразделяются на спортивные, экспериментальные и транспортно-десантные. Спортивные П. могут быть одно- и двухместными, стандартного (размах крыла до 15 м), открытого (без ограничений) и клубного классов. В зависимости от назначения различают учебные, пилотажные, тренировочные и рекордные П. Аэродинамическая компоновка П. (подобно самолётной) может быть различной (моноплан, биплан, «летающее крыло», бесхвостка и т. п.).

Пито трубка [по имени изобретателя — французского учёного А. Пито (Н. Pitot)] — приёмник полного давления в потоке жидкости (газа), представляющий собой Г-образную трубку, обращённую своим отверстием навстречу потоку. Измерение полного давления с помощью П. т. основано на полном торможении потока. Значение воспринимаемого П. т. давления зависит от угла между направлением потока и осью приёмной части П. т. Степень этой зависимости определяется формой головной (приёмной) части П. т., отношением диаметра приёмного отверстия к внешнему диаметру трубки и в меньшей степени скоростью набегающего потока и другими факторами. Наибольшей чувствительностью к углу скоса потока обладают П. т., имеющие хорошо обтекаемую форму головной части (сферическую, коническую, оживальную); она значительно меньше у П. т. с прямым срезом. Наименьшей чувствительностью к скосу потока обладают П. т. с протоком (см. рис.), которые обеспечивают измерение с погрешностью, не превышающей 1% при угле скоса до 50{{°}}. П. т. применяются главным образом при определении потерь энергии в различных каналах. Используются также для измерения скорости полёта летательных аппаратов (см. Приёмник воздушных давлений) или потока газа или жидкости (при этом с помощью других средств одновременно измеряются статическое давление и температура торможения).

пилот (французского pilote, от piloter — вести самолёт) — то же, что лётчик. В нашей стране термин «П.» обычно применяют к лицам, управляющим гражданскими самолётами и вертолётами или воздухоплавательными летательными аппаратами (аэростатами, дирижаблями).
Рост интенсивности воздушного движения, необходимость повышения безопасности, регулярности и экономичности полетов, а же повышения эффективности боевого применения летательного аппарата во всё усложняющихся условиях полётов потребовали значительного расширения функций, решаемых П.-н. о., их автоматизации, повышения точности, надежности, контролеспособности. Необходимость решения этих задач привела к созданию пилотажно-навигационных комплексов (ПНК), представляющих собой функционально и структурно законченные сложные информационно-управляющие системы, построенные на основе взаимодействия датчиков пилотажно-навигационной информации, средств индикации, сигнализации и исполнительных устройств с использованием ЭВМ.

пилотажно-навигационное оборудование — обеспечивает решение задач навигации и управления летательным аппаратом. Объём задач, решаемых П.-н. о. зависит от типа летательного аппарата, его назначения и условий применения. К основным задачам относятся: определение пилотажно-навигационных параметров, в том числе текущего местоположения летательного аппарат; определение отклонений от заданной траектории полёта; формирование команд управления движением центра масс летательного аппарата на заданной траектории; формирование команд управления движением летательного аппарата относительно центра масс; индикация пилотажно-навигационных параметров; формирование и выдача сигналов предупреждения о возможности выхода летательного аппарата на критические режимы полета и об отказах аппаратуры. Для решения этих задач необходима следующая информация: параметры движения центра масс летательного аппарата — координаты, вектор скорости, высотно-скоростные параметры, характеризующие движение летательного аппарата относительно воздуха; параметры движения летательного аппарата относительно центра масс —угловая ориентация основных осей летательного аппарата относительно земной системы координат (углы крена, тангажа и курс) и угловая ориентация летательного аппарата относительно вектора скорости (углы атаки, углы скольжения, сноса); параметры относительного движения летательного аппарата (относительно наземных ориентиров, других летательных аппаратов и т. п.). В таблице приведены основные средства измерения пилотажно-навигационных параметров.

пилотаж (французское pilotage, от piloter — вести самолёт) — пространственное маневрирование летательного аппарата с целью выполнения фигур в воздухе. По степени сложности П. делят на простой П., сложный пилотаж и высший пилотаж, по числу участвующих в полёте летательных аппаратов — на одиночный и групповой пилотаж. К фигурам простого П. относят вираж, горизонтальную восьмёрку, змейку, боевой разворот, спираль, скольжение, пикирование и горку с углами наклона траектории полёта к горизонту до 45{{°}}. П. осуществляется в спортивных целях, для тренировки лётчиков маневрированию в воздушном бою и атакам наземных целей.

Пиккар, Пикар (Piccard), Огюст (1884—1962) — швейцарский физик, пилот, конструктор стратостатов и батискафов, доктор наук (1913). Окончил (1910) Политехническое училище в Цюрихе. В 20 х гг. совершал полёты на свободных аэростатах в научных целях (в том числе для проверки гипотезы о постоянстве скорости света). Для исследования космических лучей в верхних слоях атмосферы построил стратостат объёмом 14,13 тысяч м3, на котором в 1931 и 1932 совершил полёты, достигнув высоты 16370 м. На батискафах собственной конструкции в 1948 и 1953 опускался на глубину до 3160 м (в Тирренском море).

переходные режимы работы двигателя — режимы работы авиационного двигателя, при которых основные параметры (тяга, мощность, частота вращения и т. п.) изменяются во времени, а параметры, характеризующие условия полёта (высота, скорость, температура атмосферного воздуха и т. п.), сохраняются практически неизменными. П. р. р. д. вызываются изменением расхода топлива, положения регулирующих органов элементов двигателя или того и другого одновременно. Среди основных П. р. р. д., сопровождаемых увеличением тяги (мощности), обычно рассматриваются запуск двигателя, приёмистость двигателя, включение системы форсирования и т. п., а среди П. р. р. д., сопровождаемых уменьшением тяги (мощности), — выключение системы форсирования, сброс газа, выключение (выбег) двигателя, включение системы реверсирования. П. р. р. д. характеризуются временем изменения тяги (мощности) от её значения на исходном режиме до 0,95 (1,05 при снижении тяги) значения на конечном режиме, линейностью изменения тяги и другими параметрами.

переход ламинарного течения в турбулентное —смена режима движения вязкой жидкости, наблюдаемая в некоторой области пограничного слоя или каналах, следах и т. п., происходящая из-за потери устойчивости ламинарного потока.
Впервые П. л. т. в т. исследовал О. Рейнольдс (1883), который установил, что режим движения жидкости (газа) зависит от значения безразмерного параметра, названного позднее Рейнольдса числом Re = uex/v (ue — составляющая вдоль поверхности скорости потока на внешней границе пограничного слоя, x — продольная координата, v — кинематическая вязкость), и переход происходит только при значениях Re, больших некоторого критического значения Re*. В области потока, где Re{{ < }}Re*, случайные возмущения, связанные с влиянием границ потока или неравномерностью самого потока, быстро затухают вниз по течению. В области, где Re{{ > }}Re*, эти возмущения в движущейся жидкости уже непрерывно нарастают и их развитие в зависимости от Re носит весь сложный характер. Вначале (при Rе {{?}} Re* имеет место нестационарное ламинарное течение с незатухающими пульсациями, с потерей устойчивости гидродинамической. При дальнейшем возрастании Re нестационарность течения усиливается и образуется так называемое перемежающееся течение, когда в потоке происходит чередование областей с ламинарными и турбулентными течениями или чередование во времени этих режимов в данном месте потока. Характеристикой этого течения служит коэффициент перемежаемости {{?}}, представляющий собой относительное время существования турбулентного режима в фиксированном сечении. При {{?}} = 1 реализуется развитое турбулентное течение. Применительно к летательным аппаратам такая смена режимов течения будет наблюдаться в пограничном слое при движении вдоль обтекаемой поверхности, при этом начало области, где Re = Re*, называется точкой потери устойчивости, а конец области, где {{?}} = 1, — точкой перехода (рис. 1). На П. л. т. в т. влияет также градиент давления, степень шероховатости поверхности тела, степень турбулентности набегающего потока, сжимаемость потока и его теплообмен с обтекаемой поверхностью и ряд других факторов. Понижение давления вдоль профиля в направлении течения эффективно подавляет возмущения в ламинарном пограничном слое, а повышение давления, наоборот, усиливает возмущения. Увеличение шероховатости поверхности и степени турбулентности потока смещает точку перехода вверх по потоку, наличие теплообмена на обтекаемой поверхности изменяет положение области перехода: охлаждение поверхности способствует стабилизации ламинарного течения, нагревание поверхности понижает устойчивость пограничного слоя.