летательного аппарата и служат признаком приближения опасных режимов полёта 
(сваливание, интенсивные колебания). Средний Б. затрудняет пилотирование 
летательного аппарата из-за аномального функционирования некоторых бортовых 
систем и приборов в условиях довольно интенсивных вибраций, ухудшает комфорт 
экипажа и пассажиров, приводит к существенному снижению ресурса конструкции. 
Тяжёлый Б. исключает возможность пилотирования летательного аппарата, так как 
при очень интенсивных вибрациях экипаж полностью теряет работоспособность. 
Последствиями тяжёлого Б. для летательного аппарата являются разрушения 
элементов его конструкции. Наиболее часто Б. возникает на трансзвуковых, 
скоростях полёта.
Б. в основном исследуется экспериментальным путём (на моделях летательных 
аппаратах в аэродинамических трубах) и при лётных испытаниях натурного 
летательного аппарата. Испытания моделей проводятся в несколько этапов: для 
определения областей срыва потока (рис. 3) с высоким уровнем пульсаций давления 
используется визуализация течений; нестационарные аэродинамические силы, 
вызывающие Б., определяются измерением пульсации составляющих давления с 
помощью внутримодельных малоинерционных преобразователей давления с последующим 
спектральным и корреляционным анализом результатов измерений. Интенсивность Б. 
оценивается по результатам измерений виброперемещений, виброперегрузок и 
вибронапряжений на динамически-подобной модели летательного аппарата в 
аэродинамической трубе. Для некоторых элементов летательного аппарата, например,
 панелей обшивки, стенок топливных баков и другие, последний этап испытаний 
иногда заменяется расчётом напряжённо-деформированного состояния с 
использованием результатов измерений нестационарных аэродинамических сил. 
Достоверность результатов, полученных при испытаниях моделей, для анализа Б. 
натурных летательных аппаратов зависит от выполнения подобия критериев. 
Отдельные критерии подобия, в том числе один из наиболее важных в данном 
случае — Рейнольдса число, как правило, соблюсти не удаётся. Поэтому для 
окончательного, суждения об интенсивности Б., выявления его особенностей на 
данном летательном аппарате большое значение имеют исследования Б. на натурном 
летательном аппарате в полёте.
Методы снижения интенсивности Б. основаны на улучшении аэродинамической 
компоновки летательного аппарат, плавном сопряжении фюзеляжа с крылом и 
оперением, рациональном выборе параметров крыла (удлинения, угла стреловидности,
 толщины и кривизны профиля), на придании удобообтекаемой формы выступающим 
элементам летательного аппарата (пилонам, антеннам и др.). Расположение 
надлежащим образом хвостового оперения летательного аппарата относительно крыла 
позволяет избежать попадания оперения в спутный след крыла. В некоторых случаях,
 например, при Б. обшивки, увеличивают толщину обшивки и усиливают 
подкрепляющие её элементы, а также применяют демпфирующие прокладки или обмазки.
 Для предотвращения Б. эффективно использование активных систем управления.
Первая вызванная Б. катастрофа самолёта случилась в Германии в 1930. Именно она 
послужила толчком для развития лабораторных исследований Б. на моделях в 
аэродинамических трубах. В Германии эти работы велись под руководством X.
 Бленка, в Великобритании — В. Данкана. В СССР первые систематические 
исследования Б. хвостового оперения самолётов выполнены в 30х гг. Г. Г.
 Абдрашитовым. Интенсивно исследовался Б. в 50—60х гг. в связи с широким 
освоением области трансзвуковых скоростей полёта. Важнейшее направление 
исследования Б. в 80е гг. — установление соответствия между результатами 
испытаний моделей в аэродинамических трубах и результатами лётных испытаний 
натурных летательных аппаратов, а также разработка общих методов расчёта 
различных видов Б.
Лит.: Абдрашитов Г. Г., К вопросу о бафтинге хвостового оперения, М., 1939 (Тр. 
Центральный аэрогидродинамический институт, № 395). См. также литературу при 
статье Аэроупругость.
Рис. 1 Спектры пульсаций давления в точке Д крыла при различных углах атаки: 
рср кв — среднеквадратичное значение пульсаций давления: q — скоростной напор; 
f — частота пульсаций.
Рис. 2. Спектры виброускорения в точке А крыла при различных углах атаки: aср 
кв — среднеквадратичное значение виброускорения; q — скоростной напор; f — 
частота вибраций.
Рис. 3. Зоны отрыва потока на крыле при трансзвуковой скорости: 1 — скачки 
уплотненна; 2 — отрыв на задней кройке; 3 — отрыв на конце крыла; 4 — отрыв с 
передней кройки; 5 — отрыв, индуцированный скачком: стрелка — направление 
потока.
Бахчиванджи Григорий Яковлевич (1909—1943) — советский лётчик-испытатель, 
капитан, Герой Советского Союза (1973, посмертно). С 1933 в Советской Армии. 
Окончил Оренбургское авиационно-техническое (1933) и лётное (1934) военные 
училища. Работал лётчиком-испытателем в научно-исследовательском институте 
военно-воздушных сил. Участник Великой Отечественной войны. В 1942 отозван с 
фронта для испытаний первого советского ракетного истребителя БИ. Погиб в 
испытательном полёте. Награждён 2 орденами Ленина. Именем Б. назван кратер на 
Луне. В посёлке Кольцове (Свердловская область), станице Бриньковская 
(Краснодарский край) и в аэропорту Екатеринбурга воздвигнуты памятники лётчику.
Г. Я. Бахчиванджи
Бе — марка самолётов, созданных в опытно-конструкторском бюро морского 
самолётостроения, которым с 1934 руководил Г. М. Бериев, а с 1968 —А. К.
 Константинов (см. Таганрогский авиационный научно-технический комплекс). 
Опытно-конструкторское бюро специализируется на разработке гидросамолётов и 
самолётов-амфибий. Основные данные некоторых самолётов приведены в табл.