Москва (1941) и др. В 1949—1971 главный штурман полярной авиации. А. — 
создатель нового метода самолётовождения по так называем условным меридианам, 
автор учебника по навигации. Награждён 2 орденами Ленина, 2 орденами Красного 
Знамени, 4 орденами Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, 
медалями.
Соч.: Лсд и пепел. Записки штурмана, М., 1984.
В. И. Аккуратов.
Акселерометр (от латинского accelero — ускоряю и греческого metr{{?}}o — 
измеряю) — прибор для измерения ускорений подвижных объектов. А. широко 
применяют на летательных аппаратах. Принцип действия А. основан на 
использовании законов инерции. Различают А. для измерения линейных и угловых 
ускорений, Наиболее распространённые А. для измерения линейных ускорений 
классифицируются: по характеру перемещения инерционной массы — на осевые и 
маятниковые; по принципу действия измерительной схемы — на непосредственного 
(прямого) и компенсационного измерения (с «электрической пружиной») и т. д. 
Электромеханический маятниковый компенсационный А. (см. рис.) — один из 
основных элементов инерциальных систем навигации.
Функциональная схема маятникового компенсационного акселерометра: 
1 —инерционная масса; 2 — датчик перемещении; 3 — усилитель; 4 — датчик силы; 
{{?}} — намеряемое ускорение; и — выходная величина.
активные системы управления — системы управления летательным аппаратом, 
предназначенные для снижения нагрузок на его конструкцию, уменьшения ускорений 
(перегрузок) в заданных его точках, а также для увеличения демпфирования 
упругих колебаний конструкций. Применение А. с. у. позволяет улучшить 
летно-технические характеристики летательных аппаратов за счёт, например, 
снижения требований к жёсткости конструкции (уменьшения массы летательного 
аппарата), увеличить критическую скорость флаттера, повысить ресурс конструкции,
 улучшить комфорт экипажа, пассажиров. Принципы действия А. с. у. и их 
структура выбираются исходя из решаемой задачи.
Системы снижения экстремальных нагрузок на крыло (рис. 1). Расчётными случаями 
экстремального нагружения крыла летательного аппарата являются манёвр и 
воздействия порывов ветра. Система снижения нагрузок при манёвре 
перераспределяет подъёмную силу (ПС) по размаху крыла таким образом, что при 
сохранении суммарной ПС изгибающие моменты в корневых и срединных сечениях 
крыла уменьшаются. Это перераспределение ПС осуществляется с помощью элевонов 
(Э), гасителей подъемной силы, закрылков. Выбор органов управления (ОУ), 
используемых в этих системах, определяется режимом полёта, влиянием скоростного 
напора и угла атаки на эффективность органов управления, конструктивными 
особенностями использования ОУ в системе снижения нагрузок и т. п. Управляющие 
сигналы формируются с помощью датчика линейных ускорений (ДЛУ) или датчика 
отклонения рычага управления (РУ). Включаемые в систему фильтры (Ф) в первом 
случае служат для подавления сигналов, вызываемых упругими колебаниями 
конструкции, во втором — для сглаживания переходных процессов изменения ПС при 
отклонении ОУ на крыле и изменении угла атаки. Эффективное (на 10—20%) снижение 
максимальных значений изгибающих моментов в корневых и срединных сечениях крыла 
большого удлинения обеспечивается с помощью расположенных в концевых частях 
крыла элевонов и гасителей ПС. При этом скорости отклонения ОУ практически не 
отличаются от обычно используемых при управлении самолётом. Для эффективного 
снижения максимальных нагрузок, возникающих при порывах ветра, может быть 
использована та же система, но без канала РУ и с увеличенным до 100{{°}}/с и 
более скоростями отклонения ОУ. Компенсация моментов по тангажу, возникающих 
при отклонении элевонов, осуществляется рулём высоты (РВ).
Системы снижения нагрузок от воздействия атмосферной турбулентности (рис. 2). 
Системы этого типа предназначены для уменьшения усталостных повреждений 
конструкции летательного аппарата от знакопеременный нагрузок, возникающих при 
болтанке. В этом случае основная часть нагрузок в сечениях крыла сосредоточена 
в диапазоне частот, включающем области частоты {{?}}кп короткопериодического 
движения летательного аппарата (см. Продольное движение) и частоты {{?}}изг 
первого тона изгибных колебаний крыла. В соответствии с этим А. с. у. содержит 
2 контура, имеющих общие ОУ — симметрично отклоняемые элевоны. первый контур, 
включающий расположенный на фюзеляже ДЛУ1 и корректирующий фильтр Ф1, 
способствует снижению нагрузки в области частоты {{?}}кп [в области от 0 до 
(2—3) {{?}}кп]. второй контур, включающий ДЛУ2 на концах крыла и корректирующий 
фильтр Ф2, работает в области частоты {{?}}изг и используется для демпфирования 
изгибных колебаний. Совместная работа обоих контуров обеспечивает во всём 
рабочем диапазоне частот значительное уменьшение спектральной плотности 
изгибающего момента, особенно в области её больших значений. Для обеспечения 
устойчивости и управляемости самолётов на РБ подаётся компенсирующий сигнал. 
Системы такого типа на дозвуковом неманёвренном самолёте позволяют снизить 
усталостные повреждения крыла от воздействия болтанкн в 3—5 раз при обычных 
параметрах системы (относительная площадь элевонов 2—3%, углы отклонения 
3—5{{°}}, скорость отклонения 30—50{{°}}/с). При соответствующем увеличении 
углов и скоростей отклонения элевонов эта система может использоваться как 
комплексная система снижения экстремальных нагрузок и нагрузок от воздействия 
атмосферной турбулентности.
Системы снижения местных ускорений при полётев турбулентной атмосфере (ССМУ). 
ССМУ (рис.3) используются для улучшения комфорта экипажа и пассажиров. Их 
структуры и рабочие диапазоны частот определяются в основном геометрическими 
размерами и массой летательного аппарата. На манёвренных самолётах основной 
вклад в возникающие при болтанке ускорения вносит колебательное движение