летательного аппарат как целого в области частот от 0 до (2—3){{?}}кп. Для 
дозвуковых неманёвренных самолётов вклады этих колебаний и упругих колебаний 
его конструкции соизмеримы. Для многорежимных неманёвренных самолётов с крылом 
малого удлинения или с развитой центропланной частью ускорение в месте 
расположения лётчика определяется в основном упругими колебаниями конструкции. 
В соответствии с этими крайними случаями существуют два типа ССМУ. В ССМУ 
первого типа используются способы, основанные на компенсации порывов ветра с 
помощью органов непосредственного управления аэродинамическими силами. В этих 
системах используются флапероны (Фл), управляемые пропущенным через 
корректирующий фильтр сигналом ДЛУ. Т. к. диапазон рабочих частот системы 
включает частоту {{?}}кп, необходимы специальнst меры по компенсации влияния 
ССМУ на устойчивость и управляемость самолёта. Это достигается, например, 
введением в ССМУ сигнала отклонения РУ. пропущенного через «модель» самолёта. 
Если характеристики самолёта и модели достаточно близки, то в управляемом 
движении отклонения Фл малы. В случае, когда ускорения в месте расположения 
экипажа определяются упругими колебаниями конструкции фюзеляжа, наиболее 
эффективной является ССМУ с дополнительными аэродинамическими поверхностями, 
расположенными близко к этому месту. Здесь управление также производится по 
сигналам ДЛУ. Корректирующий фильтр выполняет две функции — выделяет в 
управляющем сигнале полосу частот, в которой находится пик спектральной 
плотности ускорения, и формирует необходимые для создания демпфирующих сил 
фазовые характеристики системы. ССМУ такого типа снижают нормальные и боковые 
перегрузки в месте размещения экипажа в 2,5—3 раза.
Системы повышения критической скорости флаттера (СПКСФ). Многообразие форм 
флаттера требует разработки различных структур системы повышения его 
критической скорости. Одними из основных задач при построении СПКСФ (рис. 4) 
являются выбор типа и места расположения датчиков для выделения сигналов 
упругих колебаний, определяющих критическую скорость флаттера, а также 
эффективных ОУ. Исполнительные элементы системы должны иметь высокое 
быстродействие и сохранять высокие динамические характеристики при малых 
входных сигналах. Например, в системе подавления изгибно-крутильного флаттера 
крыла неманёвренного самолёта (частота 2,4 Гц) используются по 2 ДЛУ на каждой 
половине крыла. Сигналы с ДЛУ через корректирующие фильтры подаются на 
флапероны и элевоны. Такая СПКСФ обеспечивает подавление флаттера этого типа 
при скорости полёта V1 на 40% превышающей критическую скорость Vкр флаттера у 
самолёта без системы, хотя несколько уменьшает декремент колебаний на частоте 2,
8 Гц. В СПКСФ крыла с подвесными элементами (подвеской) ОУ могут располагаться 
на подвеске. Управление осуществляется сигналом разности двух ДЛУ, 
установленных на концах подвески. Такая система также повышает Vкр примерно на 
40%. А. с. у. используются на самолётах Ил-96-300 и Эрбас индастри А320.
Ю. Г. Живов.
Рис. 1. Распределение подъёмном силы по крылу летательного аппарата (а) при 
использовании системы снижения экстремальных нагрузок (кривая 1) и без системы 
(кривая 2) и структурная схема (б) системы.
Рис. 2. Система снижения нагрузок от воздействия атмосферной турбулентности: 
а — расположение датчиков и структурная схема системы; б — спектральная 
плотность f изгибающего момента у самолёта с системой (кривая 1) и без неё 
(кривая 2).
Рис. 3. Системы снижения местных ускорений: I — расположение ОУ и ДЛУ; II — 
спектральные плотности f вертикального ускорения в месте расположения экипажа 
для самолёта с ССМУ (кривая 1) и без неё (кривая 2); III — структурные схемы 
ССМУ манёвренного (а) и неманёвренного (б) самолётов.
Рис. 4. Системы повышения критической скорости флаттера крыла (а) и крыла с 
подвеской (б): I — схемы расположения ДЛУ и ОУ; II— структурные схемы систем; 
III — зависимости декремента {{?}} колебаний от V/Vкр; кривые 1 — для самолёта 
с СПКСФ, кривые 2 — без СПКСФ (сплошные кривые — частота колебаний 2,4 Гц. 
штриховые — 2,8 Гц).
активный участок — участок траектории полёта ракеты-носителя, 
воздушно-космического самолёта и т. п. летательные аппараты с работающими 
двигателями. В конце А. у. достигаются заданные скорость и высота полёта и в 
большинстве случаев запускаемый объект выходит на заданную траекторию полёта. 
Если место старта расположено так, что невозможно вывести объект на траекторию 
без выключения двигателей, то полёт состоит из нескольких А. у., чередующихся с 
пассивными участками, на которых двигатели не работают. Протяжённость А. у. 
зависит от энергетических характеристик летательного аппарата, а также от 
законов управления вектором тяги и аэродинамическими силами.
акустика авиационная (от греческого akustik{{?}}s — слуховой) — раздел науки, 
посвящённый изучению возникновения, распространения и воздействия шума, 
возникающего при эксплуатации летательного аппарата, и находящийся на стыке 
аэродинамики, акустики и динамики упругих конструкций. А. а. подразделяется на 
аэроакустику и структурную акустику летательного аппарата. Аэроакустика изучает 
проблемы аэродинамической генерации звука, акустики движущейся среды, 
взаимодействия звука с потоком и методы снижения акустических шумов 
аэродинамического происхождения; структурная акустика изучает распространение 
звука по конструкциям летательного аппарата, излучение звука этими 
конструкциями, процессы формирования звуковых полей в замкнутых объёмах 
(салонах, кабинах, приборных отсеках летательного аппарата) и методы ослабления 
их интенсивности.
Выделение А. а. в самостоятельный раздел науки произошло в 60х гг. XX в. в 
связи с необходимостью решения задач по снижению шума летательного аппарата до