радиотехнических систем ближней и дальней навигации, радиосвязных систем и 
других.
На самолётах начала 90х гг. для уменьшения веса, экономии места в кабине и 
снижения нагрузки на членов экипажа автономные пульты заменены комплексными 
пультами (КП). КП построены таким образом, что могут выполнять функции 
автономных пультов любой из систем комплекса: например, КП радиотехнических 
систем может управлять настройкой и работой всех основных радиотехнических 
систем и устройств, КП системы самолётовождения отображает информацию о работе 
всех навигационных систем и при необходимости может управлять ими. В состав КП 
управления цифровым оборудованием, как правило, входят специализированный 
микропроцессор в сочетании с дисплеем и многофункциональными кнопками, 
меняющими своё назначение и индицируемые надписи непосредственно по команде 
оператора или через процессор. В КП могут быть блоки памяти (например, для 
выбора и настройки частот радиотехнических систем) и логической программы 
самоконтроля и предупреждения неправильных действий экипажа.
В зависимости от расположения П. у. в кабине различают: центральный пульт 
кабины — пульт, устанавливаемый в центре кабины между рабочими местами сидящих 
рядом членов экипажа летательного аппарата и обращённый лицевой панелью в их 
сторону; бортовой (боковой) пульт кабины летательного аппарата — 
устанавливается в кабине у левого (правого) борта летательного аппарата; 
потолочный пульт (см. рис. к статье Кабина экипажа).
П. у. в сочетании со средствами отображения информации образуют конструктивные 
элементы кабины, называемые авиационными панелями управления. Иногда П. у. 
называют щитком управления.
А. Л. Авиев.
пусковая система газотурбинного двигателя — совокупность устройств, 
предназначенных для принудительной раскрутки ротора газотурбинного двигателя 
при его запуске. П. с. состоит из пускового устройства (ПУ) — устройства для 
принудительной раскрутки ротора газотурбинного двигателя в процессе запуска, 
источника энергии, системы её передачи к ПУ, автоматики (панель с программным 
автоматом, элементы регулирования и коммутации). Выбор типа и параметров П. с. 
определяется типом и назначением летательного аппарата, значением и характером 
изменения требуемой мощности ПУ (Nпy), продолжительностью запуска 
газотурбинного двигателя, автономностью летательного аппарата. На выбор типа и 
параметров П. с. существенное влияние оказывают также возможность многоцелевого 
применения элементов П. с. (например, для подготовки и проверки энергосистем 
летательного аппарата), её ресурс, возможность запуска газотурбинного двигателя 
от работающего двигателя (на многодвигательных летательных аппаратах), 
возможность использования для запуска как от бортового, так и от аэродромного 
источника питания и других. В основном применяются электрические, воздушные (со 
сжатым воздухом низкого давления), турбокомпрессорная и гидравлическая П. с.
Область эффективного использования электрической П. с. ограничивается мощностью 
18 кВт (в отдельных случаях до 45 кВт). На лёгких вертолётах и самолётах 
электрическую П. с. применяют для запуска основного газотурбинного двигателя, 
на средних и тяжёлых — для запуска газотурбинного двигателя вспомогательной 
силовой установки (вспомогательная силовая установка) и турбокомпрессорного 
стартера. В качестве пускового устройства в электрической П. с. используются 
электростартер (электродвигатель) и стартер-генератор (при запуске 
газотурбинного двигателя используется как стартер, а при работающем двигателе — 
как электрический генератор), в качестве источников питания — аккумуляторы (Nпу 
< 15 кВт) или вспомогательная силовая установка (Nпу  =  15—45 кВт).
Воздушные П. с. (рис. 1) применяются на многодвигательных вертолётах и 
самолётах при Nпу  =  20—150 кВт. В качестве источника сжатого воздуха в такой 
П. с. используются вспомогательная силовая установка, газотурбинный двигатель, 
наземный пусковой агрегат, в качестве ПУ — воздушный турбостартер — турбина 
(центростремительная или осевая, рис. 2), работающая на сжатом воздухе низкого 
давления. Параметры воздуха на входе в воздушный турбостартер составляют: 
давление 250—500 кПа, температура 420—600 К, расход 0,35—1,2 кг/с. На некоторых 
летательных аппаратах (преимущественно одноразового применения) используются 
воздушные турбостартеры, работающие на сжатом воздухе высокого давления (от 
баллонов со сжатым воздухом).
Область применения турбокомпрессорных П. с. — одно-, двухдвигательные самолёты 
военной авиации (при Nпу > 50 кВт). В качестве ПУ в такой П. с. используется 
турбокомпрессорный стартер (газотурбинный двигатель, используемый как ПУ для 
запуска основного двигателя) или турбокомпрессорный стартер-энергоузел 
(газотурбинный двигатель, используемый как ПУ для запуска основного 
газотурбинного двигателя, а также в качестве источника энергии для питания 
бортовых систем летательного аппарата).
На летательных аппаратах с широким использованием гидравлических систем для 
запуска вспомогательной силовой установки и основного газотурбинного двигателя 
применяются гидравлические П. с. В качестве ПУ в гидравлических П. с. 
используется обратимый гидронасос, работающий при запуске газотурбинного 
двигателя как гидродвигатель (гидростартер). Для запуска вспомогательной 
силовой установки, а иногда и маломощного газотурбинного двигателя (при 
отсутствии вспомогательной силовой установки на летательном аппарате) 
применяется гидропневмоаккумулятор.
Для некоторых летательных аппаратов (преимущественно одноразового применения) 
могут использоваться П. с. с ограниченным запасом рабочего тела: с 
топливовоздушным турбостартером, в камеру сгорания которого подаётся от 
баллонов сжатый воздух высокого давления; с турбостартером, работающим на