и улучшением качества их измерения бортовыми системами и с ростом 
информативности эталона. Для решения задач Р. ц. наиболее пригодны 
информационные системы, обеспечивающие высокое разрешение элементов объекта, и 
специализированные ЭВМ матричного типа с параллельной обработкой больших 
массивов информации либо оптико-электронные системы голографического типа.
Отдельной задачей является опознавание принадлежности государственной 
принадлежности летательных аппаратов.
Расторгуев Виктор Леонидович (1910—1945) — советский лётчик-испытатель, 
планерист, мастер спорта СССР (1937). В 1931 окончил Высшую лётно-планёрную 
школу Осоавнахима. Провёл испытания летательного аппарата конструкции В. Н.
 Беляева с крылом пониженной жесткости типа «бабочка», что сыграло существенную 
роль в создании самолётов с «гибкими» крыльями. Участник Великой Отечественной 
войны, летчик-испытатель самолётов Як. Первым в СССР провёл специальные 
испытания на перевернутый штопор самолета ЯК-3. Исследовал его противоштопорные 
свойства и отработал рекомендации по выводу самолета из штопора. Провёл особо 
сложные испытания истребителей Як на флаттер и модифицированного Як-3 с 
жидкостным ракетным ускорителем — Як-3РД. Установил ряд всесоюзных и мировых 
рекордов по планёрному спорту. Погиб в испытательном полёте. Награждён орденами 
Красного Знамени, «Знак Почёта», медалями. Именем Р. назван кратер на Луне.
В. Л. Расторгуев.
расход воздуха в авиационном двигателе — отношение количества воздуха, 
поступающего в двигатель из атмосферы, ко времени его поступления. Р. в. 
достигает в мощных турбореактивных двухконтурных двигателей с большой степенью 
двухконтурности 600—700 кг/с во взлётных условиях, в малоразмерных 
газотурбинных двигателях — 1—25 кг/с. С увеличением высоты полёта Р. в. 
уменьшается из-за падения плотности воздуха. С увеличением скорости полёта Р. в.
 возрастает вследствие повышения входного давления скоростным напором. Наряду с 
удельной тягой Р. в. является одним из основных факторов, определяющих габариты 
двигателя заданной тяги.
расход рулей — углы отклонения рулей управления лётчиком посредством рычагов 
управления и (или) от автоматических устройств. Для нерезервированных систем 
управления предельные Р. р., реализуемые системами, обычно не превышают 25% их 
максимального хода {{?}}max. По мере повышения уровня автоматизации систем 
управления Р. р. от автоматики увеличивались. Они могут достигать значений 
{{?}}max.
расход топлива — выражается в абсолютных и относительных величинах. К первым 
относится расход топлива за всё время полёта от аэродрома отправления до 
аэродрома назначения или на отдельных этапах полёта. К относительным величинам 
относятся: 1) удельный Р. т. в кг топлива на 1 кВт в 1 ч — у поршневых 
двигателей и турбовинтовых двигателей и в кг топлива на 1 Н тяги в 1 ч — у 
турбореактивных двигателей. Удельный Р. т. — одна из основных характеристик 
двигателей; 2) часовой Р. т. в кг топлива на 1 ч полёта; 3) километровый Р. т. 
в кг топлива на 1 км пути. Два последних показателя могут выражаться 
осреднённым значением, когда принимается полный расход топлива от старта до 
посадки, или показателем, соответствующим Р. т. только на крейсерском участке 
полёта; при этом исключается расход топлива на набор высоты и снижение перед 
посадкой; 4) Р. т., приходящийся на 1 пассажиро-км или 1 тонно-км. См. также 
статью Удельный расход топлива.
расцепка — механическое разделение элементов конструкции летательного аппарата 
в полёте. Применяется при отделении элементов подвески (бомб, ракет, подвесных 
топливных баков и т. д.) от самолёта, разделении блоков (модулей) или ступеней 
многоступенчатых космических летательных; в 30е гг. применялась при отделении 
самолётов от «авиаматки».
Основное требование при Р. — исключение возможности соударения расцепляющихся 
элементов. Р. производится по узлам механической связи с одновременным или 
предшествующим Р. разъединением электрических, гидравлических и пневматических 
коммуникаций, связывающих разделяющиеся элементы системы. Р. реализуется в 
различных конструкциях с помощью механических замков, пиротехнических устройств 
(пироболты), вспомогательных ракетных двигателей твердого топлива, пружинных 
или пневматических толкателей. Р. предшествует запуску двигателя следдующей 
ступени многоступенчатого космического летательного аппарата или осуществляется 
после его включения. В ряде конструкций для Р. используют аэродинамические силы.
 Однако этот способ эффективен лишь в определенном диапазоне высот и скоростей 
полёта летательного. В разреженных слоях атмосферы и в космосе Р. 
осуществляется с помощью механических устройств и систем со специальными 
ракетными двигателями. Сокращение времени Р. уменьшает потери скорости 
летательного аппарата.
расчётная нагрузка — предельное значение внешней нагрузки, по которому 
производится расчёт конструкции летательного аппарата на прочность. Конструкция 
не должна разрушаться при нагрузках, меньших Р. н. Значение Р. н. определяется 
для каждого расчётного случая как произведение эксплуатационной максимальной 
нагрузки на коэффициент безопасности.
расчётный режим работы двигателя — задаваемый при проектировочном расчёте 
авиационного воздушно-реактивного двигателя режим его работы. При 
проектировании определяются размеры проходных сечений проточной части двигателя 
и его составных частей — компрессора, турбины, камеры сгорания, реактивного 
сопла и т. д. Размеры проточной части должны соответствовать установленным в 
техническом задании требованиям к основным показателям двигателя на расчётном 
режиме — тяге (мощности), удельному расходу топлива и др. При предварительном 
проектировании авиационного газотурбинного двигателя иногда в качестве