“Сааб-скания” (SAAB-Scania AB) — промышленный концерн Швеции. Образован в 1968 в результате слияния автомобильного концерна “Скания Вабис” с самолётостроительной фирмой “СААБ” (Svenska Aeroplan AB. SAAB), основанной в 1937 для производства военных самолетов и вошедшей в состав концерна в качестве самолетостроительного отделения. Отделение имеет филиалы, производящие управляемые ракеты, космические системы, электронное оборудование, тренажеры. Фирма “СААБ”, затем отделение концерна выпускали: бомбардировщик СААБ 18 (первый полёт в 1942), истребитель J21 (1943), реактивный истребитель J29 (1948), истребитель-бомбардировщик А32 “Лансен” (1952), истребитель J32 (1957), сверхзвуковой истребитель J35 “Дракен” (1955, см. рис. 1), истребитель-бомбардировщик AJ37 “Вигген” (1967, см. рис. в таблице XXXIV), истребитель JA37 “Вигген” (1974), пассажирский самолёт СААБ 340 с двумя турбовинтовыми двигателями (1983, совместная разработка с США, с 1985 полностью шведская программа). С 1949 построено более 1500 самолётов с поршневыми двигателями и свыше 2000 реактивных военных самолётов. Основные программы 80-х гг.: производство истребителей JA37 и самолётов SAAB-340B (до 37 пассажиров, 2 турбовинтовых двигателя по 1300 кВт, дальность полёта до 1520 км, крейсерская скорость 520 км/ч; рис. 2), разработка истребителей нового поколения JAS39 “Грипен” (рис. 3). Основные данные некоторых самолётов концерна приведены в таблице.

Таблица — Самолёты концерна “СААБ-Скания”

Основные данные

Штурмовик А32А

Перехватчик J29F

Многоцелевой истребитель J35F

Истребитель JA37

Многоцелевой истребитель JAS39

Первый полёт, год

1952

1954

1965

1974

1988

Число и тип двигателей

1 ТРДФ

1 ТРД

1 ТРДФ

1 ТРДДФ

1 ТРДДФ

Тяга двигателя, кН

44,1

27,5

78,5

125

81,5

Длина самолёта, м

14,65

10,1

15,35

15,45

14,1

Высота самолёта, м

4,75

3,73

3,9

5,9

4,7

Размах крыла, м

13

11

9,4

10,6

8

Площадь крыла, м2

37

24

49,2

46

30,5

Максимальная взлётная масса, т

13

8

15

22,5

~8

(нормальная)

Масса пустого самолёта, т

7

4,5

7,6

12,2

5,65

Боевая нагрузка, т

1

0,6

1,5

до 6

1,5

Радиус действия, км

1000

800

720

1000

-

Максимальная скорость полёта, км/ч

1125

1060

2100

2125

M¥ > 1

Потолок, м

15000

13700

18000

18000

-

Экипаж, чел.

2

1

1

1

1

Вооружение:

         

пушки

4 X 20 мм

4 X 20 мм

1 X30 мм

1 X 30 мм

1 X 27 мм

управляемые ракеты

2

-

4

4

Несколько УР

Рис. 1. Истребитель J35 “Дракен”.

Рис. 2. Пассажирский самолёт SAAB 340B.

Рис. 3. Истребитель JAS39 “Грипен”.

“Саач” (СААС, Civil Aviation Administration of China) — национальная авиакомпания Китайской Народной Республики. Состоит из нескольких региональных авиакомпаний. Осуществляет перевозки внутри страны и в страны Европы, Азии, Ближнего Востока, а также в Японию, Россию и США. Основана в 1949. Авиационный парк — более 200 самолётов.

Сабена” (SABENA, Societe Anonyme Beige d'Explpitation de la Navigation A{{é}}rienne) —авиакомпания Бельгии. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы, Африки, Ближнего и Дальнего Востока, а также в Россию, США и Канаду. Основана в 1923, одна из старейших в мире. В 1989 перевезла 2,8 миллионов пассажиров, пассажирооборот 6,76 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 28 самолётов.

Сабинин Григорий Харлампиевич (1884—1968) — советский учёный в области аэродинамики, профессор (1937), доктор технических наук (1934), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1946). Окончил Императорское техническое училище (1913; позже МВТУ). В студенческие годы совместно с Б. Н. Юрьевым создал основы импульсной теории гребного винта. С 1919 в ЦАГИ, где был начальником аэродинамического отдела, член коллегии института. Труды по динамической устойчивости самолёта, регулированию газовых турбин, реактивным двигателям, рабочим процессам в лопаточных машинах. Государственная премия СССР (1943). Награждён 3 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями.

Лит.: Ушаков К. А., Научная деятельность профессора Г. X. Сабинина (к 75-летию со дня рождения), в кн.: Промышленная аэродинамика, в. 13, М., 1959.

Савицкая Светлана Евгеньевна (р. 1948) — советская лётчица, космонавт, лётчик-космонавт СССР (1982), лётчик-испытатель; заслуженный мастер спорта СССР (1970), дважды Герой Советского Союза (1982, 1984). Дочь Е. Я. Савицкого. Окончила Центральную лётно-техническую школу при ЦК ДОСААФ СССР (1971) и работала в ней инструктором, в 1972 окончила МАИ. Абсолютная чемпионка мира по высшему пилотажу на поршневых самолётах (1970). Установила 3 мировых рекорда в групповых прыжках с парашютом из стратосферы и 15 мировых рекордов на реактивных самолётах. С 1976 лётчик-испытатель ОКБ А. С. Яковлева. С 1980 в отряде космонавтов. Совершила два полёта в космос (1982, 1984), в одном из которых выходила в открытое космическое пространство. Народный депутат СССР (с 1989). Медаль де Лаво и 18 дипломов ФАИ, 16 золотых спортивных медалей СССР. Награждена 2 орденами Ленина, орденом “Знак Почёта”.

Соч.: Вчера и всегда. М., 1988.

С. Е. Савицкая.

Савицкий Евгений Яковлевич (1910—1990) — советский военачальник, маршал авиации (1961), заслуженный военный лётчик СССР, дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1929. Окончил военную школу лётчиков (1932), Высшую военную академию (1955; позже Военная академия Генштаба Вооружённых Сил СССР). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром авиаполка, авиадивизии, командующим авиагруппой воздушной армии, командир истребительного авиакорпуса. Совершил 216 боевых вылетов, сбил лично 22 и в составе группы 2 самолёта противника. После войны команд, авиацией ПВО страны (1948—1953, 1954—1966), заместитель главнокомандующего Войсками ПВО (1966—1980). С 1980 в Группе генеральных инспекторов МО СССР. Депутат ВС СССР в 1962—1966. Ленинская премия (1978). Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 5 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 2-й степени, Кутузова 2-й степени, Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, орденом “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями, а также иностранными орденами. Бронзовый бюст в Новороссийске.

Соч.: Я — “Дракон”. Атакую!.... М., 1988; Полвека с небом, М., 1988.

Лит.: Сомов Г. А., Маршал авиации. М., 1990.

Е. Я. Савицкий.

Cавицкий Михаил Алексеевич (1890—1984) — советский военный лётчик, инженер, инициатор организации производства парашютов в СССР. Окончил Гатчинскую школу военных лётчиков (1916). В Гражданскую войну командовал авиаотрядом. Окончил Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1928; ныне ВВИА). Возглавлял первую в стране парашютную лабораторию в НИИ ВВС, был директором парашютного завода. Автор многих научных трудов. Удостоен диплома П. Тиссандье (ФАИ). Награждён орденами Красного Знамени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

Сазерленда формула [по имени английского физика У. Сазерленда (Sutherland)] — приближённо описывает зависимость динамической вязкости газа {{m }} от термодинамической температуры T:

{{формула}}

где {{s }} — диаметр молекулы газа, м; m — масса молекулы, кг; k = 1,38—10—23 Дж/К — постоянная Больцмана; S — постоянная, зависящая от химического состава газа (для воздуха S = 114 в диапазоне температур 273—573 К). С. ф. получена на основании модели газа, в которой молекулы представляются гладкими, упругими, взаимно притягивающимися сферами; справедлива в довольно широком интервале значений температур. С. ф. используется при исследованиях и расчётах обтекания летательного аппарата, когда необходим учёт изменения {{m }} в зависимости от температуры, например при анализе аэродинамического нагревания.

салон пассажирский — обособленная часть пассажирской кабины, отделённая от других помещений перегородками (или поперечными проходами), с рядами пассажирских кресел, установленными, как правило, с одинаковым шагом. Интерьер С. образуется различными элементами: стенообразующими поверхностями (оконные панели, багажные полки для ручного багажа и мелких вещей пассажиров, панели потолка и т. п.), пассажирскими креслами, цветосветовым решением и декоративной отделкой, средствами индивидуального обслуживания пассажиров (индивидуальные вентиляция и освещение, кнопки вызова бортпроводников и т. п.), а также системами зрительной информации (надписи, табло и др.) и развлечения пассажиров (см. Класс пассажирского салона).

Формирование интерьера С. зависит от типа самолёта, его назначения, уровня обслуживания, продолжительности полёта, моды, национальных особенностей и культурных традиций страны и т. д. На различных этапах развития пассажирской авиации существовали определенные представления об оформлении внутреннего пространства самолёта. Нерегулярность и, как правило, кратковременность полётов, а также сравнительно простая конструкция первых пасс, самолётов (бипланы с матерчатой или фанерной обшивкой) обусловливали простоту обслуживания пассажиров с минимумом удобств в полёте, что отражалось в оформлении интерьера. Закрытая пассажирская кабина представляла собой вытянутый отсек, напоминавший железнодорожный вагон тех лет, с окрашенными фанерными или полотняными стенами, большими прямоугольными окнами, лёгкими сиденьями или плетёными креслами (рис. 1).

Пассажирский самолёты 20—30-х гг. имели, как правило, малую грузоподъёмность, стоимость перевозок на них была высокой, и поэтому услугами их как в СССР, так и за рубежом пользовался ограниченный контингент пассажиров. Небольшие скорости и длительное пребывание пассажиров в полёте, а также стремление проектировщиков привлечь пассажиров, сделав самолёт более комфортабельным и конкурентоспособным по сравнению со средствами железнодорожного и морского транспорта, способствовали созданию дополнительных удобств для небольшого круга пассажиров. Устраивались отдельные купе-каюты со спальными местами или трансформирующимися в кровать креслами, комнаты отдыха, столовые и другие помещения (рис. 2). На советских самолётах преобладали относительно простые интерьеры, которые чаще всего выполнялись в “трамвайной” или “вагонной” архитектуре, с некоторыми характерными для своего времени элементами украшений (рис. 3).

В 40—50-е гг. появление более скоростных многоместных пассажирских самолётов, сокращение времени полета, превращение авиационного транспорта в экономичный и более популярный вид общественного транспорта, а также изменения в конструкции самолётов (на смену самолётам с коробчатыми фюзеляжами пришли самолёты с цельнометаллическими цилиндрическими фюзеляжами) обусловили создание нового авиационного интерьера со стандартными, равными для всех, рациональными удобствами. Пассажирский С. представлял собой вытянутое помещение с равномерно чередующимися окнами-иллюминаторами, стандартными элементами (багажными полками в виде рамок и сеток, плафонами освещения и т. п.), а также рядами специальных кресел, разделённых продольным проходом (рис. 4 и 5). На некоторых самолётах нашли отражение украшательские тенденции тех лет, имевшие место в архитектуре и искусстве, — интерьер украшали плюшевыми портьерами, светильниками под мрамор, багажными полками из позолоченного металла, бутафорскими пилястрами и капителями у окон и т. д. (рис. 6 и 7). Основное направление развития пассажирского воздушного транспорта 60-х гг., пополнившегося самолётами с возросшими скоростью, высотой полёта и пассажировместимостью, — обеспечение достаточно высокого, равного для всех пассажиров уровня комфорта и экономичности самолётов. Благодаря применению новых конструкционных и декоративно-отделочных материалов и прогрессивных технологии, а также появлению новых технических возможностей интерьеры самолётов стали простыми и лаконичными по форме. Основные элементы интерьера: штампованные панели потолка, стен с равномерно чередующимися овальными, эллипсовидными, круглыми окнами и рядами кресел (рис. 8). В 70—80-х гг. на смену этим интерьерам приходят выразительные и комфортабельные интерьеры широкофюзеляжных самолётов, в которых возможны новые формы обслуживания и развлечения пассажиров. В пассажирских С. таких самолётов, имеющих внушит, размеры и всё меньше напоминающих тесную и неуютную кабину или вытянутую трубу-фюзеляж, расположено несколько сотен комфортабельных кресел, большие кино- и телевизионные экраны, просторные холлы и лестницы, ведущие на верхнюю и нижние палубы (рис. 9).

Е. Н. Соколовская

Рис. 1. “Илья Муромец” (1913—1914, Россия).

Рис. 2. “Фоккер” — F IV (1923, Германия).

Рис. 3. АНТ-9 (1929, СССР).

Рис. 4. Ил-12 (1946, СССР).

Рис. 5. Ил-14 “Салон” (1957, СССР).

Рис. 6. Ту-114 (1957, СССР).

Рис. 7. Ту-124 (1960, СССР).

Рис. 8. Ил 62M (1970, СССР).

Рис. 9. Ил-86 (1976. СССР).

самовращение аэродинамическое — возникает на закритических углах атаки в результате потерн самолётом аэродинамического демпфирования крена из-за асимметрии в распределении областей отрыва потока по крылу. Самопроизвольное вращение (в основном относительно продольной оси) вызывается появлением начальной скорости крена, например после сваливания. Природу аэродинамического момента, приводящего к вращению самолёта, можно понять, анализируя зависимость коэффициента подъёмной силы cy (см. Аэродинамические коэффициенты) от угла атаки {{a }} (рис. 1). При кренении самолёта консоль крыла, идущая вниз, имеет большие углы атаки, чем идущая вверх. На докритических углах cy < cy max, а dcy/d{{a }} > 0, увеличение а приводит к возрастанию подъёмной силы, а уменьшение — к её убыванию. В результате возникает демпфирующий момент крена, направленный против вращения. При углах атаки больше критического {{a }}кр, когда наклон кривой cy({{a }}) меняется на противоположный (диапазон развития по крылу областей отрыва потока), на консоли крыла, идущей вниз, происходит уменьшение подъёмной силы, а на консоли, идущей вверх, — увеличение, и вместо демпфирующего момента возникает раскручивающий момент, стремящийся увеличить скорость крена. Асимметрия расположения областей отрыва потока по крылу, обусловленная появлением скорости крена, в свою очередь способствует её дальнейшему увеличению. Большая часть момента С. создаётся на самолёте крылом, хотя и другие его части при возникновении на них срыва потока могут способствовать вращению.

На рис. 2 приведены примерные зависимости аэродинамического момента M{{a }} относительно оси вращения самолёта от безразмерной угловой скорости {{v }} = {{w }}l/2V (где {{w }} — скорость крена, l — размах крыла, V — скорость полёта), определяющей изменение угла атаки на концах крыла, для трёх различных значений {{a }}. На докритических углах атаки демпфирующий момент практически пропорционален {{v }}. На околокритических углах атаки ({{a ~ a }}кр) при возникновении небольшой угловой скорости появляется положит, момент, усиливающий вращение. При дальнейшем увеличении угловой скорости аэродинамический момент меняет знак. Значение {{v }}, соответствует устойчивому режиму С. На закритических углах атаки ({{a }} > {{a }}кр) существует диапазон {{v }} < {{v }}2, где сохраняется демпфирование. Превышение {{v }}2 приводит к попаданию в устойчивый установившийся режим С. с угловой скоростью {{v }}3. Существенное влияние на возможность существования С. оказывает скольжение. Условие баланса раскручивающего и демпфирующего аэродинамических моментов (M{{s }} = 0), наряду с условием балансировки самолёта по тангажу, является одним из необходимых условий для существования режима установившегося штопора.

У манёвренных самолётов со стреловидным (в том числе треугольным) крылом потеря аэродинамического демпфирования крена, связанная с асимметричным отрывом потока с правой и левой консолей крыла, на околокритических углах атаки, например при выполнении виражей, может привести к установлению автоколебаний по крену, воспринимаемых лётчиком как покачивание самолёта с крыла на крыло. Эти автоколебания, как правило, предшествующие сваливанию, при значительной их амплитуде могут серьёзно усложнить пилотирование самолёта.

С. часто называют авторотацией крыла.

Лит.: Котик М. Г., Динамика штопора самолета, М., 1976.

М. Г. Гоман

Рис. 1. Возникновение демпфирующего (а) и раскручивающего (б) моментов при самовращении. Стрелками показано направление вращения и распределение подъёмной силы по крылу.

Рис. 2.

самовыключение двигателя, заглохание двигателя, — непреднамеренная остановка (выключение) двигателя без команды пилота. С. д. характеризуется более резким по сравнению с управляемым процессом изменением режима работы и более глубоким изменением параметров по сравнению с их значениями на режиме авторотации двигателя. Причиной С. д. являются отказы, например топливной системы, неисправности системы автоматического регулирования и других систем двигателя, а также функциональные отказы, связанные с недостаточными запасами устойчивой работы отдельных элементов силовой установки (воздухозаборника, компрессора, основной и форсажной камер сгорания) или воздействием внешних возмущений, климатических и атмосферных факторов, превышающих допустимый по техническим условиям уровень.

Потеря устойчивости при функциональных отказах может вызываться помпажами воздухозаборника, вентилятора или компрессора (см. Помпаж двигателя), погасанием основной или форсажной камер сгорания. Вследствие газодинамической связи между всеми элементами в газотурбинном двигателе потеря устойчивости в одном из элементов может вызвать потерю устойчивости в остальных элементах двигателя. Для предотвращения потери устойчивости и восстановления исходного режима после самовыключения двигатели оборудуются системами защиты, которые могут предотвращать потерю устойчивости путём кратковременного повышения запасов устойчивости работы в определенных условиях эксплуатации или (и) восстанавливать исходный режим работы по сигналу от специального устройства. Сигнализаторы потери устойчивости двигателя оценивают процесс С. д. по изменению параметров, характеризующих появление обратных токов, например в тракте компрессора, степени ионизации рабочего тела и его свечению или по скорости изменения частоты вращения ротора двигателя, давления рабочего тела в потоке по тракту двигателя и т. п. В военной авиации принимаются также меры по предотвращению С. д. вследствие попадания в него газов при стрельбе из пушек и пусков ракет.

Ю. А. Литвинов

самолет (устаревшее — аэроплан) — летательный аппарат тяжелее воздуха для полётов в атмосфере с помощью силовой установки, создающей тягу, и неподвижного крыла, на котором при движении в воздушной среде образуется аэродинамическая подъёмная сила. Неподвижность крыла, которая отличает С. от винтокрылых летательных аппаратов, имеющих “вращающееся крыло” (несущий винт), и от летательного аппарата с машущими крыльями (махолётов), в некоторой степени условна, так как в ряде конструкций С. крыло может изменять в полёте угол установки, угол стреловидности и т. п. Концепция С., зародившаяся в конце XVIII — начале XIX вв. (Дж. Кейли) и предполагавшая осуществление полёта летательного аппарата с помощью разделённых по функциям движителя (воздушного винта) и несущей поверхности (крыла), в ходе развития летательной техники оказалась наиболее удачной по совокупности лётных характеристик и эксплуатационных качеств, и С. получил наибольшее распространение среди летательных аппаратов с различными принципами создания подъёмной силы и конструктивными способами их воплощения (см. также Авиация).

Классификация самолётов. По назначению различают гражданские и военные С. К гражданским относятся пассажирские, грузовые и грузопассажирские, административные, спортивные, сельскохозяйственные и другие С. для народного хозяйства. Пассажирские С. подразделяются на магистральные самолёты и С. местных воздушных линий. Военные С. включают истребители (воздушного боя, истребители-бомбардировщики, истребители-перехватчики, многоцелевые), штурмовики, бомбардировщики (фронтовые, дальние, межконтинентальные), разведчики (тактические, оперативные, стратегические), военно-транспортные (лёгкие, средние, тяжёлые), противолодочные, С. боевого обеспечения (радиолокационного дозора и наведения, постановщики помех, воздушные пункты управления, заправщики топливом в полёте и др.). В состав военной и гражданской авиации входят учебные, учебно-тренировочные, санитарные, патрульные, поисково-спасательные. С. По типу движителя С. относят к винтовым или реактивным. В соответствии с типом двигателей С. часто называют поршневым, турбовинтовым, реактивным (в частности, ракетным), а по числу двигателей — например, двух-, трёх-, четырёхдвигательным. В зависимости от максимальной скорости полета С. подразделяют на дозвуковые (Маха число полёта M{{¥ }} < 1), сверхзвуковые (M{{¥ }} > 1) и гиперзвуковые (M{{¥ }} > > 1; часто принимают M{{¥ }} > > 4—5). По условиям базирования различают С. сухопутного базирования, корабельные С., гидросамолёты (летающие лодки или поплавковые) и С.-амфибии, а по требованиям к длине взлетно-посадочной полосы — С. вертикального, короткого и обычного взлёта и посадки. Различная способность к маневрированию (максимальное значение эксплуатационной перегрузки) отличает манёвренные, ограниченно манёвренные и неманёвренные С. По стадии освоения С. относят к экспериментальным, опытным и серийным, а по отличию от исходного образца — к модернизированным и модифицированным. С. с экипажем называют пилотируемыми, а без экипажа беспилотными. Для некоторых типов пилотируемых С. (истребителей, штурмовиков, учебных) часто указывают число членов экипажа (одно- или двухместный).

Многие названия С. определяются их конструктивным исполнением и аэродинамической схемой. По числу крыльев различают монопланы, бипланы (в том числе полуторапланы), трипланы и полипланы, а монопланы, в зависимости от расположения крыла относительно фюзеляжа, могут быть низкопланами, среднепланами и высокопланами. Моноплан без наружных подкрепляющих элементов крыла (подкосов) называется свободнонесущим, а моноплан с крылом, установленным на подкосах выше фюзеляжа, называется парасоль. С. с изменяемой в полёте стреловидностью крыла часто называют С. изменяемой геометрии, о зависимости от расположения оперения выделяют С. нормальной схемы (с хвостовым оперением), С. типа “бесхвостка” (горизонт, оперение отсутствует) и С. типа “утка” (с горизонтальным оперением, расположенным впереди крыла). По типу фюзеляжа С. может быть однофюзеляжным и двухбалочным, а С. без фюзеляжа называют “летающим крылом”. С. с диаметром фюзеляжа более 5,5—6 м называют широкофюзеляжными. Свою классификацию имеют самолёты вертикального взлёта и посадки (с поворотными винтами, поворотным крылом, подъёмными или подъёмно-маршевыми двигателями и т. д.). Некоторые понятия классификации, такие, как, например, “лёгкий”, “тяжёлый”, “дальний” и т. п., являются условными, не всегда имеют строго очерченные границы и для С. различных типов (истребители, бомбардировщики, транспортные С.) могут соответствовать существенно отличающимся числовым значениям взлётной массы и дальности полёта.

Аэродинамика самолёта. Подъёмная сила, поддерживающая С. в воздухе, образуется вследствие несимметричного обтекания крыла воздушным потоком, имеющего место при несимметричной форме профиля крыла, ориентации его под некоторым положительным углом атаки к потоку или под влиянием обоих этих факторов. В этих случаях скорость потока на верхней поверхности крыла больше, а давление (в соответствии с Бернулли уравнением) меньше, чем на нижней; вследствие этого создаётся разность давлений под крылом и над крылом и возникает подъёмная сила. Теоретические подходы к определению подъёмной силы профиля крыла (для идеальной несжимаемой жидкости) отражены в известной Жуковского теореме. Действующую на С. при его обтекании воздушным потоком полную аэродинамическую силу RA (её называют аэродинамической силой планёра) в скоростной системе координат можно представить в виде двух составляющих — аэродинамической подъёмной силы Ya и силы лобового сопротивления Xa (в общем случае возможно также наличие и боковой силы Za). Сила Ya определяется в основном подъёмными силами крыла и горизонт, оперения, а противоположно направленная по отношению к скорости полёта сила Xa обязана своим происхождением трению воздуха о поверхность С. (сопротивление трения), разности давлений, действующих на лобовые и кормовые части элементов С. (сопротивление давления, см. Профильное сопротивление, Донное сопротивление), и связанному с образованием подъёмной силы скосу потока за крылом (индуктивное сопротивление); кроме того, при больших скоростях полёта (около- и сверхзвуковых) добавляется волновое сопротивление, вызываемое образованием скачков уплотнения (см. Сопротивление аэродинамическое). Аэродинамическая сила планёра С. и её составляющие пропорциональны скоростному напору q = r V2/2 ({{r }} — плотность воздуха, V — скорость полёта) и некоторой характерной площади, в качестве которой обычно принимают площадь крыла S: Ya = cyaqS, Xa = cxaqS, причём коэффициент пропорциональности (коэффициент подъёмной силы cya и коэффициент лобового сопротивления cxa) зависят в основном от геометрических форм частей С., ориентации его в потоке (угла атаки), Рейнольдса числа, а на больших скоростях и от числа M{{¥ }}. Аэродинамическое совершенство С. характеризуют отношением подъёмной силы к суммарной силе лобового сопротивления, называемой аэродинамическим качеством: К = Ya/Xa = cya/cxa В установившемся (V = const) горизонтальном полёте вес самолёта G уравновешивается подъёмной силой (Ya = G), а тяга Р силовой установки должна компенсировать лобовое сопротивление (P = Xa). Из получающегося соотношения G = KP следует, например, что реализация в конструкции С. более высокого значения К позволила бы при фиксированном значении G снизить для той же скорости полёта потребную тягу и, следовательно, расход топлива, а в некоторых других случаях (например, при том же значении Р) увеличить грузоподъёмность или запас топлива на С. В ранний период (до начала 20-х гг.) С. имели грубые аэродинамические формы и значения аэродинамического качества у них были в пределах K = 4—7. На С. 30-х гг., имевших прямые крылья и скорость полёта 300—350 км/ч, были получены значения K = 13—15. Это было достигнуто в основном благодаря применению схемы свободнонесущего моноплана, усовершенствованных профилей крыла, фюзеляжей обтекаемой формы, закрытых кабин, жёсткой гладкой обшивки (взамен матерчатой или гофрированной металлической), уборке шасси, капотированию двигателей и т. д. При последующем создании более скоростных С. возможности повышения аэродинамического качества стали более ограниченными. Тем не менее на пассажирских С. 80-х гг. с большими дозвуковыми скоростями полёта и стреловидными крыльями максимальные значения аэродинамического качества составили K = 15—18. На сверхзвуковых С. для снижения волнового сопротивления применяют крылья тонкого профиля, с большой стреловидностью или др. формы в плане с малым удлинением. Однако у С. с такими крыльями аэродинамическое качество на дозвуковых скоростях полёта меньше, чем у С. дозвуковых схем.

Конструкция самолёта. Она должна обеспечивать высокие аэродинамические характеристики, обладать необходимыми прочностью, жёсткостью, живучестью, выносливостью (сопротивлением усталости), быть технологичной в производстве и обслуживании, иметь минимальную массу (это один из основных критериев совершенства С.). В общем случае С. (рис. 1 и 2) состоит из следующих основных частей: крыла, фюзеляжа, оперения, шасси (все это вместе называют планёром С.), силовой установки, бортового оборудования; военные С. имеют также вооружение авиационное.

Крыло является основной несущей поверхностью С., а также обеспечивает его поперечную устойчивость. На крыле располагаются средства его механизации (закрылки, предкрылки и др.), органы управления (элероны, элевоны, интерцепторы), а при некоторых компоновках С. закрепляются также опоры шасси и устанавливаются двигатели. Крыло состоит из каркаса с продольным (лонжероны, стрингеры) и поперечным (нервюры) силовым набором и обшивки. Внутренний объём крыла используется для размещения топлива, различных агрегатов, коммуникаций и т. д. Важнейшими моментами в развитии С., связанными с конструкцией крыла, были завершившийся в 30-х гг. переход от схемы биплана к свободнонесущему моноплану и начавшийся в конце 40-х—начале 50-х гг. переход от прямого крыла к стреловидному. На тяжёлых С. с большой дальностью полёта, для которых важным является увеличение аэродинамического качества, схема моноплана позволила увеличить в этих целях размах крыла, а для более энерговооруженных С. (истребителей) — использовать уменьшение площади крыла и лобового сопротивления для повышения скорости полёта. Создание свободнонесущих монопланов стало возможным благодаря успехам в строительной механике конструкции и профилировке крыла, а также применению высокопрочных материалов. Применение стреловидного крыла позволило реализовать потенциальные возможности дальнейшего увеличения скорости полёта при использовании газотурбинных двигателей. При достижении некоторой скорости полёта (критического числа М{{¥ }}) на крыле образуются местные сверхзвуковые зоны со скачками уплотнения, что приводит к появлению волнового сопротивления. Для стреловидного крыла вследствие скольжения принципа возникновение таких неблагоприятных явлений отодвигается в область более высоких скоростей полёта (критическое число М{{¥ }} больше, чем у прямого крыла); а при сверхзвуковом обтекании интенсивность образующихся скачков уплотнения более слабая. Угол стреловидности {{c }} крыла дозвукового С. обычно составляет 20—35{{°}}, а у сверхзвукового С. достигает 40—60{{°}}.

В 50—80-х гг. создано большое число С. различных типов с турбовинтовыми двигателями и турбореактивными двигателями, различающихся скоростью и профилем полёта, манёвренностью и другими свойствами. Соответственно этому на них нашли применение крылья, разнообразные по форме в плане, удлинению, относительной толщине, конструктивно-силовой схеме и т. д. Наряду со стреловидным широкое распространение получило треугольное крыло, сочетающее в себе благоприятные для больших сверхзвуковых скоростей полёта свойства большой стреловидности ({{c }} » 55—70°), малого удлинения и малой относительной толщины профиля. В связи с возникшей необходимостью обеспечить для некоторых типов С. высокие аэродинамические характеристики в широком диапазоне скоростей полёта были созданы самолёты с крылом изменяемой в полёте стреловидности ({{c }}» 15—70°), на которых реализуются достоинства прямого крыла сравнительно большого удлинения (взлётно-посадочные режимы и полёт на дозвуковых скоростях) и крыла большой стреловидности (полёт на сверхзвуковых скоростях). Разновидность этой схемы — цельноповоротное антисимметричное крыло. На манёвренных С. нашло применение крыло с переменной стреловидностью по передней кромке, включающее трапециевидную часть с умеренной стреловидностью и корневые наплывы крыла большой стреловидности, которые улучшают несущие свойства крыла на больших углах атаки. Схема С. с крылом обратной стреловидности (КОС) не получила широкого распространения из-за аэроупругой неустойчивости (дивергенции) крыла при повышенных скоростях полёта. Появление композиционных материалов открыло возможности устранить этот недостаток путём обеспечения необходимой жёсткости крыла без заметного утяжеления конструкции, и КОС, обладающее благоприятными аэродинамическими характеристиками на больших углах атаки, стало в конце 70-х и в 80-х гг. объектом широких теоретических и экспериментальных исследований. С. различного скоростного диапазона отличаются удлинением крыла {{l }} = 12/S (l — размах крыла). Для повышения аэродинамического качества увеличивают {{l }}, для снижения волнового сопротивления — уменьшают. Если удлинение дозвуковых стреловидных крыльев составляет обычно {{l }} = 7—8 для пассажирских и транспортных С. и {{l }} = 4—4,5 для истребителей, то у сверхзвуковых истребителей {{l }} = 2—3,5. Для обеспечения необходимой поперечной устойчивости С. консоли крыла устанавливаются (при виде спереди) под некоторым углом к горизонтальной плоскости (так называемое поперечное V крыла). Улучшение аэродинамических характеристик крыла во многом обязано совершенствованию его профиля. На различных этапах развития С. выбор профиля крыла определялся аэродинамическими или конструктивными требованиями и уровнем научных знаний. Плоское крыло встречалось в ранних проектах С., однако все первые летавшие С. уже имели профилированные крылья. Для получения большей подъёмной силы сначала применялись тонкие изогнутые крылья (С. раннего периода), а позднее — крылья с толстым профилем (свободнонесущие монопланы 20-х гг.). По мере увеличения скорости полёта использовались менее изогнутые и более тонкие профили. В конце 30-х гг. велись работы по так называемым ламинарным профилям малого сопротивления, однако большого распространения они не получили, так как обеспечение ламинарного обтекания предъявляло высокие требования к качеству отделки и чистоте поверхности крыла. В 70-х гг. для дозвуковых С. разработаны сверхкритические профили, позволяющие повысить значение критического числа М{{¥ }}. На С. с большой сверхзвуковой скоростью полёта для снижения волнового сопротивления применяются крылья с малой относительной толщиной профиля ({{c}} = 2—6%) и острой передней кромкой. Геометрические параметры крыла переменны вдоль его размаха: оно имеет сужение, значения с уменьшаются к концам крыла, используется аэродинамическая и геометрическая крутка крыла и т. п.

Важная характеристика С. — удельная нагрузка на крыло, равная G/S = cyr V2/2. На всех этапах развития С. она возрастала — на быстроходных С. вследствие уменьшения площади крыла в целях снижения сопротивления и повышения скорости полёта, а на тяжёлых С. из-за опережающего роста массы С. При увеличении удельной нагрузки на крыло соответственно увеличивается скорость на взлёте и посадке, возрастает потребная длина взлетно-посадочной полосы, а также усложняется пилотирование С. на посадке. Снижение скорости отрыва и посадочной скорости обеспечивается механизацией крыла, позволяющей при отклонении щитков и закрылков увеличить максимальные значения коэффициента cy, а для некоторых конструкций — также площадь несущей поверхности. Устройства механизации крыла начали разрабатываться в 20-х гг., а широкое распространение получили с 30-х гг. Сначала применялись простые щитки и закрылки, позднее появились выдвижные и щелевые закрылки (в том числе двух- и трёхщелевые). Некоторые виды механизации крыла (предкрылки и др.) применяются также в полёте, при маневрировании С. Идея согласования формы профиля крыла с режимом полёта лежит в основе адаптивного крыла, В 50-х гг. для увеличения подъёмной силы крыла на малых скоростях полёта стало использоваться управление пограничным слоем, в частности сдув пограничного слоя посредством выдувания отбираемого от двигателя воздуха на верхние поверхности носков крыла и закрылков. В 70-х гг. стали создаваться самолёты короткого взлёта и посадки (СКВП) с так называемой энергетической механизацией крыла, основанной на использовании энергии двигателя для увеличения подъёмной силы посредством обдувания крыла или закрылков реактивной струёй двигателей.

Фюзеляж служит для объединения в одно целое различных частей С. (крыла, оперения и др.), для размещения кабины экипажа, агрегатов и систем бортового оборудования, а также, в зависимости от типа и конструктивной схемы С., пассажирских салонов и грузовых кабин, двигателей, отсеков вооружения и шасси, топливных баков и т. д. На ранних этапах развития С. его крыло соединялось с оперением с помощью открытой фермы или ферменного фюзеляжа коробчатой формы, закрытого полотняной или жёсткой обшивкой. На смену ферменным фюзеляжам пришли так называемые балочные фюзеляжи с различными сочетаниями силового набора — продольного (лонжероны, стрингеры) и поперечного (шпангоуты) и “работающей” обшивкой. Такая конструкция позволила придавать фюзеляжу различные хорошо обтекаемые формы. Длительное время преобладали открытая или защищённая передним козырьком кабины экипажа, а на тяжёлых С. их вписывали в обводы фюзеляжа. С ростом скорости полёта кабины лёгких С. стали закрывать обтекаемым фонарём. Выполнение полётов на больших высотах потребовало создания герметичных кабин (на боевых и на пассажирских С.) с обеспечением в них параметров воздуха, необходимых для нормальной жизнедеятельности человека. На современных С. получили распространение различные формы поперечного сечения фюзеляжа — круглая, овальная, в виде пересечения двух окружностей и др. На фюзеляже с поперечным сечением, близким к прямоугольному, и со специально спрофилированным днищем можно получить некоторую дополнит, подъёмную силу (несущий фюзеляж). Площадь мигделевого сечения фюзеляжа лёгких С. определяется размерами кабины экипажа или габаритами двигателей (при установке их в фюзеляже), а на тяжёлых С. — размерами пассажирской или грузовой кабины, отсеков вооружения и т. п. Создание во второй половине 60-х гг. широкофюзеляжных С. с диаметром около 6 м позволило значительно повысить грузоподъёмность и пассажировместимость. Длина фюзеляжа определяется не только условием размещения перевозимой нагрузки, топлива, оборудования, но также требованиями, связанными с устойчивостью и управляемостью С. (обеспечение необходимого положения центра тяжести и расстояния от него до оперения). Для снижения волнового сопротивления фюзеляжи сверхзвуковых С. имеют большое удлинение, заострённую носовую часть, а иногда в зоне сопряжения с крылом фюзеляж “поджат” (при виде сверху) в соответствии с так называемым площадей правилом. Большинство С. выполнено по однофюзеляжной схеме. Двухбалочные С. строились сравнительно редко, ещё реже — бесфюзеляжные С.

Оперение обеспечивает продольную и путевую устойчивость, балансировку и управляемость С. Большинство созданных С., особенно дозвуковых, имело нормальную схему, то есть с хвостовым оперением, состоящим обычно из неподвижных и отклоняемых (управляющих) поверхностей: стабилизатор и руль высоты образуют горизонтальное оперение (ГО), а киль и руль направления — вертикальное оперение (ВО). По конструктивно-силовой схеме оперение аналогично крылу, причём на скоростных С. ВО и ГО, как и крыло, выполняются стреловидными. На тяжёлых дозвуковых С. для облегчения балансировки стабилизатор иногда делают переставным, то есть с изменяемым углом установки в полёте. На сверхзвуковых скоростях полёта эффективность рулей уменьшается, поэтому на сверхзвуковых С. стабилизатор и киль могут быть управляемыми, в том числе цельноповоротными (ГО и ВО без рулей). Наиболее распространено однокилевое оперение, но создаются также С. с разнесенным ВО. Известна конструкция V-образного оперения, выполняющего функции ГО и ВО. Достаточно большое число С., особенно сверхзвуковых выполнено по схеме “бесхвостка” (ГО отсутствует). По схеме “утка” (с передним ГО) построено небольшое число С. однако она продолжает привлекать к себе внимание, в частности, благодаря преимуществу, состоящему в использовании для балансировки С. положительной подъёмной силы, создаваемой передним ГО.

Шасси служит для перемещения С. по аэродрому (при рулёжке, взлёте и посадке), а также для смягчения ударов, возникающих при посадке и движении С. Наиболее распространено колёсное шасси, однако на лёгких С. в зимних условиях иногда применяется лыжное шасси. Предпринимались попытки создания гусеничного шасси, оказавшегося слишком тяжёлым. Необходимая мореходность и устойчивость на воде гидросамолётов обеспечиваются поплавками или лодкой-фюзеляжем. Сопротивление шасси может достигать 40% лобового сопротивления С., поэтому в начале 40-х гг. для повышения скорости полета стали широко применять убирающееся шасси. В зависимости от конструкции фюзеляжа С. шасси убирается в крыло, фюзеляж, гондолы двигателей. С. с малой скоростью полета иногда строятся с неубирающимся шасси, которое легче и проще по конструкции. Для обеспечения устойчивого положения С. на земле его шасси включает не менее трёх опор. Ранее в основном применялось трёхопорное шасси с низкой хвостовой опорой, а реактивные С. оборудуются шасси с передней опорой, обеспечивающим более безопасное приземление на повышенных скоростях и устойчивое движение С. на разбеге и пробеге. Кроме того, горизонтальное положение фюзеляжа (при передней опоре) способствует снижению воздействия реактивной струи двигателей на аэродромное покрытие. На ряде С. применено велосипедное шасси с двумя основными опорами вдоль фюзеляжа и вспомогательными опорами на концах крыла. Одно из преимуществ такой схемы состоит в отсутствии на крыле гондол для уборки шасси, ухудшающих аэродинамические характеристики крыла. На тяжёлом бомбардировщике М-4 было применено “вздыбливание” передней стойки велосипедного шасси на взлёте, что увеличивало угол атаки С. и сокращало длину разбега. Опора шасси обычно включает в себя стойку, жидкостно-газовый или жидкостный амортизатор, подкосы, механизмы уборки-выпуска и колёса. Колёса основных опор, а иногда и передних опор оборудуются тормозами, которые используются для сокращения длины пробега после посадки С., а также для удержания С. на месте при работающих двигателях (перед разбегом на взлёте, при опробовании двигателей и т. п.). Для обеспечения руления С. передняя опора имеет ориентирующееся колесо. Управление движением С. на земле при малых скоростях обеспечивается раздельным торможением колёс основных опор, а также созданием несимметричной тяги двигателей. Когда такой способ малоэффективен или невозможен (велосипедное шасси, однодвигательная компоновка в сочетании с малой колеёй шасси и т. п.), передняя опора выполняется управляемой. Тяжёлые пассажирские и транспортные С. оборудуются многоопорными и многоколёсными шасси для снижения нагрузок и давлений на аэродромное покрытие. На расширение возможностей базирования С. направлен поиск новых, в частности неконтактных, взлётно-посадочных устройств (например, шасси на воздушной подушке).

Силовая установка самолета. Создаёт необходимую тягу во всём диапазоне эксплуатационных условий и включает двигатели (см. Двигатель авиационный), воздушные винты, воздухозаборники, реактивные сопла, системы топливопитания, смазки, контроля и регулирования и др. Почти до конца 40-х гг. основным типом двигателя для С. был поршневой двигатель внутреннего сгорания с воздушным или жидкостным охлаждением. Важные этапы в развитии силовых установок с поршневыми двигателями — создание винтов изменяемого шага (эффективных в широком диапазоне полётных режимов); повышение литровой мощности благодаря увеличению степени сжатия, что стало возможным после существенного повышения антидетонационных свойств авиационного бензина; обеспечение необходимой мощности двигателей на высоте путём их наддува с помощью специальных нагнетателей. На снижение аэродинамического сопротивления силовой установки было направлено закрытие звездообразных поршневых двигателей воздушного охлаждения кольцевыми профилирующими капотами, а также уборка радиаторов поршневых двигателей жидкостного охлаждения в тоннели крыла или фюзеляжа. Мощность авиационного поршневого двигателя была доведена до 3160 кВт, а скорость полёта С. с поршневым двигателем — до 700—750 км/ч. Однако дальнейшему росту скорости препятствовали резкое возрастание аэродинамического сопротивления самолёта и снижение КПД воздушного винта вследствие увеличивающегося влияния сжимаемости воздуха и связанный с этим рост потребной мощности двигателя, в то время как возможности уменьшения его массы и размеров были уже исчерпаны. Это обстоятельство стимулировало разработку и внедрение более лёгких и мощных газотурбинных двигателей (турбореактивных двигателей и турбовинтовых двигателей).

На боевых С. получили распространение турбореактивные двигатели, а на пассажирских и транспортных — турбовинтовые двигатели и турбореактивные двигатели. Ракетные двигатели (жидкостные ракетные двигатели) не получили широкого распространения из-за малой располагаемой продолжительности полёта (на борту С. необходимо иметь не только горючее, но и окислитель), хотя они применялись на ряде экспериментальных С., на которых были достигнуты рекордные скорости полёта. Тяговые, экономические и весовые характеристики авиационных газотурбинных двигателей непрерывно совершенствовались путём повышения параметров рабочего процесса двигателя, применения новых материалов, конструктивных решений и технологических процессов. Повышение скоростей полёта вплоть до больших сверхзвуковых (M{{¥ }} = 3) было достигнуто при использовании турбореактивных двигателей, оснащённых форсажной камерой, позволяющей значительно (на 50% и более) увеличить тягу двигателя. На экспериментальных С. испытывались силовые установки, состоящие только из прямоточного воздушно-реактивных двигателей (старт с С.-носителя), а также комбинированные установки (турбореактивный двигатель + прямоточный воздушно-реактивный двигатель). Силовые установки с прямоточного воздушно-реактивного двигателя обеспечивают дальнейшее расширение скоростного диапазона применения С. (см. Гиперзвуковой самолёт). На дозвуковых пассажирских и транспортных С. нашли применение экономичные турбореактивные двухконтурные двигатели сначала с малой, а позднее (в 60—70-х гг.) с большой степенью двухконтурности. Удельных расход топлива на сверхзвуковом С. достигает 0,2 кг/(Н× ч) на полётных форсажных режимах, у дозвуковых С. на крейсерских режимах полёта доведён до 0,22—0,3 кг/(кВт ч) для турбовинтовых двигателей и 0,07—0,058 кг/(Н ч) для турбореактивных двухконтурных двигателей. Создание высоконагруженных воздушных винтов, сохраняющих высокий кпд до больших скоростей полёта (M{{¥ }} » 0,8), положено в основу разработки турбовинтовентиляторных двигателей, которые на 15—20% экономичнее турбореактивных двухконтурных двигателей. Двигатели пассажирского С. оборудуются устройствами реверсирования тяги на посадке для сокращения длины пробега и выполняются малошумными (см. Нормы шума). Число двигателей в силовой установке зависит главным образом от назначения С., его основных параметров и требований к лётным характеристикам. Суммарная мощность (тяга) силовой установки, определяемая необходимой стартовой энерговооружённостью (тяговооружённостью) С., выбирается исходя из условий непревышения заданной длины разбега при взлёте, обеспечения набора высоты при отказе одного двигателя, достижения максимальной скорости полёта при заданной высоте и т. д. Тяговооружённость современного сверхзвукового истребителей достигает 1,2, у дозвукового пассажирского С. обычно находится в пределах 0,22—0,35. Существуют различные варианты размещения двигателей на С. Поршневые двигатели обычно устанавливались на крыле и в носовой части фюзеляжа. Аналогично располагают двигатели на турбовинтовых С. На реактивных С. компоновочные решения более разнообразны. На лёгких боевых С. один или два турбореактивных двигателя обычно устанавливают в фюзеляже. На тяжёлых реактивных С. практиковалось размещение двигателей в корневой части крыла, но большее распространение получила схема подвески двигателей на пилонах под крылом. На пассажирском С. двигатели (2, 3 или 4) часто размещают на хвостовой части фюзеляжа, причём в трёхдвигательном варианте один двигатель помещают внутрь фюзеляжа, а его воздухозаборник — в корневую часть киля. К преимуществам таких компоновок относятся снижение шума в пассажирской кабине, повышение аэродинамического качества за счёт “чистого” крыла. Трёхдвигательные варианты пассажирских С. выполняются также по схеме с двумя двигателями на пилонах под крылом и одним в хвостовой части фюзеляжа. На некоторых сверхзвуковых С. мотогондолы располагаются непосредственно на нижней поверхности крыла, при этом специальная профилировка внешних обводов гондол позволяет использовать систему образующихся скачков уплотнения (повышение давления) для получения дополнительной подъёмной силы на крыле. Установка двигателей сверху крыла применяется в схемах самолета короткого взлета и посадки с обдувом верхней поверхности крыла.

В авиационных двигателях используется жидкое углеводородное топливо — бензин в поршневых двигателях и так называемое реактивное топливо (типа керосина) в газотурбинных двигателях (см. Топливо авиационное). В связи с истощением природных запасов нефти могут найти применение синтетические топлива, криогенные топлива (в 1988 в СССР создан экспериментальный самолёт Ту-155, использующий в качестве топлива водород и сжиженный газ), а также авиационные ядерные силовые установки. Создан ряд лёгких экспериментальных С., использующих энергию солнечных батарей (см. Солнечный самолёт), из которых наиболее известен “Солар челленджер” (США); на нём в 1981 был совершён перелёт Париж — Лондон. Продолжаются постройки демонстрационных С. с мускульным приводом воздушного винта (см. Мускулолёт). В 1988 дальность полёта на мускулолёте достигла около 120 км при скорости свыше 30 км/ч.

Оборудование самолёта. Обеспечивает пилотирование С., безопасность полёта, создание необходимых условий для жизнедеятельности чл. экипажа и пассажиров и выполнение задач, связанных с назначением С. Для самолётовождения используется пилотажно-навигационное, радиотехническое и радиолокационное оборудование. Для повышения безопасности полёта предназначены противопожарное, аварийно-спасательное, внешнее светотехническое оборудование, противообледенительные и другие системы. В состав системы жизнеобеспечения входят системы кондиционирования воздуха и наддува кабин, кислородное оборудование. Энергопитание систем и агрегатов С. обеспечивают системы электроснабжения, гидравлические и пневматические системы. Целевое оборудование определяется типом С. К нему, например, относятся агрегаты распыления химикатов на сельскохозяйственных С., бытовое оборудование пассажирских С., обзорно-прицельные системы боевых С., разведывательное, противолодочное, десантно-транспортное, поисково-спасательное оборудование, средства радиолокационного дозора и наведения, радиоэлектронной борьбы и т. д. Система отображения информации (приборы, индикаторы, сигнализаторы) обеспечивает экипаж информацией, необходимой для выполнения полётного задания, контроля работы силовой установки и бортового оборудования. На ранних этапах развития С. оборудовались небольшим числом приборов, контролирующих основные параметры полёта (высоту, курс, крен, скорость) и частоту вращения вала двигателя, и могли совершать полёты в условиях визуальной видимости горизонта и наземных ориентиров. Расширение практического использования С., увеличение дальности и высоты полёта требовали создания бортового оборудования, позволяющего выполнять длительные полёты днём и ночью, в сложных метеорологических и гёографических условиях. В первой половине 30-х гг. были созданы гироскопические средства (авиагоризонт, гирополукомпас), обеспечившие пилотирование по приборам при полёте в облаках, тумане, ночью, а также начали использоваться автопилоты, освободившие лётчика от утомительной работы по поддержанию заданного режима полёта на дальних маршрутах. В конце 20-х гг. начали внедряться самолётные приёмопередающие радиостанции. В 30-х гг. бортовые и наземные радиотехнические средства (радиокомпасы, радиопеленгаторы, радиомаяки, радиомаркёры) стали применяться для определения направления полёта, местонахождения С., а также в первых системах захода на посадку по приборам. Во Вторую мировую войну на боевых С. были применены радиолокаторы, которые использовались для обнаружения целей и навигации. В послевоенное годы значительно расширены функциональные возможности самолётного оборудования, повышены его надёжность и точность. Пилотажно-навигационное оборудование создаётся на основе использования разнообразных средств: комбинированных систем определения воздушно-скоростных параметров, доплеровских измерителей путевой скорости и угла сноса, курсовых систем с магнитными, гироскопическим и астрономическими датчиками, радиотехнических систем ближней и дальней навигации, высокоточных инерциальных систем, радиолокационных визиров для уточнения местоположения С. и определения метеорологической обстановки и т. д. Нашли применение более точные системы инструментального (по приборам) захода на посадку, а затем системы автоматической посадки. Для обработки информации и автоматизированного управления работой различных систем С. служат бортовые ЦВМ. На боевых С. бортовые радиолокационные станции широко используются в обзорно-прицельных системах для обнаружения воздушных и наземных целей и наведения на них управляемых ракет. В этих же целях применяются оптико-электронные системы, включающие теплопеленгаторы, лазерные локаторы и т. п. Возросла информативность средств индикации. Расширяется применение экранных индикаторов, а также индикаторов на лобовом стекле. Последние позволяют лётчику видеть проецируемую перед ним необходимую информацию, не отвлекаясь от обзора внекабинного пространства на ответственных режимах полёта. Экспериментально отрабатывались (конце 80-х гг.) экспертные системы помощи экипажу на основе искусственного интеллекта и системы речевого управления. На современных С. компоновка кабины экипажа, выбор оптимального состава и расположение средств отображения информации, пультов управления и т. п. производятся с учётом требований авиационной эргономики.

Вооружение. Вооружение военных С. предназначено для поражения живой силы, воздушных, наземных, морских (подводных и надводных) целей и включает (в зависимости от назначения С.) пулемётно-пушечное, бомбардировочное, минно-торпедное, ракетное вооружение. При этом стрелковое и ракетное вооружение может быть наступательным или служить для обороны от истребителей противника (например, на бомбардировщиках, военно-транспортных С.). Становление основных боевых С. (истребителей и бомбардировщиков) относится к периоду Первой мировой войны. Первоначально использовались обычные (армейские) пулемёты. Важным явилось применение синхронизатора, позволяющего вести стрельбу через плоскость вращения воздушного винта. Истребители вооружались неподвижно закреплёнными синхронными пулемётами, а на бомбардировщиках пулемёты устанавливались на поворотных устройствах для организации круговой обороны. Родоначальником бомбардировочной авиации стал самолёт “Илья Муромец” (1913). Его бомбовая нагрузка достигала 500 кг. В период между двумя мировыми войнами было создано специальное пулемётно-пушечное вооружение, отвечающее требованиям авиационного применения (малая масса и габариты, высокая скорострельность, малая отдача, дистанционное управление стрельбой и перезарядкой и т. п.). Новым видом вооружения явились созданные в 30-х гг. неуправляемые реактивные снаряды. Вторая мировая война наглядно продемонстрировала большую роль С. как средства вооруженной борьбы. В первой половине 50-х гг. появились С., вооружённые управляемыми ракетами. Основу ракетного вооружения современные С. составляют управляемые ракеты классов “воздух — воздух” и “воздух — поверхность” с различной дальностью стрельбы и разнообразными методами наведения. Дальность пуска достигает 300 км у ракет “воздух — воздух” и у тактических ракет “воздух — поверхность” (см. Ракета авиационная).

В начале 80-х гг. бомбардировщики стали вооружаться стратегическими крылатыми ракетами “воздух — поверхность” с дальностью пуска до 2500 км. На лёгких С. ракеты подвешиваются на наружных держателях, а на тяжёлых могут размещаться и внутри фюзеляжа (в том числе на вращающихся барабанах).

Конструкционные материалы. Основным материалом для изготовления каркаса большинства первых С. служила древесина, в качестве обшивки применялись ткани (например, перкаль) и фанера, а металл использовался только для соединения различных узлов С., в шасси и в двигателях. В 1912—1915 были построены первые цельнометаллические С. В начале 20-х гг. получили широкое распространение алюминиевые сплавы, которые на долгие годы стали основным конструкционным материалом в самолётостроении, благодаря сочетанию важных для летательных аппаратов свойств высокой прочности и малого веса. В сильно нагруженных элементах конструкции (например, в шасси) использовались более прочные стали. Длительное время (вплоть до Второй мировой войны) создавались также С. смешанной (деревянно-металлической) конструкции. С ростом скорости полёта требования к конструкционным материалам возросли из-за повышенной (вследствие аэродинамического нагревания) рабочей температуры элементов конструкции. Она близка к температуре торможения воздуха, которая зависит от скорости полёта и определяется соотношением T0 » T(1 + 0,2M{{¥ }}2), где T — температура воздуха. При полете в нижней стратосфере (T = 216,65 К) числам M{{¥ }} = 1, M{{¥ }} = 2 и M{{¥ }} = 3 будут соответствовать значения температуры торможения воздушного потока 260, 390, 607 К (или — 13, 117, 334{{° }}С). В конструкции самолётов с максимальной скоростью полёта, соответствующей числам M{{¥ }} = 2—2,2, преобладают алюминиевые сплавы. При более высоких скоростях начинают использоваться титановые сплавы и специальные стали. Освоение гиперзвуковых скоростей полёта требует применения жаропрочных сплавов, “горячих”, теплозащищённых или охлаждаемых конструкций (например, с помощью жидководородного топлива, обладающего большим хладоресурсом). С 70-х гг. во вспомогательных конструкциях С. стали использовать композиционные материалы, обладающие высокими характеристиками удельной прочности и жёсткости. Изготовление из них силовых элементов позволит существенно повысить весовое совершенство конструкции С. В 80-х гг. был создан ряд лёгких С., практически полностью изготовленных из композиционных материалов. В их числе рекордный самолёт “Вояджер”, на котором в 1986 выполнен беспосадочный кругосветный перелёт без дозаправки топливом в полёте.

Управление самолётом. Было опробовано много схем и компоновок С., прежде чем он стал устойчивым и хорошо управляемым в полёте. Устойчивость и управляемость С. в широком диапазоне эксплуатационных условии обеспечивается соответствующим выбором геометрических параметров крыла, оперения, органов управления и его центровки, а также автоматизацией управления. Для поддержания заданного режима полёта и изменения траектории движения С. служат управляющие повети (рули управления), которые в традиционном случае включают руль высоты, руль направления и противоположно отклоняемые элероны (см. также Органы управления). Управление осуществляется путём изменения аэродинамических сил и моментов при отклонении этих поверхностей. Для отклонения рулей управления лётчик перемещает установленные в кабине рычаги управления — ручку (или штурвал) управления и педали. С помощью ручки управления отклоняются руль высоты (продольное управление) и элероны (поперечное управление), а с помощью педалей  руль направления (путевое управление). Рычаги управления связаны с рулями гибкой (тросовой) или жёсткой проводкой управления. На многих типах С. рычагами управления оборудованы рабочие места двух членов экипажа. Для уменьшения усилий на рычагах управления, необходимых для отклонения рулей, применяют различные виды компенсации возникающего на них шарнирного момента. На установившихся режимах полёта могут потребоваться отклонения рулей для балансировки С. В этом случае для компенсаций шарнирного момента используют вспомогательные рулевые поверхности — триммеры. При больших шарнирных моментах (на тяжёлых или сверхзвуковых С.) для отклонения рулей используют гидравлические рулевые приводы. В 70-х гг. нашла применение так называемая электродистанционная система управления (ЭДСУ). На С. с ЭДСУ механическая проводка управления отсутствует (или является резервной), а передача сигналов от командных рычагов на исполнительные механизмы отклонения рулей осуществляется по электрокоммуникациям. ЭДСУ имеет меньшую массу и позволяет повысить надёжность путём резервирования линий связи. Электродистанционные системы применяются также в системах управления нового типа, основанных на использовании чувствительных датчиков, вычислительной техники и быстродействующих приводов. К ним относятся системы, позволяющие управлять статически неустойчивым С. (такие аэродинамических компоновки дают выигрыш в аэродинамических и весовых характеристиках), а также системы, предназначенные для снижения нагрузок, действующих на С. при маневрировании или в полёте в турбулентной атмосфере, для подавления флаттера и т. д. (см. Активные системы управления). Новые системы управления открывают возможности реализации необычных форм движения С. в вертикальной и горизонтальной, плоскостях благодаря непосредственному управлению подъёмной и боковой силами (без переходных процессов, связанных с предварительным изменением углового положения С. при традиционном управлении), что повышает быстродействие управления и точность пилотирования. В 80-х гг. созданы экспериментальные системы дистанционного управления с использованием волоконно-оптических каналов связи.

Эксплуатация самолёта. Для подготовки С. к полёту и осуществления взлёта и посадки необходимы специально оборудованные аэродромы. В зависимости от взлётной массы, типа шасси и взлётно-посадочных характеристик С. может эксплуатироваться с аэродромов с естественный, искусственным покрытием и с различной длиной взлетно-посадочной полосы. Грунтовые аэродромы используются главным образом для С. местных воздушных линий, сельскохозяйственных С., боевых С. передового базирования (истребителей, штурмовиков и т. п.), а также военно-транспортных и грузовых С., имеющих шасси высокой проходимости (с малой удельной нагрузкой на грунт) и мощную механизацию крыла. Для некоторых типов С. (тяжёлых бомбардировщиков, магистральных пассажирских С. и др.) требуются бетонированные аэродромы, причём необходимая длина взлётной полосы может достигать 3000—4500 м. Подготовка С. к полету включает в себя проверку исправности систем и оборудования, заправку топливом, загрузку С., подвеску бомбардировочного и ракетного вооружения и т. п. Полёты пассажирских С. контролируются наземными службами УВД и совершаются по специально установленным воздушным трассам с необходимым эшелонированием. С. многих типов способны выполнять автономный полет. Экипаж С. по численности состава и функциям его членов разнообразен и определяется типом С. Кроме одного или двух пилотов в него могут входить штурман, бортинженер, бортрадист, стрелки и операторы бортового оборудования, бортпроводники (на пассажирских С.) Наибольшую численность экипажа имеют С., оснащённые специальным радиоэлектронным оборудованием (до 10—12 человек на противолодочных С., до 14—17 человек на С. дальнего радиолокационного обнаружения). Экипажам военных С. обеспечивается возможность аварийного покидания С. с помощью парашюта или посредством катапультирования. На некоторых типах С. для защиты членов экипажа от воздействия неблагоприятных факторов полёта применяется защитное снаряжение, например высотно-компенсирующие и противоперегрузочные костюмы и т. п. (см. Высотное снаряжение). Безопасность полётов обеспечивается комплексом разнообразных мероприятий, в том числе: надлежащим нормированием прочности и надёжности конструкции С. и его составных частей; оснащением С. специальными системами и оборудованием, повышающими надёжность его лётной эксплуатации; резервированием жизненно важных систем; выполнением необходимых лабораторных и стендовых испытаний систем и агрегатов, включая испытания натурных конструкций С. на прочность и усталость; проведением лётных испытаний на проверку соответствия С. техническим требованиям и Нормам лётной годности; тщательным техническим контролем в процессе производства; специальным отбором и высоким уровнем профессиональной подготовки лётного состава; разветвлённой сетью наземных служб УВД; систематическим проведением в процессе эксплуатации профилактических (регламентных) работ с углублённым контролем технического состояния двигателей, систем и агрегатов, заменой их в связи с выработкой установленного ресурса и т. п.

В. П. Шенкин

Рис. 1. Широкофюзеляжный пассажирский самолет Ил-96-300: 1 — радиолокационная станция: 2 — кабина экипажа; 3 — аварийный выход; 4 — туалеты; 5 — гардероб; 6 — грузовой люк; 7 — пассажирский салон на 66 мест; 8 — буфет-кухня с лифтом на нижнюю палубу; 9 — гондола двигателя; 10 — пилон; 11 — предкрылок; 12 — крыло; 13 — вертикальная законцовка крыла; 14 — внешний элерон; 15 — внешний закрылок; 16 — внутренний элерон; 17 — пассажирский салон на 234 места; 18 — багажная полка; 19 — грузовые люки; 20 — аварийный выход; 21 — гардероб; 22 — киль; 23 — руль направления; 24 — вспомогательная силовая установка; 25 — руль высоты; 26 — стабилизатор; 27 — туалеты; 28 — входная дверь; 29 — фюзеляж; 30 — грузы (в сетях); 31 — грузы (на поддонах в сетях); 32 — иллюминатор; 33 — тормозной щиток; 34 — внутренний закрылок; 35 — интерцептор; 36 — силовой набор крыла; 37 — створки мотогондолы; 38 — двигатель; 39 — топливные отсеки; 40 — основные опоры шасси; 41 — центроплан крыла; 42 — шпангоут; 43 — входная дверь; 44 — багажный контейнер; 45 — грузовой пол с вращающимися сферическими шасси; 46 — входная дверь: 47 — носовая опора.

Рис. 2. Истребитель МиГ-15: 1 — воздухозаборник; 2 — кабина лётчика; 3 — катапультное кресло; 4 — приёмник указателя скорости; 5 — элерон; 6 — топливный бак; 7 — двигатель; 8 — силовой набор фюзеляжа; 9 — антенна; 10 — киль; 11 — руль направления; 12 — триммер; 13 — руль высоты; 14 — стабилизатор; 15 — реактивное сопло; 16 — тормозной щиток; 17 — топливный бак; 18 — силовой набор крыла; 19 — основная опора шасси; 20 — носовая опора шасси; 21 — пушки.

“самолёт” — одно из первых советских авиастроительных предприятий. Берёт начало от завода, основанного в 1914 в Москве итальянским предпринимателем и конструктором Ф. Моска и строившего самолёты “Фарман IV” (французская модель) и “Моска” (собственная разработка). После национализации (1918) предприятие, ставшее Государственным авиационным заводом №5 и получившее позднее название “Самолёт”, занималось ремонтом самолётов, в 1923 освоило изготовление учебного самолёта У-1 (его производство было затем передано на завод “Красный лётчик”), а в 1925 первым в стране приступило к серийному строительству цельнометаллических самолётов (Р-3). Награждено орденом Трудового Красного Знамени РСФСР (1923). В 1927 произошло разделение предприятия: персонал и оборудование, связанные с выпуском самолёта Р-3, передали на завод №22, а на старой территории был образован опытный завод №25, ставший производственно-технической базой КБ Н. Н. Поликарпова. Этим КБ, в котором работали также С. А. Кочеригин, А. Н. Рафаэлянц, В. П. Яценко, В. В. Никитин, М. К. Тихонравов и др., в 1927—1929 были созданы самолёты У-2, И-3, Р-5 (см. статью Поликарпова самолёты). В 1930 завод №25 вошёл в состав Московского авиационного завода №39.

самолёт вертикального взлёта и посадки (СВВП) — самолёт, имеющий, в отличие от обычного самолёта, взлетающего с разбегом, практически нулевую скорость отрыва при вертикальном взлёте и нулевую скорость приземления при вертикальной посадке относительно взлётно-посадочной площадки. При околонулевой скорости полёта аэродинамическая подъёмная сила крыла незначительна, поэтому необходимая для осуществления вертикального взлёта и посадки самолёта вертикальная подъёмная сила создаётся его силовой установкой (на взлете подъёмная тяга силовой установки на 10—20% превышает нормальный взлётный вес СВВП). В крейсерском полёте вес СВВП уравновешивается аэродинамической подъёмной силой, горизонтальная тяга обеспечивается той же силовой установкой.

СВВП могут иметь силовые установки различных типов: турбореактивные подъёмно-маршевые двигатели (ПМД) с поворотными устройствами, обеспечивающими отклонение вектора тяги ПМД на угол от 0{{°}} до 90—105{{°}} вверх от продольной оси самолёта; малоресурсные подъёмные двигатели с малой массой, которые работают при вертикальном взлёте и посадке и не используются на крейсерских режимах полёта; реактивные двигатели в поворотных гондолах на крыле или фюзеляже; турбовентиляторные агрегаты, эжекторные установки, которые размещаются в фюзеляже или крыле и работают на газе, отбираемом от маршевых двигателей; винтомоторные установки с поворотом на 90{{°}} от продольной оси СВВП всей винтомоторной группы или только воздушных винтов и др. Реактивные ПМД и подъёмные двигатели конструктивно проще и легче винтомоторных и эжекторных установок, турбовентиляторных агрегатов, но большие температуры и скорости истечения реактивных струй у этих двигателей приводят к повышению эрозии покрытия взлетно-посадочной полосы.

СВВП с единой силовой установкой содержат только ПМД, а СВВП с составной силовой установкой — как ПМД, так и подъёмные двигатели. СВВП с раздельной силовой установкой содержат маршевые двигатели, создающие горизонт, тягу, и подъёмные двигатели, обеспечивающие вертикальную тягу. ПМД СВВП с единой или составной силовой установкой используются для создания тяги как на режимах вертикального взлёта и посадки, так и на крейсерских режимах. Наиболее тяжёлой оказывается раздельная силовая установка СВВП с подъёмными двигателями, тяга которых несколько больше веса СВВП. ПМД обеспечивает улучшение манёвренных характеристик СВВП благодаря возможности использования поворота вектора тяги двигателей в полёте. Поворот вектора тяги вверх от продольной оси СВВП приводит к увеличению нормальной перегрузки и, как следствие, к уменьшению радиуса кривизны траектории движения СВВП при выполнении манёвров, а также к увеличению интенсивности его торможения. В дополнение к аэродинамическим рулям, которые неработоспособны на околонулевых скоростях, СВВП оснащаются газодинамической системой управления углами крена, тангажа и рыскания на режимах вертикального взлёта и посадки.

При компоновке СВВП с двигателями (или другими устройствами создания тяги), выходные устройства которых разнесены относительно центра масс самолёта, управляющие моменты создаются дифференциальным изменением вектора тяги двигателей, симметрично расположенных относительно центра масс, например посредством изменения режима работы двигателей или отклонения их поворотных устройств. В случае компоновки СВВП с выходными устройствами двигателей, расположенными вблизи центра масс, управляющие моменты создаются струйными рулями, которые, как правило, работают на сжатом воздухе, отбираемом от компрессора двигателя. Для увеличения управляющих моментов струйные рули разнесены по концам крыла и фюзеляжа (см. Газодинамическое управление).

Поскольку подъёмная тяга и управляющие моменты СВВП на режимах вертикального взлёта и посадки обеспечиваются силовой установкой, то для СВВП характерно увеличение относительной массы силовой установки и уменьшение относительной массы полезной нагрузки (топлива и груза). При взлёте с коротким разбегом полезная нагрузка самолёта такого типа может быть увеличена, а после израсходования топлива в полёте и сброса боевой нагрузки тяговооружённость может быть более единицы, и, следовательно, возможна вертикальная посадка (летательный аппарат с заложенными в него такими проектными возможностями может использоваться как СВВП и как самолёт короткого взлёта и вертикальной посадки).

Первые практические СВВП были созданы в 1960-х гг. (англиский “Харриер” фирмы “Хокер Сидли”, советский Як-38 ОКБ А. С. Яковлева).

Лит.: Володин В. В., Лисейцев Н. К., Максимович В. З., Особенности проектирования реактивных самолетов вертикального взлета и посадки, М., 1985; Хафер К., Закс Г., Техника вертикального взлета и посадки; пер. с нем., М., 1985.

А. И. Нелюбов

самолет короткого взлёта и посадки (СКВП) — самолёт, отличающийся меньшими (по сравнению с обычными самолётами данного класса) скоростями отрыва и приземления и соответственно меньшими длинами разбега и пробега (принято считать, что потребная длина взлетно-посадочной полосы для СКВП лежит в пределах 400—600 м).

Для осуществления режима короткого взлёта необходимы значит, увеличение несущих свойств крыла и высокая тяговооружённость. Несущие свойства могут быть увеличены благодаря использованию энергетической механизации крыла (по сравнению с несущими свойствами крыла с обычной взлётно-посадочной механизацией). На СКВП нашли применение системы обдува крыла и закрылков струями двухконтурных или турбовинтовых двигателей. При обдуве верхней поверхности механизированного крыла струя поворачивается вслед за отклонённым закрылком (эффект Коандэ). При этом появляется вертикальная составляющая тяги двигателя, увеличивающая несущие свойства крыла. Кроме того, из-за воздействия струи на крыле возникает дополнительная аэродинамическая подъёмная сила (эффект суперциркуляции). Аналогичными причинами объясняется увеличение подъёмной силы при обдуве снизу струёй двигателей отклонённых щелевых закрылков. Увеличение несущих свойств крыла приводит к уменьшению скорости отрыва и длины разбега.

Возрастание лобового сопротивления самолёта (вследствие отклонения закрылков) и использование части тяги двигательной установки для создания вертикальной составляющей тяги обусловливают необходимость иметь более высокую по сравнению с обычными самолётами тяговооружённость.

При посадке закрылки и струя двигателя (при меньшей, чем на взлёте, тяге) отклоняются на больший угол, обеспечивая необходимую подъёмную силу при уменьшении посадочной скорости, что приводит к сокращению посадочной дистанции. СКВП должны иметь меньшую нагрузку на крыло, чем обычные самолёты. При базировании на традиционных аэродромах СКВП могут иметь большую целевую нагрузку или увеличенный запас топлива.

Важной проблемой для СКВП является обеспечение удовлетворительных характеристик устойчивости и управляемости на режимах взлёта и посадки. Меньшие взлётно-посадочные скорости, большие моменты тангажа, создающиеся при обдуве закрылков, особенности, возникающие при отказе двигателя (большие моменты крена и рысканья), требуют повышенной эффективности органов управления.

Режим короткого взлёта могут иметь также самолёты вертикального взлёта и посадки (СВВП). В этом случае самолёт может начать разбег при горизонтальном направлении вектора тяги подъёмно-маршевого двигателя. Перед отрывом самолёта от поверхности вектор тяги отклоняется на нужный угол, а после набора скорости снова принимает горизонтальное направление. Режим короткого взлёта по сравнению с вертикальным взлётом позволяет существенно увеличить целевую (боевую) нагрузку и запас топлива. При корабельном базировании при заданной длине разбега целевая нагрузка и запас топлива могут быть дополнительно увеличены путём использования трамплина для взлёта.

К СКВП относятся транспортный самолёт Ан-72 и американские экспериментальные самолёты Боинг YC-14 и Макдоннелл-Дуглас YC-15.

К. Г. Микеладзе

самолет радиолокационного дозора и наведения — самолёт, оснащённый радиолокационной станцией кругового обзора, средствами обработки и передачи информации и средствами наведения. Предназначается для получения, обработки и передачи информации о воздушной обстановке на наземные (корабельные) командные пункты и наведения истребителей-перехватчиков на воздушные цели. С. р. д. и н. могут использоваться для обнаружения наземных (надводных) целей, наведения на них ударных летательных аппаратов, а также для управления воздушным движением. Преимущества С. р. д. и н. перед наземными (корабельными) радиолокационными станциями: практическое отсутствие ограничения дальности обнаружения воздушных целей по высоте полёта, высокая мобильность, меньшая уязвимость от различных средств поражения.

В состав оборудования С. р. д. и н. входят импульсно-доплеровская радиолокационная станция обнаружения, радиолокационная система опознавания, ЭВМ обработки данных, аппаратура отображения воздушной обстановки и наведения истребителей, связи и передачи данных, навигации, встроенного контроля и т. п. С. р. д. и н. подразделяют: по месту базирования — на палубные и наземного базирования; по компоновке — на самолёты с внутрифюзеляжным и наружным (см. рис.) размещением антенны радиолокационной станции. С. р. д. и н. создаются на базе серийных пассажирских, военно-транспортных, противолодочных и других самолётов с большой продолжительностью полёта. Особенности конструкции С. р. д. и н. связаны с необходимостью размещения крупногабаритных антенн (площадь от 4 до 10 м2), дополнительных топливных баков, сложного радиоэлектронного оборудования (масса от 4 до 16 т), многочисленного экипажа (от 5 до 17 человек) и обеспечения большой длительности патрулирования (14—15 ч).

Первые С. р. д. и н. были разработаны в 50-х гг. Основные зарубежные С. р. д. и н. 80-х гг. — Грумман Е-2С, Боинг Е-3 (США), А-50 (СССР).

С. С. Руденко

Размещение радиоэлектронного оборудования на самолёте Е-ЗА с наружной антенной радиолокационной станции: 1 — пульт управления аппаратурой связи; 2 — аппаратура связи; 3 — ЭВМ обработки данных; 4 — пульт оператора ЭВМ; 5 — аппаратура отображения и наведения; 6 — пульт дежурного офицера; 7 — пульт технического обслуживания; 8 — приёмник и цифровой вычислитель радиолокационной станции; 9 — коротковолновые антенны; 10 — антенна радиолокационной станции; 11 — антенны системы опознавания и УКВ связи; 12 — аппаратура опознавания; 13 — передающее устройство радиолокационной станции.

самолёт с крылом изменяемой в полете стреловидности. Возникшая потребность в многоцелевых и, следовательно, многорежимных (в основном боевых) самолётах привела к необходимости создать летательный аппарат, аэродинамические свойства которого удовлетворяли бы самым различным, часто противоречивым, требованиям (рис. 1). Широкая номенклатура и значительная масса боевой нагрузки при приемлемой длине взлетно-посадочной полосы предполагают использование толстого прямого крыла с эффективной щелевой механизацией. Для достижения большой дальности и продолжительности полёта на высоте на больших дозвуковых скоростях (Маха число полёта M{{¥ }} = 0,7—0,9) необходимо относительно толстое крыло с достаточно большим удлинением и небольшой стреловидностью; для продолжительного полёта на малых высотах при M{{¥ }} » 0,7 оптимально крыло умеренных удлинения и стреловидности с большой удельной нагрузкой. Наиболее высокие манёвренные характеристики на до- и околозвуковых скоростях обеспечивает крыло умеренных удлинения и стреловидности с наплывом, обладающее высокими несущими свойствами и аэродинамическим качеством на больших углах атаки. При сверхзвуковых скоростях эффективно тонкое крыло малого удлинения с большой стреловидностью; на малых высотах при предельных скоростных напорах оптимально крыло относительно малой площади с низкими несущими свойствами.

Требуемый характер изменения геометрических характеристик крыла (удлинение, угол стреловидности {{c }}, относительная толщина) и связанных ними аэродинамическими и лётно-техническими характеристик обеспечивается изменением угла стреловидности в плоскости от режима полёта (рис. 2).

Поворот консолей крыла, однако, сопряжен со значительным смещением фокуса аэродинамического. Это неблагоприятное явление, затрудняющее балансировку летательного аппарата и ухудшающее его устойчивость и управляемость, устраняется размещением поворотного шарнира вне фюзеляжа в неподвижном наплыве (Рис. 3). Конструктивные особенности С. с к. и. в. п. с. — наличие поворотного шарнира, привода поворота консолей, относительно большое строительное удлинение консолей крыла, наличие поворотных подкрыльевых пилонов для размещения подвесного вооружения (чтобы при изменении стреловидности крыла сохранить их ориентацию по потоку) — приводят к увеличению массы конструкции по сравнению с самолётом, имеющим неподвижное крыло, и выигрыши в дальности полёта и манёвренных характеристиках несколько снижаются. Особенностью управления С. с к. и. в п. с. является комбинированное использование интерцепторов (при малой стреловидности) и дифференциальное отклонение стабилизатора (в основном при большой стреловидности) для создания крена.

Первые серийные С. с. к. и. в п. с. — Дженерал дайнемикс F-111A (США) — см. рис. в таблице XXXIV и МиГ-23 (СССР) — см. рис. в таблице XXVIII.

Р. Д. Иродов. Л. А. Курочкин

Рис. 1. Изменение конфигурации самолёта в зависимости от высоты H полета и M{{¥ }}: 1 — взлёт, посадка; 2 — крейсерский режим полёта; 3 — маневр; 4 — сверхзвуковой бросок; 5 — сверхзвуковой полёт на большой высоте. Сплошная кривая ограничивает область допустимых режимов полёта. На вставке — зависимости удлинения {{l }} и относительной толщины {{с}} крыла от угла стреловидности {{c }}.

Рис. 2. Зависимости максимального значения аэродинамического качества Kmax перегрузки ny уст, в установившемся полёте при максимальной тяге двигателей от M{{¥ }} при различных значениях {{c }} (точки — результаты экспериментов).

Рис. 3. Зависимость разности относительных координат {{D }} = {{x}}F{{c }} — {{x}}F{{c }} = 15{{°}} положения аэродинамического фокуса {{c }} при различных относительных смещениях z{{m }} центра вращения шарнира: 1 — z{{m }} = 0,17; 2 — {{zm }} = 0,3.

самолет укороченного взлёта и посадки — устаревшее название самолёта короткого взлёта и посадки, применявшееся в 60-х—начале 80-х гг.

самолет-амфибия — см. Амфибия.

самолет-заправщик — самолёт, предназначенный для дозаправки топливом в воздухе других летательных аппаратов (см. Заправка топливом в полёте).

самолетный спорт — один из видов авиационного спорта, заключающийся в состязании лётчиков в выполнении фигур пилотажа, а также установлении рекордов скорости, высоты, дальности, продолжительности полёта, скороподъёмности и грузоподъёмности на самолётах (в том числе на спортивных самолётах).

С. с. зародился в начале XX в., когда созданная в 1905 в Париже Международная авиационная федерация (ФАИ) стала пропагандировать состязательные полёты на летательных аппаратах. В 1909 близ Парижа проведена первая международная авиационная неделя; в соревнованиях участвовал 21 лётчик. Наибольшую дальность полёта показал А. Фарман (180 км); Л. Блерио на дистанции 10 км развил скорость 76,9 км/ч, а Х. Латам поднялся на высоту 155 м. Созданный в Петербурге Всероссийский аэроклуб (1908) провёл в 1910 международную авиационную неделю, в ходе которой Н. Е. Попов установил мировые рекорды высоты (600 м) и продолжительности полёта (2 ч 4 мин).

В СССР С. с. в 20—30-х гг. не получил широкого распространения. Соревнования носили эпизодический характер и проводились аэроклубами отд. городов. Развитие С. с. связано с деятельностью массовых добровольных обществ — Общества друзей воздушного флота, Осоавиахима (впоследствии — с ДОСААФ СССР). Первые всесоюзные соревнования на спортивных самолётах с порневыми двигателями состоялись в 1949 и с тех пор проводились ежегодно. Им предшествовали клубные, зональные, республиканские, межведомственные состязания. Организационный уровень соревнований возрос после создания в 1959 Федерации авиационного спорта СССР (в её составе — самолётного комитета), которая в 1960 вступила в международную комиссию ФАИ по высшему пилотажу (СИВА). В 1965 образована самостоятельная Федерация самолётного спорта СССР.

Подготовка спортсменов по С. с. проводилась в аэроклубах и авиаспортклубах ДОСААФ, в которых начинающие лётчики проходили курс теоретической и практической учёбы, совершали самостоятельные полёты, сдавали разрядные нормы. В СССР до 1990 были подготовлены десятки тысяч лётчиков-перворазрядников, свыше 2600 мастеров спорта СССР, 70 мастеров спорта СССР международного класса, 30 заслуженных мастеров спорта СССР.

По С. с. один раз в два года проводятся чемпионаты мира (с 1960) и чемпионаты Европы (с 1977). На этих чемпионатах мужчины и женщины выступают по одной программе и разыгрывают упражнения: обязательный комплекс (18—20 фигур высшего пилотажа); произвольный комплекс, составленный самим спортсменом не более чем из 18 фигур; неизвестный (“тёмный”) комплекс, составленный членами жюри из 16—18 фигур и выдаваемый спортсмену не менее чем за 12 ч до полётов; финальный произвольный комплекс, который выполняют пилоты, вышедшие в финал (30% мужчин и 50% женщин, набравших больше очков по сумме трёх упражнений). Комплексы выполняются в ограниченном воздушном пространстве в пределах 100—1000 м по высоте и в квадрате на земле размером 1000{{×}}1000 м. Оценка производится бригадой судей по десятибалльной системе.

За рубежом С. с. наиболее развит в США, Чехословакии, ФРГ, Франции, Швейцарии, Великобритании. Чемпионаты мира по высшему пилотажу проводились: в Венгрии (1960), Чехословакии (1962), Испании (1964), СССР (1966), ГДР (1968), Великобритании (1970), Франции (1972), СССР (1976), Чехословакии (1978), США (1980), Австрии (1982), Венгрии (1984), Великобритании (1986), Канаде (1988), Швейцарии (1990). На них разыгрывалось как личное, так и командное первенство. Команда мужчин, занявшая первое место, награждалась переходящим Нестерова кубком (с 1960). Сборная команда СССР этот кубок завоёвывала в 1964, 1966, 1976, 1982, 1986. Абсолютному чемпиону мира (мужчине) с 1970 вручается Арести кубок. Абсолютными чемпионами мира были советские спортсмены В. Д. Мартемьянов и Г. Г. Корчуганова (1966), И. Н. Егоров и С. Е. Савицкая (1970), В. С. Лецко и Л. С. Леонова (1976), В. К. Яикова (1978), В. В. Смолин (1982), Х. Х. Макагонова (1984), Л. Г. Немкова (1986), Н. В. Сергеева (1990). См. также Рекорды авиационные.

К. Г. Нажмудинов

самолет-ретранслятор — самолёт, используемый для увеличения дальности радиосвязи в диапазоне УКВ. Выполняет приём, усиление и передачу усиленных радиосигналов при помощи приёмопередающей радиоретрансляционной аппаратуры, установленной на его борту. В качестве такой аппаратуры может служить бортовая радиостанция соответствующего диапазона частот, при помощи которой лётчик или другой член экипажа С.-р. осуществляет приём, запоминание и передачу сообщений. Более высокая оперативность ретрансляции достигается применением на С.-р. автоматической радиоретрансляционной станции, управляемой оператором или дистанционно по командам с наземных пунктов через специальные радиоканалы. Радиоретрансляционные станции могут быть одно- и многоканальными. Для устранения взаимных помех при одновременном приёме и передаче радиосигналов обычно применяют их частотное разделение. Минимально необходимая высота полёта С.-р. зависит от требуемой дальности УКВ радиосвязи, а также от высоты полёта летательного аппарата, с которым осуществляется ретрансляционная радиосвязь.

самонаведение на цель — разновидность автоматического наведения, отличающаяся тем, что координаты цели относительно летательного аппарата (ракеты или самолёта), необходимые для формирования управления, определяются с помощью устройства, установленного непосредственно на летательном аппарате. Такими устройствами (так называемыми координаторами цели) на ракетах являются головки самонаведения, на самолётах — бортовые радиолокационные или оптико-локационные станции. Наиболее распространённым способом построения системы С. ракет является метод “пропорциональной навигации”, при котором управление изменением траектории строится так, чтобы возникающая перегрузка была пропорциональной угловой скорости линии визирования. Система С., реализующая данный способ, представляет последовательное соединение координатора цели; фильтра-вычислителя, сглаживающего случайные ошибки измерения относительных координат и формирующего заданную перегрузку; контура стабилизации (включает ракету с автопилотом), обеспечивающего воспроизведение перегрузки. При С. на малоподвижную цель управление ракетой может быть построено на основе метода “погони”, при котором перегрузка направлена в сторону уменьшения пеленга. С. самолёта осуществляется с учётом угловой скорости линии визирования и пеленга, а соотношение между этими величинами выбирается таким образом, чтобы обеспечить минимальную ошибку прицеливания.

санитарная авиация — служба системы здравоохранения нашей страны, использующая самолёты и вертолёты гражданской авиации для медицинского обслуживания населения путём оказания экстренной помощи на местах либо эвакуации больных в специализированные лечебные учреждения. Кроме того, С. а. оказывает планово-консультативную помощь врачам районных и участковых больниц, участвует в проведении срочных санитарных и противоэпидемических мероприятий и т. д. В СССР С. а. была организована в 1930 при исполкоме Красного Креста и Красного Полумесяца. Первый санитарный летательный аппарат создан в 1927.

санитарный летательный аппарат — предназначается для экстренной воздушной перевозки больных и раненых, а также сопровождающего их медперсонала с комплексом санитарных средств. В С. л. а. обеспечивается размещение больных на носилках или сидя, а также возможность оказания им необходимой помощи медперсоналом во время полёта. В качестве С. л. а. преимущественно используются специализированные модификации многоцелевых самолётов и вертолётов. Пилотажно-навигационное и радиосвязное оборудование С. л. а. позволяет им совершать полёт по заданному маршруту, а взлётно-посадочные характеристики и устройство шасси — посадку на выбранную с воздуха площадку с мягким грунтом и взлёт с неё.

Эвакуация раненых и больных при помощи авиации была впервые осуществлена во Франции (1917) в период Первой мировой войны. Первый в СССР специализированный санитарный самолёт К-3 был создан в 1927 в КБ К. А. Калинина в Харькове (см. Калинина самолёты). Самолёт (рис. 1) перевозил одного медработника с комплексом санитарных средств и двух больных на носилках или четырёх на сиденьях. Носилки системы А. Ф. Лингарта размещались друг над другом и крепились на специальных стойках и подвесках. К-3, как и его облегчённый вариант К-4, успешно применялся в санитарной авиации СССР. Здесь использовались также самолёты Ш-2 В. Б. Шаврова, С-1, С-2, С-3, По-2С и По-2Л Н. Н. Поликарпова, АИР-6, Як-12С, Як-12М и Як-12_А. А. С. Яковлева, САМ-5 А. С. Москалёва; широкое применение нашёл самолёт Ан-2С О. К. Антонова. В 1980 в ОКБ Антонова создан санитарный самолёт Ан-26М с реанимационно-хирургической палатой (рис. 2), палатой интенсивной терапии и отсеком медперсонала. Система кондиционирования воздуха поддерживает в палатах заданные температуру и давление. Оснащение палат позволяет медперсоналу из трёх-четырёх человек производить широкий комплекс реанимационно-хирургических и лечебных мероприятий как на земле, так и в полёте.

В США с 1969 эксплуатируется военный самолёт С-9А, выполненный на базе пассажирского самолёта Макдоннелл-Дуглас DC-9.

Первый в СССР санитарный вертолёт был вариантом лёгкого вертолёта Ми-1 М. Л. Миля. Он имел две подвешенные по бокам фюзеляжа легкосъёмные гондолы для перевозки больных (по одному на носилках в каждой гондоле). Гондолы посредством туннеля соединялись с кабиной, в которой размещался столик для инструментов и медикаментов. Подобные гондолы использованы и на санитарных вариантах вертолётов Ка-15М и Ка-18 Н. И. Камова. На санитарных вариантах вертолётов Ми-2, Ми-4, Ми-8Т, Ми-17 (рис. 3) и Ка-25К больные размещаются внутри кабины, причём кабины вертолётов Ми-8ТМ и Ми-17 оборудованы как операционные.

Л. Н. Воловик

Рис. 1. Санитарный самолёт К-3.

Рис. 2. Реанимационно-хирургическая палата самолёта АН-20М

Рис. 3. Летающий пункт неотложной медицинской помощи на борту вертолёта.

Сантос-Дюмон (Santos-Dumont) Альберто (1873—1932) — бразильский воздухоплаватель, пилот и авиаконструктор, один из пионеров авиации. Сын богатых кофейных плантаторов, С.-Д. с 1898 жил в Париже. Летал на воздушных шарах, построил несколько дирижаблей мягкой или полужёсткой конструкции, на дирижабле №6 в октябре 1901 совершил полёт вокруг Эйфелевой башни, выиграв крупный приз. На своём самолёте № 14bis (рис. в таблице III) с поршневым двигателем мощностью 37 кВт, коробчатыми крылом и передним оперением 23 октября 1906 пролетел 60 м, завоевав приз за полёт на расстояние свыше 25 м, а 12 ноября 1906 — 220 м на высоте до 6 м за 21,2 с (первый официально зарегистрированный ФАИ полёт в Европе). С.-Д. принадлежит и первый официальный европейский рекорд скорости по прямой — 41,29 км/ч. Позже создал ряд самолётов, в том числе миниатюрный моноплан “Демуазель” (рис. в табл. III) с поршневым двигателем мощностью 15 кВт и взлётной массой 143 кг (1907), прообраз так называемой авиетки (до 1910 построено около 15 самолётов этого типа в улучшенных вариантах). В 1928 С.-Д. вернулся в Бразилию, где покончил жизнь самоубийством, вызванным продолжительной тяжёлой болезнью. Портрет см. на стр. 495.

саратовский авиационный завод — берёт начало от завода комбайнов, образованного в конце 1931. Авиационное производство завод (№292) развернул в 1938 (самолёт Р-10). В годы Великой Отечественной войны завод выпустил 8721 истребитель Як-1 и 4848 истребителей Як-3. В дальнейшем строил учебно-тренировочный самолёт Як-11, боевые самолёты Ла-15, МиГ-15, Як-25, Як-27, Як-36, Як-38, вертолёт Ми-4, пассажирские самолёты Як-40, Як-42. Предприятие награждено орденами Ленина (1942), Октябрьской Революции (1982), Трудового Красного Знамени (1945).

“САС” (SAS, Scandinavian Airlines System) — объединённая авиакомпания трёх скандинавских стран: Швеции, Дании и Норвегии. Осуществляет перевозки внутри этих стран, между ними, в страны Европы, Африки, Ближнего и Дальнего Востока, а также в Россию, США, Канаду. Основана в 1946. В 1989 перевезла 14 миллионов пассажиров, пассажирооборот 15,51 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 119 самолётов.

“Саудиа” (Saudia, Saudi Arabian Airlines) — национальная авиакомпания Саудовской Аравии. Осуществляет перевозки внутри страны и в страны Западной Европы, Африки, Азии, Ближнего Востока, а также в США. Основана в 1945. В 1989 перевезла 10,57 миллионов пассажиров, пассажирооборот 16,24 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 84 самолёта.

“Саундерс-Ро” — см. “Сондерс-Ро”.

“Саут Африкан Эруэйс” (SAA, South African Airways) — авиакомпания ЮАР. Осуществляет перевозки внутри страны, а также в страны Западной Европы, Южной Америки, Африки, Ближнего и Дальнего Востока. Основана в 1934. В 1989 перевезла 5,4 миллионов пассажиров, пассажирооборот 9,12 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 39 самолётов.

“Саутуэст Эрлайнс” (Southwest Airlines) — авиакомпания США. Осуществляет внутренние перевозки. Основана в 1967 под названием “Эр саутуэст”, современное название с 1971. В 1989 перевезла 20,3 миллионов пассажиров, пассажирооборот 15,04 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 94 самолёта.

Сафонов Борис Феоктистович (1915—1942) — советский лётчик, подполковник, дважды Герой Советского Союза (1941; 1942, посмертно). В Красной Армии с 1933. Окончил 1-ю Военную школу пилотов (1934). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром эскадрильи, командиром истребительного авиаполка, командиром смешанного авиаполка ВВС Северного флота. Совершил 224 боевых вылета, сбил лично 30 и в составе группы 3 самолёта противника. Погиб в бою. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, а также британским орденом. Именем С. назван поселок городского типа в Мурманской области. Бронзовый бюст в с. Синявино Тульской области. Портретсм. на стр. 508.

Лит.: Хаметов М. И., В небе Заполярья, М., 1983.

Б. Ф. Сафонов.

СБ — обозначение в ВВС СССР скоростного бомбардировщика АНТ-40, спроектированного бригадой А. А. Архангельского под руководством А. Н. Туполева (см. в статье Ту).

сбалансированная длина взлетно-посадочн полосы— характеристика многодвигательного самолёта, определяющая минимальную протяжённость взлетно-посадочной полосы, с которой может осуществляться его взлёт. На взлетно-посадочной полосе такой длины при отказе двигателя критического обнаруженного на скорости принятия решения, имеется возможность осуществить продолженный взлёт или прерванный взлет с требованиями Норм лётной годности.

сборка авиационных конструкций — комплекс работ по установке и соединению составных частей летательного аппарата. Основные этапы С. — подготовка сборочной оснастки и оборудования, установка деталей и составных частей летательного аппарата и установка их в заданное чертежами положение, выполнение соединений (клёпаных, болтовых, сварных, паяных, клеевых, клееклёпаных, клеесварных и других), герметизации топливных и воздушных отсеков, разделка поверхностей разъемов и стыков, отработка кинематики подвижных агрегатов, регулировка различных механизмов, нивелировка взаимного положения агрегатов. В зависимости от способа базирования и последовательности установки отдельных частей летательного аппарата различают следующие методы С.: по поверхностям сопрягаемых деталей, по разметке деталей, по сборочным отверстиям в деталях и по базовым отверстиям в них; по лазерным лучам; по поверхностям оснастки; от поверхности каркаса собираемого отсека или агрегата; от наружных и внутренней поверхностей их обшивок.

С. по поверхностям сопрягаемых деталей применяется для соединения частей летательного аппарата, состоящей из жестких деталей (узлы шасси, агрегаты системы управления полётом, механизмы управления взлётно-посадочными устройствами и др.), точность и взаимозаменяемость которых обеспечиваются системой допусков и посадок с применением универсальных измерительных средств. С. по разметке наиболее часто осуществляют при производстве единичных летательных аппаратов или первых экземпляров серии. С. по сборочным отверстиям применяется в основном при изготовлении следующих узлов: нервюр, шпангоутов, лонжеронов, балок, панелей. По базовым отверстиям ведут С. панелей и секций, а также отсеков и агрегатов, конструкция которых позволяет ввести части сборочной оснастки внутрь собираемой конструкции. С помощью лазерных лучей выполняют стыковку секций, отсеков или агрегатов, установку балок пола, оборудования интерьера пассажирских кабин и т. п. С. по базовым поверхностям оснастки (в основном опор и упоров) широко используют при изготовлении плоских каркасных узлов (нервюр, шпангоутов, лонжеронов, балок и др.). С. от поверхности каркаса применяется при изготовлении отсеков и агрегатов планёра летательного аппарата, к точности аэродинамических обводов которых не предъявляется высоких требований. С. от наружной поверхности обшивки применяется преимущественно в производстве высокоскоростных летательных аппаратов, при С. крыла, киля, стабилизатора и их составных частей, к точности обводов которых предъявляются повышенные требования. С. от внутренней поверхности обшивки применяется при изготовлении отсеков и агрегатов средних и тяжёлых самолётов. По точности этот метод уступает методу С. от наружной поверхности обшивки, но требует меньших производственных площадей. При этом сокращаются трудоёмкость, а также стоимость, продолжительность проектирования и изготовления сборочной оснастки, а также стоимость самой С.

По составу сборных частей различают узловую, панельную, секционную, агрегатную и общую С.; по составу применяемой оснастки — стапельную и внестапельную сборку. К стапельной относится С. с применением стационарной сборочной оснастки — сборочных приспособлений и стапелей, а к внестапельной — без применения стационарной сборочной оснастки.

По степени законченности частей летательного аппарата различают предварительную и окончательную С. Предварительная С. применяется главным образом при изготовлении сборных частей летательного аппарата с внутришовной герметизацией. С. может быть с частичной и полной взаимозаменяемостью. В зависимости от степени механизации и автоматизации С. подразделяют на ручную, механизированную и автоматизированную. В зависимости от последовательности установки составных частей С. может быть последовательной, параллельной и параллельно-последовательной; по наличию или отсутствию перемещения составных частей летательного аппарата в процессе С. — стационарной и подвижной.

По форме организации сборочного процесса различают непоточную, поточную, стендовую, поточно-стендовую С. Поточная С. частей летательного аппарата ведётся с регламентированным ритмом их выпуска, на специализированных рабочих местах, расположенных по ходу технологического процесса. Стендовая С. частей летательного аппарата осуществляется на сборочных стендах, оснащённых средствами механизации и автоматизации технологических операций, При поточно-стендовой С. части летательного аппарата, расположенные на стендах, собираются в условиях поточной организации С. Для уменьшения объёма подгоночных работ при С. частей летательного аппарата, содержащих сопрягаемые по большой площади жёсткие детали, особенно из труднообрабатываемых материалов, применяются полимерные компенсирующие заполнители, которые в процессе С. наносятся на одну из сопрягаемых деталей и при их соединении выполняют роль идеально подогнанной прокладки (компенсатора).

Лит.: Григорьев В. П., Сборка клепаных агрегатов самолетов и вертолетов, М., 1975; Технология самолетостроения, 2 изд., М., 1982; Сборка агрегатов самолета, М., 1988.

П. Н. Белянин, А. И. Бабушкин, Н. М. Пархоменко, М. Е. Уланов.

сборочная оснастка — устройства для установки деталей и подсборок в заданное чертежом положение при сборке нежёстких частей летательного аппарата.

Агрегаты летательных аппаратов (крылья, фюзеляжи, кили, стабилизаторы, пилоны, мотогондолы, воздухозаборники) и их отсеки собирают в стапелях (см. рис.); секции (носовые, средние и хвостовые части отсеков крыла, верхние, боковые и нижние части фюзеляжа и др.) и узлы (панели, шпангоуты, нервюры, лонжероны и др.) — в сборочных приспособлениях.

Сборку частей летательных аппаратов одного типоразмера (панелей, шпангоутов, нервюр, отсеков и агрегатов) осуществляют в специальной С. о. Для сборки группы однотипных секций и узлов летательных аппаратов служит специализированная (групповая) С. о.

Составные части С. о.: каркасные (несущие), фиксирующие, зажимные, установочные, а также вспомогательные элементы — механизации, обслуживания и энергоснабжения. Каркас воспринимает все статические и динамические нагрузки и обеспечивает жёсткость и прочность всей конструкции. Он состоит из колонн (чугунные или железобетонные блоки), стоек, швеллеров, кронштейнов, основания, фундаментной плиты. Фиксирующими и зажимными элементами служат фиксаторы с зажимами, плиты разъёмов, ложементы, опоры и т. п., обеспечивающие требуемое по чертежу положение деталей, узлов, отсеков, входящих в собираемый агрегат летательного аппарата. Установочные элементы (стаканы, вилки, плиты с сеткой координатных отверстий и т. п.) монтируются на каркасе с помощью специального цемента и служат базой для фиксирующих и зажимных частей. Элементы механизации осуществляют передвижение плит разъёмов и балок, подъём и опускание ложементов. Элементы обслуживания (настилы, стремянки, лестницы) обеспечивают достижение любой зоны сборки при работе на С. о. К элементам энергоснабжения относятся все электро-, пневмо- и гидрокоммуникации для подвода соответствующих видов энергии к рабочим местам, механизированному инструменту, устройствам механизации.

Д. П. Пуцын.

Стапель: 1 — каркасные элементы; 2 — установочные элементы; 3 — фиксирующие и зажимные элементы.

сваливание — критический режим летательного аппарата, при котором возникает самопроизвольное апериодическое или колебательное с возрастающей амплитудой боковое движение летательного аппарата относительно какой-либо одной или обеих (продольной и нормальной) осей координат, не парируемое обычными методами пилотирования без уменьшения угла атаки. С. принадлежит к одному из явлений, наряду с бафтингом, колебаниями по крену и др., сопровождающих выход летательного аппарата на большие углы атаки, то есть на углы атаки, где происходят перестройка структуры обтекания и, как следствие, значительное изменение аэродинамических характеристик. С. дозвукового летательного аппарата с прямыми крыльями и крыльями малой стреловидности связано главным образом с самовращением и начинается вблизи критических углов атаки. С. самолётов с треугольными крыльями, крыльями умеренной и большой стреловидности может начинаться на углах атаки значительно меньших, чем углы атаки, где коэффициент подъёмной силы достигает максимального значения, и вызывается потерей боковой устойчивости. Основными причинами, определяющими С. таких самолётов, являются потеря путевой статической устойчивости (m{{b }}y > 0), уменьшение запаса поперечной статической устойчивости (m{{b }}x) и значительное уменьшение демпфирования крена (m{{w }}xx;см. Степень устойчивости, Вращательные производные). С. характеризуется углом атаки начала С. {{a }}св и интенсивностью развития угловых движений. Допустимый в эксплуатации угол атаки обычно устанавливается на несколько градусов меньше {{a }}св.

Наиболее характерны два вида С.: апериодическое и колебательное (см. рис.), причём апериодическое С. наиболее опасно, так как развивается весьма быстро. Известны самолёты, у которых скорость крена при С. возрастает от 0 до 2—2,5 с—1 за время t » 1 с. Значение {{a }}св и поведение летательного аппарата при С. определяются как аэродинамической компоновкой, так и условиями полёта (наличием скольжения, Маха числом полёта, высотой полёта, режимом работы двигателя, положением органов управления и т. д.). Режимы полёта после С. классифицируются по более или менее отличным друг от друга движениям по углам атаки (которые, как правило, больше {{a }}св), скольжения и отсутствием установившихся движений крена и рыскания. Среди этих режимов следует выделить “вращение после С.” (реализуются {{a }} > {{a }}св, но могут иметь место и выходы летательного аппарата на С. при {{a }} < {{a }}св) и “глубокое С.” (реализуются малые угловые скорости и углы атаки значительно большие, чем {{a }}св). В литературе сваливанием иногда называют подхват, приводящий к С.

Несмотря на то, что основным методом изучения С. остаются лётные испытания, значительное развитие получили расчётные методы, а также моделирование С. на пилотажных стендах с участием лётчиков; при этом главная трудность состоит в получении достоверной и полной модели аэродинамики летательного аппарата вследствие срывного обтекания на больших углах атаки. Для предварительной оценки тенденции к С., что особенно важно на ранней стадии создания летательного аппарата, может быть использован ряд приближенных критериев, основанных на минимальной информации об аэродинамических характеристиках. Такими критериями, показавшими хорошее соответствие с результатами лётных испытаний, являются неравенства: m{{w }}xx ({{a }}) < 0 (сохраняется демпфирование крена), {{s b }}({{a }}) < 0 (обеспечивается боковая динамическая устойчивость), m{{b }}y({{a }})m{{d }}x({{a }}) — m{{b }}x({{a }})m{{d }}y({{a }}) > 0 [условие сохранения “прямой” реакции летательного аппарата по крену на отклонение органов поперечного управления, нарушение которого воспринимается лётчиком как С. (m{{d }}x, m{{d }}y — частные производные аэродинамических коэффициентов моментов крена и рыскания по углу отклонения {{d }} органов поперечного управления)]. Значение угла атаки, при котором перестаёт выполняться хотя бы одно из неравенств, и является приближенным значением {{a }}св.

Со С. и штопором связана наибольшая доля лётных происшествий. Методы вывода из С. довольно сложны и в определенной степени индивидуальны для каждого типа самолётов. Особая острота проблемы заключается в частичной или полной потере лётчиком пространственной ориентации при попадании в С. и необходимости преодоления им некоторых привычных приёмов и рефлексов при выводе самолёта из С. Мерами предупреждения приближения к С. могут служить как естественные (рост интенсивности бафтинга, появление боковых колебаний, увод носа самолёта в сторону и т. д.), так и искусственные [тактильная (механические воздействием на кожу лётчика), звуковая, световая сигнализация] признаки. Для улучшения поведения летательного аппарата при С. и затягивания его начала на большие {{a }} могут использоваться системы улучшения устойчивости и управляемости. Для предотвращения выхода самолёта на опасный режим применяются различного рода системы ограничения угла атаки, а также автоматические системы вывода из начальной стадии С. Известны также способы вывода из С. с помощью парашюта. Много внимания уделяется созданию “несваливающегося” самолёта.

Ю. Б. Дубов.

Зависимости скоростей крена {{w }}x и рыскания {{w }}y и угла атаки {{a }} от времени t при колебательном (а) и апериодическом (б) сваливании.

сверхзвуковая скорость — 1) скорость V газа, превышающая местную скорость звука a: V > a (M > 1, M — Маха число). 2) С. с. полёта — скорость летательного аппарата, превышающая скорость звука в невозмущенном потоке (часто за полёт со С. с. понимают полёт со скоростью, соответствующей значениям 1 < M{{¥ }} < 5). Полёт со С. с. сопровождается ударными волнами (смЗвуковой барьер, Звуковой удар, Сверхзвуковое течение).

сверхзвуковое течение — течение газа, скорость которого в каждой точке рассматриваемой области превышает скорость звука в этой точке, то есть местное Маха число больше единицы (М > 1). На практике С. т. имеет место при движении скоростных самолётов, артиллерийских снарядов, ракет, космических аппаратов, при работе реактивных двигателей, турбин, аэродинамических труб. В общем случае С. т. может быть нестационарным, а газ вязким и теплопроводным. Однако специфические свойства С. т. обычно рассматриваются на примере стационарного движения идеального газа. Малые возмущения физических величин распространяются по частицам газа со скоростью звука, поэтому в С. т. не передаются вперёд, а сносятся вниз по потоку, не выходя из области, находящейся внутри Маха конуса или (в условиях неоднородного потока) внутри более сложной характеристической поверхности (коноида).

При адиабатическом движении газа в сверхзвуковой трубке тока его поведение прямо противоположно случаю дозвукового потока. В С. т. при расширении трубки тока скорость газа увеличивается, а при сужении — уменьшается. Это вызвано тем, что при М > 1 рост (или падение) скорости вдоль трубки тока происходит менее интенсивно, чем соответствующее падение (или рост) плотности газа. Такой эффект используется для получения С. т. в Лаваля сопле. Другое специфическое свойство С. т. — возможность образования в нём ударных волн, или скачков уплотнения, представляющих собой тонкие слои (приближённо принимаемые за поверхности разрыва), при переходе через которые параметры потока изменяются скачкообразно. Ударные волны, в которых происходят необратимые термодинамические процессы с возрастанием энтропии, являются источником волнового сопротивления. В С. т. могут также возникать слабые разрывы гидродинамические, при переходе через которые испытывают скачок не сами газодинамические функции, а лишь их производные. При больших сверхзвуковых скоростях (гиперзвуковое течение) и температурах в газе протекают различные равновесные или неравновесные физико-химические превращения (возбуждение внутренних степеней свободы молекул, диссоциация, ионизация, излучение). Эти реального газа эффекты могут существенно влиять на параметры С. т.

Основной проблемой при рассмотрении С. т. в аэродинамике ов является определение сил, моментов и тепловых потоков, действующих на летательный аппарат и отдельные его элементы (см. Аэродинамические силы и моменты, Аэродинамическое нагревание). К задаче внешнего обтекания примыкают задачи о внутреннем С. т. в диффузорах и соплах, об истечении сверхзвуковой струи, о взаимодействии ударных волн между собой и с препятствиями. Эти проблемы исследуются как экспериментальными, так и теоретическими методами.

С. т. невязкого нетеплопроводного газа описывается квазилинейной гиперболической системой газодинамических уравнений в частных производных. Точные аналитические решения этой системы получены лишь в простейших случаях (сверхзвук, обтекание клина, Прандтля — Майера течение, сверхзвуковой источник). Комбинируя такие решения или используя теорию характеристик и скачков уплотнения, можно аналитически рассчитать и другие виды С. т., например, течение около заострённого профиля и Буземана биплана, плоскую струю. При осесимметричном сверхзвуковом обтекании конуса (смОсесимметричное течение) система уравнений сводится к двум обыкновенным дифференциальным уравнениям первого порядка, которые легко интегрируются численно. Для тонких тел, когда возмущения сверхзвукового потока малы, можно линеаризовать газодинамические уравнения и развить линеаризованную теорию С. т., дающую довольно простые, но ограниченные по применимости решения. При гиперзвуковых и трансзвуковых скоростях такая линеаризация недопустима, но и здесь возможно использование методов возмущений теории и применение методов построения сращиваемых асимптотических разложений по малым параметрам (см., например, Трансзвуковое течение). Пример аналитически рассчитываемого плоскопараллельного С. т. около ромбовидного профиля в равномерном невозмущенном потоке при отличном от нуля угле атаки дан на рис. 1. От передней и задней точек тела исходят косые скачки уплотнения АЕ и CF. При обтекании выпуклого угла в каждой точке А, В, С, D излома профиля возникает волна разрежения (течение Прандтля — Майера) и происходит разворот линий тока в области, ограниченной линиями Маха (штриховые линии). Остальные участки линий тока прямолинейны. От задней точки C идёт тангенциальный разрыв CG, по обе стороны которого скорости различны, а давление одинаково.

Картина сверхзвукового обтекания под углом атаки затупленного тела вращения значительно сложнее, особенно при наличии у тела изломов образующей. Случай, когда течение имеет плоскость симметрии, показан на рис. 2. За отошедшей головной ударной волной (жирная линия) перед затуплением имеет место смешанное течение с дозвуковой областью (M < 1), которая отсутствует у заостренного тела с углом раствора острия, не превышающим предельного значения для данного числа Маха. Далее за ограничивающей дозвуковую область звуковой поверхностью (M = 1 — пунктир на рис.) находится область трехмерного вихревого С. т. Здесь, между телом и ударной волной происходит многократное отражение волн разрежения (штриховые линии) и волн сжатия (сплошные линии), причем внутри поля течения возможно образование вторичных ударных волн. На область С. т. влияет поток на предшествующей носовой части тела, который, напротив не зависит от этого С. т. Несравненно сложнее картина С. т. около конфигураций моделирующих целый летательный аппарат. Здесь в поле течения могут иметь место несколько локальных дозвуковых зон.

Расчеты С. т. в общем случае (в частности с учетом высокотемпературных явлений в газе) проводятся численными методами на ЭВМ. Для этой цели применяются различные схемы конечноразностного метода сеток, характеристик метод, метод интегральных соотношений. Вычислительные алгоритмы позволяют эффективно с высокой, нужной для практики точностью рассчитывать С. т. и детально исследовать его структуру. С помощью аналитических и численных методов решаются также различные задачи оптимизации аэродинамической формы тела при С. т., например определение профиля крыла наименьшего сопротивления или формы сверхзвукового сопла с максимальной тягой при заданных ограничениях на их размеры и массу. Для ряда тел, моделирующих элементы летательного аппарата (острые конусы, затупленные клинья и конусы, тела вращения, треугольные крылья, сопла Лаваля), при различных параметрах невозмущенного потока рассчитаны таблицы основных газодинамических функций в поле С. т. Проводятся также численные расчёты сверхзвукового обтекания конфигурации летательного аппарата в целом.

Лит.: Курант Р., Фридрихс К., Сверхзвуковое течение и ударные волны, пер. с англ., М., 1950; Кочин Е. Е., Кибель И. А., Розе Н. В., Теоретическая гидромеханика, 4 изд., ч. 2, М., 1963; Ферри А., Аэродинамика сверхзвуковых течений, пер. с англ., М., 1963; Овсянников Л. В., Лекции по основам газовой динамики, М., 1981; Черный Г. Г., Газовая динамика, М., 1988.

Я. И. Чушкин.

Рис. 1.

Рис. 2.

сверхзвуковой пассажирский самолёт (СПС) — предназначается для перевозки пассажиров, багажа и грузов с сверхзвуковой крейсерской скоростью полёта (Маха число полёта M{{¥ }} > 1). Первыми (и единственными на конец 1980-х гг.) СПС были советский Ту-144 (первый полёт в 1968, см. рис. в таблице XXIX) и англо-французский “Конкорд” (1969, см. рис. в таблице XXXV).

Широкий диапазон скоростей полёта (250—2500 км/ч), охватывающий как дозвуковую, так и сверхзвуковую области, потребовал обеспечения высокого уровня аэродинамического качества на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях и специальных мер по обеспечению устойчивости и управляемости самолёта (при минимальных потерях на балансировку). Из этих соображений в построенных самолётах используется аэродинамическая схема “бесхвостка” с крылом малого удлинения и переменной стреловидности. Подобная форма крыла в плане позволяет получить минимальный объём балансировочного топлива, перекачиваемого для обеспечения приемлемых запасов аэродинамической устойчивости при переходе на сверхзвуковых режим полёта. Это объясняется тем, что на дозвуковых режимах полёта несущие свойства и положение фокуса (см. Фокус аэродинамический) определяются базовым крылом малой стреловидности, а на сверхзвуковых режимах полёта значительно увеличиваются несущие свойства передней части (наплыва) крыла большей стреловидности. При этом перемещающийся назад фокус базового крыла на сверхзвуковых режимах как бы возвращается назад благодаря несущим свойствам передней части крыла.

Для повышения аэродинамического качества и снижения аэродинамического сопротивления, в том числе потерь на балансировку, на крейсерском сверхзвуковым режиме полёта используются: крутка крыла; деформация срединной поверхности (изгиб продольной оси) профиля; положительная интерференция аэродинамическая благодаря взаимовлиянию обтекателей, зализов, каналов воздухозаборника на нижней поверхности крыла. Для улучшения взлётно-посадочных характеристик на Ту-144 разработано и внедрено убирающееся в полёте переднее крыло (малых размеров).

Входная часть воздухозаборника СПС выполняется в виде многоскачкового диффузора с регулируемым (по площади) “горлом” заборника. На первых СПС в качестве двигателей использованы турбореактивные двигатели и турбореактивные двигатели с форсажной камерой; на СПС нового поколения могут найти применение двигатели изменяемого рабочего процесса.

Для обеспечения взрыво- и пожаробезопасности свободные объёмы топливных баков обычно заполняются нейтральным газом. Большой выигрыш при этом даёт разработанная в СССР и использованная на самолёте Ту-144 система азотирования топлива перед заправкой. Процесс азотирования заключается в замещении растворённого в топливе воздуха азотом или другим нейтральным газом. В процессе полёта на высоте при нагреве топлива и малом давлении азот выделяется из топлива и создаёт нейтральную среду в надтопливном пространстве.

Характерными особенностями работы системы кондиционирования воздуха на СПС являются: охлаждение технических отсеков и пассажирского салона от больших притоков теплоты (вместо обогрева пассажирского салона, необходимого на дозвуковых самолётах); значительно более высокая температура отбираемого от двигателя воздуха для кондиционирования; высокая температура набегающего потока воздуха, что не позволяет использовать его как охлаждающую среду; необходимость иметь на борту достаточно низкотемпературный хладагент (например, охлаждённое топливо). Для уменьшения притока теплоты в салон используются специальные меры: эффективная теплоизоляция с воздушным промежутком; тепловые “сопротивления” для элементов, соединяющихся с внешней конструкцией; продув зазора между теплоизоляцией отработанным в кабине воздухом (динамическая изоляция). Циклические температурные напряжения, действующие на конструкцию, вызывают необходимость использовать в основных конструктивных элементах крупногабаритные монолитные панели и элементы, обеспечивающие тепловую компенсацию при различном нагревании её элементов.

Значительные энергетические затраты для обеспечения сверхзвукового полёта требуют большего расхода топлива по сравнению с дозвуковыми самолётами. Поэтому топливная экономичность сверхзвуковых самолётов значительно ниже, чем дозвуковых.

Г. А. Черёмухин.

сверхзвуковой самолет — самолёт, условия эксплуатации которого предусматривают полёт со скоростями, превышающими скорость звука. Введение понятия С. с.” в 1950-е гг. вызвано существенным отличием геометрических форм, обеспечивающих оптимальные аэродинамические характеристики при до- и сверхзвуковых скоростях полёта. Так, например, на дозвуковых самолётах носовые части профиля крыла и оперения, носовые части фюзеляжа и входы воздухозаборников двигателей делают затупленными для более полной реализации подсасывающей силы, тогда как на С. с. их делают заострёнными для уменьшения волнового сопротивления.

С. с. применяются в основном в военной авиации (истребители, бомбардировщики, разведчики и др.); в конце 60-х гг. созданы первые С. с. гражданского назначения (см. Сверхзвуковой пассажирский самолёт). С. с. оснащаются реактивными двигателями (преимущественно воздушно-реактивными двигателями) и отличаются малым удлинением крыла ({{£ }}3—3,5) и небольшой относительной толщиной профиля крыла ( < 6%). Большинство С. с. имеют стреловидные или треугольные (по форме в плане) крылья, а некоторые С. с. по своей схеме являются самолётами с крылом изменяемой в полёте стреловидности.

Для С. с., длительно летающих на сверхзвуковых скоростях, аэродинамическое нагревание вызывает необходимость применения систем охлаждения кабины экипажа, пассажирских салонов и отсеков с оборудованием.

сверхкритический профиль, суперкритический профиль, — дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое Маха число М*. На самолётах с малыми дозвуковыми скоростями полёта использовались профили с большими местными возмущениями на верхней поверхности крыла и соответственно с небольшими значениями М*. С увеличением скоростей полёта первым этапом увеличения М* явилось уменьшение возмущений потока путём ослабления неравномерности распределения этих возмущений вдоль хорды за счёт смещения положения максимальной толщины и кривизны профиля к середине хорды, а также некоторого уменьшения максимальной вогнутости. Применение таких профилей, называемых иногда классическими скоростными профилями, увеличило крейсерскую скорость на 50—100 км/ч. Разработанные в Центральном аэрогидродинамическом институте профили этого типа использовались на большинстве советских самолётов, выпускавшихся после Великой Отечественной войны. Основой создания первого поколения С. п. явилось дальнейшее уменьшение искривлённости верхней поверхности профиля. Однако уменьшение её искривлённости приводит к уменьшению создаваемой этой поветью доли подъёмной силы, и для компенсации такого уменьшения производится “подрезка” хвостового участка нижней поверхности (см. рис.), которая является характерной особенностью С. п.

Появление второго поколения С. п. связано с возможностью ослабления интенсивности скачков уплотнения (ударных волн) за счёт изоэнтропического сжатия потока перед ними. Особенностью этих С. п. является уплощенная верхняя поверхность в сочетании с большей “подрезкой” нижней. Одним из путей сохранения подъёмной силы на таких профилях является плавный небольшой отгиб вниз хвостового участка крыла, что, однако, может привести к срыву потока и требует дополнительных исследований, в частности при натурных значениях Рейнольдса чисел. В 80-е гг. С. п. находят применение на самолётах различных типов (например, АН-124, Ту-204, Ил-96-300) и позволяют увеличить значение М* на 0,05—0,15 по сравнению с классическими скоростными профилями, используемыми, например, на самолётах Ту-104, Ту-134, Ил-62. Другим направлением использования С. п. является увеличение их толщины (на 2—5%) или уменьшение стреловидности крыла (на 5—15{{°}}) при сохранении значения М*. Увеличение толщины позволяет увеличить удлинение крыла и аэродинамическое качество самолёта, а также увеличить объём крыла, внутри которого обычно размещаются топливные баки.

Использование С. п. — одно из основных направлений развития аэродинамики дозвуковых самолётов.

В. Д. Боксер, Я. М. Серебрийский.

Сверхкритический профиль.

светотехническое оборудование летательного аппарата — бортовые световые устройства. В зависимости от назначения различают внешнее и внутреннее С. о. Внешнее С. о. устанавливается на крыле, фюзеляже, хвостовом оперении и предназначается для предотвращения столкновений ов в воздухе и на земле, а также освещения взлетно-посадочной полосы и рулёжной дорожки при взлёте, посадке и рулении по аэродрому. Внешнее С. о. подразделяется на светосигнальное и осветительное. К светосигнальному оборудованию относятся маяк световой и огни аэронавигационные. Осветительное С. о. состоит из посадочных, рулёжных и посадочно-рулёжных фар, фар освещения передней кромки крыла, воздухозаборников, государственного знака. Фары бывают выдвижными и невыдвижными. Устанавливаются они, как правило, в передней кромке крыла, на фюзеляже около кабины лётчиков или на передней стойке шасси. Выдвижные фары выпускаются при взлёте, посадке или рулении. В качестве источника света используются однонитевые и двухнитевые (комбинированные) лампы-фары. Комбинированные лампы-фары используются при посадке и рулении (при этом включается посадочная или рулёжная нить).

Внутреннее С. о. устанавливается в кабине экипажа, пассажирских салонах, технических отсеках и предназначается для освещения приборов, пультов и щитков управления в кабине экипажа, сигнализации о режимах работы агрегатов и систем, освещения пассажирских салонов и технических отсеков. Различают светосигнальное и осветительное внутреннее С. о. Светосигнальное оборудование установлено в основном в кабине экипажа. К нему относятся различные светосигнализаторы и табло, информирующие о режимах полёта, состоянии систем и агрегатов ов. В пассажирских салонах также имеются светосигнальные табло (например, табло “Выход”, “Пристегнуть ремни” и др.). К осветительному оборудованию относятся встроенные устройства освещения приборов, пультов и щитков управления, расположенные в кабине экипажа, а также светильники и плафоны заливающего света для местного и общего освещения кабины и салонов. Освещение кабины экипажа может быть белым или красным (зависит от назначения летательного аппарата). Красное освещение используется при необходимости обеспечения темновой адаптации глаз лётчиков для обзора закабинного пространства ночью и для посадки на аэродромы, не оборудованные огнями высокой интенсивности. Для освещения пассажирских салонов используются светильники с люминесцентными лампами. Индивидуальное освещение пассажирских кресел производится встроенными в потолочную панель светильниками с узким направленным пучком. В них устанавливаются лампы накаливания. Технические отсеки самолёта освещаются с помощью плафонов заливающего света.

В. К. Токарев.

Свищев Георгий Петрович (р. 1912) — советский учёный в области авиации и механики, академик АН СССР (1976; член-корреспондент 1966), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1973), дважды Герой Социалистического Труда (1957, 1982). Окончив Московский дирижаблестроительный институт, работал в “Дирижаблестрое” (1935—1940),Центральном аэрогидродинамическом институте (1940—1954), Центральном институте авиационного моторостроения (1954—1967, начальник института). В 1967—1989 начальник, с 1989 почётный директор Центрального аэрогидродинамического института. Основные направления научной деятельности С. — аэродинамика ов и их силовых установок, исследования перспективных направлений развития авиационной техники. Им решены многие проблемы аэродинамики крыла, фюзеляжа и оперения дозвуковых и сверхзвуковых самолётов и проектирования аэродинамических труб; его исследования в области аэродинамики позволили раскрыть механизмы физических процессов, установить важные свойства течения около аэродинамического профиля. Под его руководством в Центральном институте авиационного моторостроения и Центральном аэрогидродинамическом институте проведены фундаментальные работы по перспективам развития авиации, созданию установок для экспериментальных исследований в области аэродинамики и прочности ов и характеристик авиационных двигателей, внедрению мероприятий, повышающих ресурс двигателей и ов, созданию методов проектирования летательных аппаратов на базе ЭВМ. Возглавляя Центральный аэрогидродинамический институт — головной НИИ авиационной промышленности, С. осуществлял координацию научных исследований в области авиации. Ленинская премия (1976), Государственная премия СССР (1946, 1952, 1968). Награждён 3 орденами Ленина, орденами Отечественной войны 1-й и 2-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом “Знак Почёта”, медалями. Бронзовый бюст в Санкт-Петербурге.

Соч.: Неустановившееся обтекание тела вращения потоком идеальной жидкости. Сборник научно-технических работ по дирижаблестроению и воздухоплаванию, 1940, №12; Исследование профиля малого сопротивления с различными деформациями носика, М., 1946; Эффективность руля и шарнирные моменты, М., 1948; Сверхзвуковые течения газа в перфорированных границах, М., 1967 (совм. с др.); Расчет точки перехода ламинарного пограничного слоя крыла в турбулентный, Труды ЦАГИ, 1975, вып. 1723.

Г. П. Свищев.

свободная поверхность — поверхность, вдоль которой жидкость соприкасается с пустотой или средой существенно меньшей плотности и вязкости. На таких поверхностях выполняются условия: 1) нормальная к С. п. составляющая вектора скорости жидкости совпадает со скоростью перемещения этой поверхности в направлении нормали к границе раздела (кинематическое условие); 2) вектор напряжения p для площадок, касательных к С. п., направлен по нормали к этим площадкам, а его численное значение определяется по формуле Лапласа p = p1 + {{a }}(1/R1 + 1/R2), где p1 — давление в свободном от жидкости пространстве, R1 и R2 — главные радиусы кривизны С. п., {{a }} — коэффициент поверхностного натяжения. Во многих задачах аэро- и гидродинамики силы поверхностного натяжения пренебрежимо малы ({{a }} = 0); в этом случае на С. п. p = p1.

свободномолекулярное течение — течение разреженного газа, в котором длина свободного пробега молекул значительно больше характерного линейного размера тела. В этом случае определяющую роль играют столкновения молекул с поверхностью тела, а межмолекулярные столкновения можно не учитывать; в С. т. Кнудсена число Kn {{® ¥ }} (см. Разреженных газов динамика). В С. т. при отсутствии внешних сил функция распределения молекул по скоростям f(r, v, t) не изменяется вдоль прямолинейных траекторий их движения (v — скорость молекулы, r — её радиус-вектор, t — время).

При взаимодействии С. т. с летательным аппаратом на элемент dS его поверхности действует сила, равная Pi + Pr, а тепловой поток к dS равен Ei-Er, где Pi, Ei — суммарные импульс и поток энергии налетающих молекул Pr, Er — реакция полного импульса и поток энергии молекул, отражённых от dS. В стационарном случае на dS “выпуклого” летательного аппарата налетают молекулы только из невозмущенных областей течения с известной (так называемой максвелловской) функцией распределения f{{¥ }}. По f{{¥ }} в явном виде вычисляются Pi, Ei, величины Pr, Er выражаются через Pi, Ei и коэффициенты аккомодации нормального ({{a }}п) и тангенциального ({{a t }}) импульсов и энергии ({{a }}P, {{a }}E). Если Pi, Ei, {{a }}п, {{a t }}, {{a }}P, {{a }}E известны, то местные силы и тепловые потоки определены и аэродинамические характеристики находятся интегрированием по поверхности летательного аппарата.

На вогнутые участки поверхности летательного аппарата налетают также молекулы, отражённые от некоторых частей поверхности, с неизменной, удовлетворяющей интегральному уравнению функцией распределения fr, а потоки молекул с функцией распределения f{{¥ }} могут частично экранироваться. Для аэродинамического расчёта летательного аппарата сложной формы в С. т. применяется численный метод статистических испытаний. Знание fr необходимо также для расчёта поля С. т.

Лит. см. при статье Разреженных газов динамика.

В. С. Галкин.

свободный аэростат — неуправляемый (как правило) аэростат; применяется для изучения атмосферы, астрономических исследований, испытаний аппаратуры и снаряжения, переноса и сброса боевых грузов, спортивных, рекламных, разведывательных и других целей. В зависимости от назначения С. а. могут быть с экипажем и без экипажа, совершать кратковременные или длительные полёты. С. а. с экипажем имеют устройства, регулирующие скорость взлёта и спуска, высоту полёта и располагают возможностью прекращения полёта по желанию пилота. Аналогичные устройства имеют некоторые виды беспилотных С. а., называемые автоматическими аэростатами (АА). Шары-зонды, радиозонды, беспилотные С. а. некоторых видов, предназначенные для пиковых высотных полётов, таких устройств не имеют. Пилотируемые С. а. с открытой гондолой, используемые для подъёма на высоту 7—12 км, называются субстратостатами, а пилотируемые (с герметичной гондолой) или беспилотиые С. а. для подъема на еще большие высоты в стратосферу называют стратостатами.

С. а. (см. рис.), состоят из мягкой оболочки (или системы оболочек), наполняемой подъемным газом, и гондолы (контейнера). К оболочке пилотируемых С. а. подвешивается гондола, в которой размещаются воздухоплаватели, аппаратура и балласт, к оболочке беспилотных С. а. — контейнеры с аппаратурой и балластом и парашюты (см. Дрейфующий аэростат).

Оболочки большей части беспилотных и пилотируемых С. а. предназначенных для исследовательских целей в стратосфере, изготавливаются из плёночных и ткане-плёночных материалов и рассчитаны на одноразовое применение. Оболочки спортивных С. а. производятся из специальных тканей и рассчитаны на многоразовое применение. Многократно используются и парашютирующие оболочки АА. В качестве подъёмного газа для большинства АА и беспилотных С. а., предназначенных для пиковых полётов, используется водород. АА, поднимающие дорогостоящую исследовательскую аппаратуру, пилотируемые исследовательские и рекордные С. а. обычно наполняют гелием или смесью гелия с водородом. Спортивные С. а. наполняют водородом или тёплым воздухом. Оболочки беспилотных С. а. выполняют открытыми снизу или замкнутыми, а оболочки С. а. с экипажем обычно делают открытого типа. В открытых оболочках после их полного выполнения (см. Зона выполнения) подъёмный газ при расширении выходит через отверстие внизу оболочки или специальный клапан. Это уменьшает массу аэростата. В замкнутых оболочках возникает внутреннее давление, под действием которого резиновые оболочки шаров-зондов и радиозондов растягиваются, увеличиваясь в объёме в 60—300 раз и более, что позволяет им подниматься на высоту до 45—48 км. У С. а. одноразового применения к нижнему узлу оболочки крепится стропа подвески поднимаемого груза. У спортивных С. а. и у некоторых С. а. с экипажем (например, стратостатов) гондола с экипажем крепится к оболочке при помощи сети или системы строп. Изменение высоты полёта на С. а. с экипажем и АА с оболочками открытого типа осуществляется сбрасыванием балласта или выпуском газа через клапан. Учитывая направление и скорость ветра, изменяя высоту полёта пилотируемых и управляемых по радио (или по программе) С. а., можно в известных пределах регулировать направление и дальность их полёта. Указанные свойства С. а. позволяют рассматривать их как летательные аппараты с ограниченным управлением полётом по направлению.

В ряде случаев полёт высотных С. а. может проводиться по схеме “бумеранг” с возвращением в район запуска. Для этого аэростат переводится в ветровой поток противоположного направления путём снижения или подъёма. Полёт С. а. может прекращаться выпуском газа через газовый клапан. Спуск гондолы с экипажем или перевозимого груза возможен также путём отцепления оболочки на высоте с последующим снижением на особом парашюте. При этом разгруженная оболочка взмывает кверху, достигает зоны выполнения и разрушается. Спуск аэростата с оболочкой парашютирующего типа начинается после выпуска подъёмного газа через клапан, после чего оболочка, наполняясь воздухом, превращается в парашют.

В зависимости от назначения существует несколько конструкций С. а. Наиболее простую конструкцию имеет шар-зонд, состоящий только из резиновой замкнутой оболочки. Сложнее устроен радиозонд, поднимающий на резиновой замкнутой оболочке (с начальным диаметром до 5 м) аппаратуру для замера давления, температуры и влажности воздуха на различных высотах; показания приборов автоматически передаются по радио на пункт запуска.

Спортивные аэростаты, наполняемые водородом, имеют оболочку сферической формы из прорезиненной ткани, к которой при помощи катенарных поясов (см. Катенария) или лап крепятся стропы из стальных тросов или верёвок, на которых подвешивается гондола. В гондоле размещаются экипаж, аппаратура управления и радиосвязи, балласт в виде песка или дроби. Для выхода газа при взлёте выше зоны выполнения и при разогреве газа в зоне равновесия внизу оболочки имеется отверстие с патрубком (так называемый аппендикс), а вверху установлен клапан, открываемый из гондолы. Наполнение оболочки газом проводится через нижний аппендикс или особый аппендикс в верхней части оболочки. Для удержания оболочки в процессе газонаполнения имеются поясные стропы. Для смягчения удара при спуске с гондолы свешивается длинный тяжёлый канат — гайдроп. Для быстрого выпуска газа из оболочки после приземления на ней имеется разрывное устройство. Спортивные аэростаты, наполняемые тёплым воздухом, имеют оболочку, изготавливаемую из прочного термостойкого материала. К нижней части оболочки на стропах крепится гондола для экипажа и аппаратуры нагрева воздуха (см. Тепловой аэростат).

Оболочки С. а. могут иметь различную конструкцию в зависимости от назначения и задаваемого профиля полёта. Для высотных полётов с экипажем и высотных полётов АА в основном применяются оболочки открытого типа из малорастяжимых материалов. Подобного же типа оболочки применяются для рекордных (по дальности и продолжительности) полётов с экипажем и для длительных полётов (дрейфов) АА с тяжёлой исследовательской или специальной аппаратурой. Для полётов на постоянной барометрической высоте применяются замкнутые оболочки из малорастяжимых материалов, имеющие сферическую форму.

Оболочки замкнутого типа из малорастяжимых материалов применяются в некоторых случаях и для кратковременных (пиковых) полётов с экипажем. При длительных и высотных полётах АА с тяжёлой аппаратурой и при полётах с экипажем в основном используются оболочки открытого типа, имеющие так называемую оптимальную (естественную) форму с меридиональным каркасированием вдоль стыка полотнищ. В выполненной части таких оболочек (там, где находится подъёмный газ) между усилительными элементами образуются выпучины с поперечными радиусами кривизны в несколько раз меньшими поперечных радиусов кривизны некаркасированные оболочки. В каркасированных оболочках продольные усилия воспринимаются каркасом, а поперечные натяжения малы, что позволяет изготавливать полотнища оболочки из лёгких синтетических плёнок толщиной 12—60 мк (из полиэтилена, майлара и др.). Для меридионального каркасирования полотнищ используются ленты из прочных материалов с небольшим удлинением (вискозы, стекловолокна, нитей кевлара), воспринимающих основные усилия при газонаполнении и в полёте. Во Франции для кратковременных (пиковых) полётов АА применяются оболочки замкнутого типа, имеющие форму тетроида. Верхняя часть такой оболочки образуется гранью, принимающей при наполнении газом выпуклую форму. К нижнему узлу тетроидной оболочки крепится подвесная система. При достижении потолка оболочка разрывается от внутреннего давления, а груз спускается на парашюте.

Для запуска С. а. проводится комплекс мероприятий, включающий подготовку места и материальной части С. а. к полёту, газонаполнение, снаряжение н выпуск в воздух. Выпуск в воздух спортивных аэростатов объёмом до 3000 м3 (поднимающихся обычно на высоту не более 4000 м) производится с открытых площадок при скорости ветра не более 6—8 м/с. При газонаполнении спортивные аэростаты удерживаются стартовой командой за специальные устройства (поясные), а перед вылетом — н за гондолу. Старт С. а., поднимающихся на высоту более 4000 м, затрудняется из-за большой парусности, усложняясь тем больше, чем больше объём аэростата. Для облегчения старта и безопасности взлёта С. а. старт проводят с использованием специальных укрытий (здания, заборы, овраги, каньоны) или применяя особые устройства для удержания оболочки в процессе газонаполнения и облегчения запуска аэростата, что позволяет проводить старт высотных аэростатов грузоподъёмностью до нескольких т при скорости ветра до 10—12 м/с.

Я. В. Пятышев.

Схема свободного аэростата: 1 — газовый клапан; 2 — оболочка; 3 — разрывное устройство; 4 — катенарный подвесной пояс; 5 — дождеотсекатель; 6 — разрывная вожжа; 7 — тросовый многоугольник; 8 — гондола; 9 — молниеотвод; 10 — гондольная стропа; 11 — клапанная веревка; 12 — аппендикс; 13 — стропа подвески гондолы;

“свободы воздуха”, коммерческие права, — права, предоставляемые авиатранспортным предприятиям (как правило, на основе соглашений о воздушном сообщении между государствами) осуществлять перевозки пассажиров, грузов и почты.

В международном праве “С. в.” подразделяются на несколько видов: первая и вторая — право осуществлять транзитный полёт без посадки (первая “С. в.”) или с посадкой в некоммерческих целях (вторая “С. в.”) на территории государства, предоставляющего это право. Эти “С. в.” носят вспомогательный характер, обеспечивая перевозки в третьи страны через государства, лежащие на маршруте полётов. Третья “С. в.” заключается в праве высаживать на иностранной территории пассажиров и выгружать грузы и почту, взятые на борт воздушного судна на территории государства, национальной принадлежностью которого воздушное судно является; четвёртая “С. в.” — в праве принимать на иностранной территории пассажиров, направляющихся на территорию такого государства, а также адресуемые туда же грузы и почту. Эти “С. в.” обеспечивают выполнение перевозок между странами-партнёрами по соглашению и, как правило, отдельно друг от друга не предоставляются. Пятая “С. в.” означает право принимать на территории страны-партнёра по соглашению пассажиров, направляющихся на территорию третьего государства, а также адресуемых туда же груз и почту и право высаживать пассажиров и выгружать груз и почту, следующие с любой такой территории, в стране-партнёре по соглашению. Для реализации этого права должны быть заключены соглашения также и с этими странами. Шестая “С. в.” — право осуществлять перевозки пассажиров, груза и почты между двумя иностранными государствами через свою территорию, седьмая — право осуществлять перевозки пассажиров, груза и почты между двумя иностранными государствами, минуя свою территорию, восьмая — каботаж-перевозки между пунктами, расположенными на территории одного и того же иностранного государства (предоставляется редко и только по особому разрешению).

Первые пять “С. в.” были сформулированы в подписанных в Чикаго (США) 4 декабря 1944 соглашениях “О международном транзитном воздушном сообщении”, “О международном воздушном транспорте”. Остальные “С. в.” сложились на практике. СССР не участвовал в чикагских соглашениях, но использовал принятое деление коммерческих прав на “С. в.” при заключении двусторонних соглашений о воздушном сообщении с другими странами.

В. С. Грязнов.

“Cвятогор” — тяжёлый самолёт-бомбардировщик конструкции В. А. Слесарева. Построен в 1914—1915 на заводе В. А. Лебедева в Петрограде. Трёхстоечный биплан (рис. в табл. V) с двумя двигателями (мощностью по 162 кВт) в фюзеляже, приводящими два толкающих воздушных винта диаметром 6 м. Силовая конструкция из дерева, обтяжка крыльев и фюзеляжа из полотна. Общая площадь крыльев 180 м2, размах верхнего крыла 36 м, длина самолёта 21 м. Полётная масса 6500 кг. Расчётные характеристики: скорость 114 км/ч, потолок 2500 м, продолжительность полёта 30 ч, весовая отдача по топливу и перевозимой нагрузке около 50%. В 1916 начались рулёжки самолёта. Однако наземные испытания и доводки затянулись из-за отказа правительства оказать необходимую финансовую поддержку, трудностей в приобретении в условиях военного времени двигателей нужной мощности (~220 кВт) и т. д. В 1923, через 2 года после смерти конструктора, “С.” был разобран.

сдвиг ветра — атмосферное возмущение, при котором скорость ветра резко меняется по значению или (и) направлению вдоль траектории полёта летательного аппарата (рис. 1). С. в. численно определяют как отношение разности {{D }}Wg составляющих скорости ветра в земной системе координат в двух точках траектории к разности координат этих точек (обычно С. в. связывают с изменением горизонтальных составляющих ветра Wxg, Wzg; изменение скорости вертикального потока Wyg по высоте полёта чаще называют градиентным изменением скорости потока). Различают вертикальный С. в. (С. в. по высоте полёта) — изменение скорости ветра, отнесённое к изменению {{D }}H высоты H полёта (например, {{D }}Wxg/{{D }}H — сдвиг попутного или встречного ветра по высоте полёта), и С. в. по траектории полёта — отношение приращения скорости ветра к изменению {{D }}L расстояния (например, Wzg/{{D }}L).

Значит С. в. наблюдаются, как правило, в нижних слоях атмосферы (H = 0—100 м, рис. 2) при прохождении грозовых и термальных атмосферных фронтов и чаще возникают в районах со сложным рельефом местности. Наличие С. в. приводит к изменению воздушной скорости и угла атаки летательного аппарата, что вызывает изменение аэродинамических сил и моментов, а в результате — к нежелательному отклонению траектории полёта от заданной. С. в. усложняет взлёт и посадку летательного аппарата (например, при значении вертикального С. в. свыше 0,15 с-1 при заходе на посадку могут возникнуть опасные скорости снижения самолёта). Повышение безопасности полёта при ручном управлении самолётом в этих условиях обеспечивается путём управления скоростью полёта с помощью тяги двигателей (при посадке) и изменения градиента набора высоты (на взлёте). Большое значение при этом имеет своевременное поступление информации о наличии С. в., получаемой от бортовых или наземных средств. Оперативные и правильные действия лётчика позволяют обеспечить безопасность полёта даже при сильных вертикальных С. в. (до {{D }}Wxg/{{D }}H{{@ }}0,2 с—1), однако основной путь повышения безопасности полёта летательного аппарата в условиях С. в. — использование автоматических устройств в системе управления.

А. Г. Обрубов.

Рис. 1. Схема воздушных потоков при прохождении грозового облака: 1 — направление воздушного потока; 2 — траектория посадки.

Рис. 2. Измеренные зависимости скорости Wxg попутного или встречного ветра от высоты. Участок a—а соответствует максимальному вертикальному сдвигу ветра {{D }}Wxg/{{D }}H = 0,27 с-1

сдвиговое течение — течение, в котором компонент вектора скорости жидкости, параллельный элементу обтекаемой поверхности, имеет модуль, изменяющийся по нормали к этому элементу поверхности. Из-за указанных свойств С. т. называется также течением с поперечным сдвигом. В С. т. слои жидкости, параллельные элементу поверхности, скользят друг над другом. Классическим примером С. т. является так называемое течение Куэтта — движение вязкой жидкости между двумя параллельными пластинами, одна из которых покоится, а другая движется с постоянной скоростью в своей плоскости. Течение в пограничном слое, в котором компоненты вектора скорости, параллельные обтекаемой поверхности, много больше нормального компонента, часто также называют С. т.

севастопольская офицерская школа авиации. Сформирована в ноябре 1910 для подготовки военных лётчиков. В мае 1912 перебазирована на более удобный аэродром, расположенный к северу от Севастополя за долиной р. Кача. В С. о. ш. а. в 1910—1917 обучение вели Д. Г. Андреади, К. К. Арцеулов, М. Н. Ефимов, А. Е. Раевский, Б. Л. Цветков и другие известные лётчики. Во время Гражданской войны школа не работала. Её деятельность возобновилась после разгрома и изгнания из Крыма войск Врангеля (1920). В 1923 школе присвоено имя секретаря Закавказского крайкома РКП (б) А. Ф. Мясникова. Многие воспитанники школы проявили мужество и героизм на фронтах Гражданской войны (Ю. А. Братолюбов, В. Ф. Вишняков, Г. С. Сапожников, И. К. Спатарель и другие). Среди выпускников школы (училища) свыше 290 Героев Советского Союза, 14 лётчиков и космонавтов удостоены этого звания дважды, а А. И. Покрышкин — трижды. Здесь получили лётную подготовку ставшие впоследствии видными авиационными военачальниками Я. И. Алкснис, К. А. Вершинин, П. Ф. Жигарев, Я. М. Смушкевич и др. С 1954 Качинское краснознамённое высшее военное авиационное училище лётчиков имени А. Ф. Мясникова находится в Волгограде. В 1959 оно преобразовано в Качинское высшее авиационное училище им. А. Ф. Мясникова.

Северин Гай Ильич (р. 1926) — советский учёный и конструктор в области систем жизнеобеспечения экипажей самолётов, вертолётов и космических летательных аппаратов, безопасности полетов и эффективности летательных аппаратов, член-корреспондент АН СССР (1990), Герой Социалистического Труда (1982). Окончил Московский авиационный институт (1949). В авиационной промышленности с 1947, с 1958 преподаёт в Московском авиационном институте (с 1976 профессор). В 1947—1964 — в ЛИИ, затем на машиностроительном заводе “Звезда” (с 1989 генеральный конструктор). Исследовал биомеханику человека в экстремальных условиях полёта, методы защиты от неблагоприятных факторов полёта и спасения экипажей и пассажиров в аварийных ситуациях, динамику движения плохо обтекаемых тел, способы повышения эффективности применения и живучести летательных аппаратов. Ленинская премия (1965), Государственная премия СССР (1978). Награждён 3 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, медалями.

Г. И. Северин.

Седов Григорий Александрович (р. 1917) — советский лётчик-испытатель, генерал-майор авиации (1968), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1959), Герой Советского Союза (1957). В Советской Армии с 1938. Окончил лётную школу (1938) и Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1942; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Работал в НИИ ВВС лётчиком-испытателем-инженером (1942—1950) и в ОКБ А. И. Микояна ведущим лётчиком-испытателем и заместителем главного конструктора по лётным испытаниям (1950—1976). С 1976 заместитель генерального конструктора ОКБ имени А. И. Микояна. Провёл испытания самолётов МиГ-17, МиГ-19 (первого советского серийного сверхзвукового истребителя), МиГ-21. Ленинская премия (1976), Государственная премия СССР 1952). Награждён 2 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 2 орденами Красного Знамени, 2 орденами Отечественной воины 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

Г. А. Седов.

Седов Леонид Иванович (р. 1907) — советский учёный в области механики и гидромеханики, академик АН СССР (1953; член-корреспондент 1946), Герой Социалистического Труда (1987). Окончил МГУ (1930). В 1930—1947 работал в Центральном аэрогидродинамическом институте, в 1947—1956 — в Центральном институте авиационного моторостроения. Одновременно с 1945 работал в Математическом институте АН СССР. Основные труды по гидро- и аэродинамике, механике сплошных сред и теории подобия (вопросы плоской гидродинамики несжимаемой жидкости в теории крыла, гидродинамика тяжелой жидкости и теория волн). Председатель Научного совета АН СССР по проблемам гидродинамики (с 1965). Премия имени С. А. Чаплыгина АН СССР, премия имени М. В. Ломоносова (МГУ). Золотая медаль имени А. М. Ляпунова АН СССР. Почётный член ряда иностранных академий и обществ. Государственная премия СССР (1952). Награждён 6 орденами Ленина, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом “Знак Почета”, медалями.

Соч.: Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980; Механика сплошной среды, 4 изд., т. 1—2, М., 1983—1984; Методы подобия и размерности в механике, 10 изд., М., 1987.

Л. И. Седов.

секстант — (от латинского sextans — шестой) — угломерный оптический прибор на борту летательного аппарата для измерений курсовых углов и высот небесных светил относительно плоскости искусственного горизонта, которая отделяется с помощью маятниковой вертикали (в ручных С.) или с помощью гировертикалей, инерциальных систем навигации и курсовертикалей, (в автоматических С. называемых астропеленгаторами). По измеренным угловым координатам светил уточняются вычисленные координаты местоположения и курс летательного аппарата. Имеют ограниченные применение в качестве аварийного автономного средства на самолётах, предназначенных для полёта над безориентирной местностью, при метеорологических условиях и времени суток, позволяющих вести визуальную пеленгацию естественных небесных светил.

Селихов Андрей Федорович (1928—1991) — советский учёный в области прочности авиаконструкций, член-корреспондент АН СССР (1987). После окончания Московского авиационного института (1951) работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (с 1970 заместитель начальника). С 1971 на преподавательской работе в Московском физико-техническом институте (с 1980 заведующий кафедрой). С 1987 заместитель генерального директора Межведомственного научно-технического комплекса “Надёжность машин”. Под руководством С. разработаны и внедрены методики и системы ресурсного проектирования самолётов и вертолётов, обеспечения эксплуатационной живучести авиаконструкций. Автор трудов по прочности, надёжности, ресурсу и эксплуатационной живучести летательных аппаратов. Ленинская премия (1981), Государственная премия СССР (1976). Награждён орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Вероятностные методы в расчетах прочности самолета. М.. 1987 (совм. с В. М. Чижовым).

А. Ф. Селихов.

сельскохозяйственная авиация — структурное подразделение в системе гражданской авиации нашей страны, участвующее в сельскохозяйственном производстве посредством оказания хозяйствам услуг в выполнении авиационно-химических работ, аэросева трав, риса и других работ. Впервые идею применения летательных аппаратов для борьбы с вредителями и болезнями сельскохозяйственных культур высказал немецкий лесничий А. Циммерман (в 1912 получил патент). Однако только после 1-й мировой войны были начаты исследования, а затем и практические работы по использованию авиации для этих целей. В СССР в 1922 создана Комиссия по применению воздушных средств в борьбе с вредителями растений. В июле 1922 на Ходынском аэродроме в Москве под руководством профессора В. Ф. Болдырева при участии военного лётчика Н. П. Ильзина был поставлен первый в СССР опыт авиационного опрыскивания. Первый сельскохозяйственный самолёт был построен в 1923 (см. Сельскохозяйственный летательный аппарат).

Характерные особенности эксплуатации самолётов и вертолётов в сельском хозяйстве — сезонность работ, а также частые взлёты и посадки. Наибольший объём работ С. а. приходится на апрель — июль.

сельскохозяйственный летательный аппарат — предназначается для защиты с воздуха сельскохозяйственных культур и леса от вредителей, для борьбы с сорняками, предуборочного удаления листьев хлопчатника, внесения минеральных удобрений, аэросева трав, риса и других работ. На борту летательного аппарата устанавливается навесное или встроенное сельскохозяйственное оборудование (специальная ёмкость для жидких и сыпучих материалов, к выпускной горловине которой присоединяются навесные или встроенные агрегаты опыливателя или опрыскивателя, управляемые из кабины экипажа).

В СССР первый сельскохозяйственный самолёт был построен в 1923 В. Н. Хиони и назывался “Конёк-Горбунок” (“Хиони” №5). Позже были созданы СХ-1 (1937, конструктор А. Г. Бедункович), Ан-2 и Ан-2М (конструктор О. К. Антонов), сельскохозяйственные варианты самолётов По-2 (конструктор Н. Н. Поликарпов, см. Поликарпова самолёты) и Як-12 (конструктор А. С. Яковлев). Наиболее широкое распространение получили самолёт По-2, применявшийся более четверти века в сельском хозяйстве, и самолёт Ан-2 (см. рис.), ставший основным типом самолёта в подразделениях сельскохозяйственной авиации.

Применение сельскохозяйственных вертолётов наиболее эффективно в случае отсутствия подготовленной взлетно-посадочной полосы и при сложном рельефе местности. В качестве сельскохозяйственных вертолётов используются Ми-1, Ми-2, Ми-4 конструкции М. Л. Миля и Ка-15, Ка-18, Ка-26 конструкции Н. И. Камова.

Загрузка удобрений в самолет Ан-2.

Семейко Николай Илларионович (1923—1945) — советский лётчик, капитан, дважды Герой Советского Союза (19 апреля 1945 и 29 июня 1945, посмертно). В Красной Армии с 1940. Окончил Ворошиловградскую военную авиационную школу пилотов (1942), курсы усовершенствования начсостава (1942). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи, штурманом штурмового авиаполка. Совершил 227 боевых вылетов. Погиб в бою. Награждён орденом Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденами Богдана Хмельницкого 3-й степени, Александра Невского, Отечественной войны 1-й степени, медалями. Бронзовый бюст в г. Славянске Донецкой области.

Лит.: Непран Н. И., Н. И. Семейко. Донецк, 1974; Фурман Г., Советский ас. в кн.: Звезды не меркнут, Калининград, 1982.

Н. И. Семейко.

Сенько Василий Васильевич (1921—1984) — советский военный штурман, полковник, дважды Герой Советского Союза (1943, 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил военную авиационную школу (1941), Военно-воздушную инженерную академию имени профессора Н. Е. Жуковского (1952). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был стрелком-бомбардиром, штурманом экипажа, затем звена авиаполка дальнего действия. Совершил 430 боевых вылетов на бомбометание военных объектов в тылу противника. После войны на штурманских должностях и на педагогической работе в военных учебных заведениях ВВС. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, Отечественной войны 1-й степени, Красной Звезды, “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями. Бронзовый бюст в с. Семёновка Черниговской области.

Лит.: Андрианов С., По дальним маршрутам, в кн.: Иду на таран, Волгоград, 1978; Церковный М. Ф., Шиганов А. Д., Юрьев Б. Ф., Мастер бомбометания, в их кн.: Героев подвиги бессмертны, 2 изд., Киев, 1982.

В. В. Сенько.

“Сепекат” (SEPECAT, Soci{{é}}t{{é}} Europ{{é}}enne de Production de l Avion E. С. А. Т.) — западноевропейский консорциум, в состав которого входили фирмы “Дассо-Бреге” и “Бритиш аэроспейс”. Образован в 1966 для разработки и серийного производства истребителя-бомбардировщика “Ягуар” (рис.). Первый полёт самолёта состоялся в 1968. Находится на вооружении ВВС Франции и Великобритании. Основные данные самолёта Ягуар GRMkl: два турбореактивных двухконтурных двигателя с форсажной камерой с максимальной тягой по 32,5 кН, длина самолёта 16,83 м, высота 4,89 м, размах крыла 8,69 м, площадь крыла 24 м2, максимальная взлётная масса 15,7 т, масса пустого самолёта 7 т, боевая нагрузка около 4,7 т, максимальная скорость полёта 1700 км/ч, радиус действия 850—920 км, потолок 14000 м, экипаж 1 чел.; вооружение — 2 пушки (30 мм), бомбы, управляемые ракеты, неуправляемые авиационные ракеты. Для экспортных поставок разработан вариант “Ягуар интернэшонал” (1976) с более мощными двигателями (два турбореактивных двухконтурных двигателя с форсажной камерой тягой по 37,5 кН). Консорциум завершил производство самолётов “Ягуар” в 1985 (всего выпущено 522 экземпляров).

Истребитель-бомбардировщик “Ягуар”.

сервокомпенсация (от латинского servus — раб, слуга и compensatio — возмещение, уравновешивание) — уменьшение шарнирного момента, действующего на орган управления (ОУ), за счёт аэродинамических сил, создаваемых сравнительно небольшой вспомогательной поверхностью — сервокомпенсатором (рис. 1), расположенным вдоль задней кромки основного ОУ; разновидность аэродинамической компенсации. Отклонение этой поверхности на некоторый угол {{t }}, противоположный углу отклонения {{d }} ОУ, позволяет создать за осью вращения ОУ приращение аэродинамической силы, уменьшающей его шарнирный момент. В зависимости от способа отклонения сервокомпенсатора относительно основного ОУ различают кинематический и пружинный сервокомпенсаторы и триммер. С. может применяться совместно с другими видами аэродинамической компенсации.

Кинематический сервокомпенсатор (рис. 2) имеет такую кинематическую связь с неподвижной несущей поверхностью (крылом, стабилизатором, килем), что при отклонении ОУ на некоторый угол {{d }} сервокомпенсатор отклоняется на пропорциональный ему угол {{t }}, значение которого определяется передаточным отношением {{t }}/{{d }}, имеющим отрицательный знак. Выбор значения передаточного отношения зависит от конструктивных параметров несущей поверхности, ОУ, сервокомпенсатора, характерного значения Маха числа M{{¥ }} полёта.

Пружинный сервокомпенсатор (рис. 3) имеет жёсткую кинематическую связь с рычагом управления, а связь основного ОУ с этим рычагом осуществляется через упругий элемент (предварительно затянутые пружины). При малых углах отклонения ОУ (малых возмущениях), когда аэродинамические силы, действующие на сервокомпенсатор, не превышают усилия затяжки, упругий элемент можно рассматривать как жёсткую связь, и сервокомпенсатор не отклоняется относительно ОУ, а шарнирный момент пропорционален углу отклонения ОУ (участок 0—А на рис. 4). Начиная с некоторого угла отклонения {{d }}он ОУ, силы, действующие на сервокомпенсатор, будут превышать усилие предварительной затяжки, и сервокомпенсатор начнёт отклоняться в сторону, противоположную отклонению ОУ, в результате чего на сервокомпенсаторе возникает момент, уменьшающий шарнирный момент ОУ. При дальнейшем отклонении ОУ на некотором угле {{d }}он упругий элемент будет сдеформирован полностью, и сервокомпенсатор отклонится относительно ОУ на максимальный угол. При дальнейшем отклонении ОУ зависимость шарнирного момента от угла отклонения станет такой же (участок С—D на рис. 4), как и без С., но его значение будет существенно меньше, чем оно было бы в отсутствие компенсатора.

В. Г. Микеладзе.

Рис. 1. Схема сервокомпенсации: 1 — несущая поверхность; 2 — орган управления; 3 — сервокомпенсатор.

Рис. 2. Схема кинематического сервокомпенсатора: 1 — несущая поверхность; 2 — кинематическая связь; 3 — сервокомпенсатор; 4 — орган управления.

Рис. 3. Схема пружинного сервокомпенсатора: 1 — несущая поверхность; 2 — упругий элемент; 3 — орган управления; 4 — сервокомпенсатор; 5 — жесткая кинематическая связь.

Рис. 4. Зависимость шарнирного момента Mш органа управления от угла {{d }} его отклонения.

сервопривод — вспомогательное устройство, замкнутая следящая система управления, в которой входной электрический сигнал малой мощности управляет выходным механическим перемещением большой мощности по строго пропорциональному закону. Усиление мощности достигается благодаря использованию энергии, подводимой от внешнего источника (например, гидро-, электро- или пневмосистемы).

С. используется для отслеживания сигналов автоматического систем управления летательным аппаратом (Система автоматического управления, Система улучшения устойчивости и управляемости и др.). Структура С. должна обеспечивать возможность определения ошибки (разности между входным и выходным сигналами), усиление сигнала ошибки и осуществлять замыкание цепи обратной связью. Различают два основных класса аналоговых С. — с позиционным управлением (задаётся положение, или позиция, регулируемого элемента) и с управлением по скорости (постоянной поддерживается скорость перемещения регулируемого элемента).

С. в основном являются относительно маломощными исполнительными устройствами, которые обычно устанавливаются во входной части системы управления (между рычагами управления и рулевыми приводами) по параллельной или последовательной схемам. С., отслеживающий сигнал автопилота, как правило, устанавливается в системе управления по параллельной схеме. В этом случае одновременно (параллельно) с перемещением выходного звена С. перемещается и рычаг управления. С., устанавливаемые по такой схеме, получили название рулевой машинки. С развитием Системы улучшения устойчивости и управляемости появилась необходимость отклонять органы управления, не изменяя положения рычагов управления (см., например, Бустерное управление). За С., выполняющими такую функцию, укоренилось название раздвижная тяга.

В состав С. обычно входят рулевой агрегат, в котором осуществляется преобразование маломощного входного электрического сигнала в выходное механическое перемещение большей мощности, датчики обратных связей, блок управления, коррекции и контроля сигналов С., устройства включения и отключения С.

Начиная с конца 70-х гг. наблюдается тенденция к слиянию С. с рулевым приводом в единый конструктивный блок. Это делается с целью улучшения динамических характеристик, точности, надёжности, уменьшения массы системы управления. Такой привод обычно называют силовым сервоприводом или рулевым приводом с электрическим входом. Подобные приводы находят широкое применение в электродистанционных системах управления.

С. являются ответственными исполнительными устройствами электрических систем управления, от надёжной работы которых в значительной мере зависит безопасность полёта. В связи с этим в их конструкции предусматривается трёх-четырёхкратное резервирование.

В. Я. Бочаров.

сервоуправление — отклонение основного органа управления летательного аппарата с помощью аэродинамических сил, возникающих на нём при отклонении сравнительно небольшой рулевой поверхности — серворуля. Серворуль расположен вдоль задней кромки органа управления и имеет жёсткую кинематическую связь с рычагом управления: при этом орган управления непосредственно не связан с рычагом управления (см. рис.). Значение угла отклонения серворуля {{t }}ср, необходимое для отклонения органа управления на определенный угол, при выбранных конструктивных параметрах зависит от шарнирных моментов, действующих на орган управления и серворуль. Усилие на рычаге управления при С. определяется только шарнирным моментом серворуля.

Схема сервоуправления: 1 — основной орган управления; 2 — кинематическая связь; 3 — рулевая поверхность (серворуль).

Сергеев Андрей Васильевич (1893—1933) — советский военачальник, один из организаторов и руководителей Рабоче-Крестьянского Красного Воздушного Флота (РККВФ). Окончил курсы авиационных мотористов и теоретические курсы лётчиков при Петроградском политехническом институте (1915), Севастопольскую авиационную школу (1916), Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1926; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского).

С декабря 1917 по май 1918 член Всероссийской коллегии по управлению Воздушным Флотом, затем комиссар Главного управления (ГУ) РККВФ, главный комиссар авиации Восточного фронта, начальник полевого управления авиации и воздухоплавания при полевом штабе Реввоенсовета Республики. После реорганизации ГУ РККВФ начальник штаба Воздушного флота, помощник начальника ГУВФ РККА по сухопутной авиации (март 1920 — февраль 1921), начальник ГУВФ РККА (до октября 1922). После окончания академии работал за границей. В 1933 назначен начальником транспортной авиации СССР и заместителем начальника ГУГВФ при Совнаркоме СССР. Погиб в авиационной катастрофе. Награжден орденом Красного Знамени.

Соч.: Стратегия и тактика Красного воздушного флота, М., 1925.

А. В. Сергеев.

Серенсен Сергей Владимирович (1905—1977) — советский учёный, один из основателей отечественной школы конструкционной прочности в машиностроении, академик АН УССР (1939; член-корреспондент 1936). Почетный доктор наук Высшей технической школы в Праге (1965). После окончания Киевского индустриального (позднее политехнического) института (1926) работал в Институте строительной механики АН УССР (в 1934—1940 — заместитель директора и директор этого института). В 1942—1967 начальник отдела прочности авиационных двигателей в Центральном институте авиационного моторостроения. Предложил градиентную гипотезу подобия усталостного повреждения, впервые обосновал принцип эргодичности для спектров нагружений переменными нагрузками, разработал деформационно-кинетический критерий оценки накопления повреждений при нерегулярном малоцикловом нагружении. Государственная премия СССР (1949). Награждён орденом Ленина, 3 орденами Трудового Красного Знамени, орденом “Знак Почёта”, медалями.

С. В. Серенсен.

серийный летательный аппарат — многократно воспроизведённый образец летательного аппарата, выпущенный заданной партией (серией). Характеризуется одновременным изготовлением нескольких экземпляров, сборка которых осуществляется с использованием поточных линий, конвейеров, специализированного технологического оборудования. Выпуск продолжается, как правило, в течение продолжительного времени. При повторных запусках серии в производство могут вноситься изменения в технологию производства и в конструкцию летательного аппарата с целью снижения его стоимости, улучшения лётно-технических характеристик и эксплуатационной технологичности. Для предстоящей эксплуатации летательного аппарата предусматриваются мероприятия по подготовке лётного состава, могут быть выпущены партии учебно-тренировочных машин. Производственная программа серийных летательных аппаратов составляет от нескольких десятков экземпляров до нескольких десятков тысяч экземпляров.

сертификат летной годности (французское certificat, от средневекового латинского certifico — удостоверяю) — документ, удостоверяющий соответствие гражданского летательного аппарата определенным типа требованиям действующих Норм лётной годности (НЛГ) в пределах установленных условий (ограничений) эксплуатации. С. л. г. выдаётся на основании материалов (чертежи, инструкции, результаты расчётов, стендовых и лётных испытаний и др.), подтверждающих соответствие летательного аппарата данного типа НЛГ. Наличие С. л. г. даёт право на допуск гражданских летательных аппаратов данного типа к эксплуатации.

сертификация гражданских летательных аппаратов — система контроля соответствия характеристик летательного аппарата, его двигателей и оборудования Нормам лётной годности (НЛГ). С. — эффективное средство обеспечения безопасности и лётных качеств летательного аппарата, способствующее сокращению объёмов и сроков доводки и лётных испытаний. Система С. предусматривает наличие национальных НЛГ. Отечественная система С. включает обеспечение разработчиком выполнения требований НЛГ при создании летательного аппарата, двигателя и оборудования и оценку их соответствия Нормам на всех этапах создания летательного аппарата, а также контроль за сохранением лётной годности в процессе серийного производства и эксплуатации летательных аппаратов. В С. летательных аппаратов во главе с Госавианадзором СССР участвовали: разработчики летательных аппаратов, двигателей и оборудования; НИИ промышленности и гражданской авиации, из которых головными институтами являлись Лётно-исследовательский институт имени М. М. Громова и Государственный институт гражданской авиации. Основные положения системы С. сформулированы в НЛГ и Правилах сертификации гражданских воздушных судов (1976, 1989). НЛГ и Правила определяют, что обязательным условием для допуска летательного аппарата к эксплуатации является соответствие его действующим НЛГ, подтверждаемое сертификатом лётной годности и удостоверением о годности к полётам экземпляра летательного аппарата данного типа. Устанавливаются обязательный порядок и процедуры проведения всех работ по оценке соответствия летательного аппарата Нормам. В НЛГ и Правилах предусмотрены сертификация оборудования и двигателей “до установки на летательный аппарата”, сертификация летательного аппарата.

С. проводится с начала проектирования летательного аппарата и включает широкий комплекс исследований и оценок на каждом из этапов создания объекта. В С. важную роль играет разработка программы, в которой должны быть предусмотрены все виды работ, а также необходимые средства (см. рис.).

Обеспечение соответствия летательного аппарата требованиям НЛГ в основном решается на этапах проектирования, постройки макета и постройки летательного аппарата. На этих этапах, и в особенности на этапе лётных испытаний, производится оценка полноты и уровня реализации требований НЛГ в создаваемом летательном аппарате. На этапе разработки эскизного проекта определяются применимость действующих НЛГ к создаваемому летательному аппарату и методы оценки его соответствия НЛГ, формируется программа С. При дальнейшем проектировании и постройке макета учитывается значительная часть требований НЛГ. На макете возможно достаточно полно оценить кабины пилотов, пассажирские салоны (включая аварийные выходы, кресла и аварийно-спасательное оборудование), багажно-грузовые отсеки, состав и расположение бортового оборудования, компоновку силовой установки и другое.

На этапе постройки летательного аппарата в процессе испытаний, проводимых на натурных и полунатурных стендах, на стенде-тренажёре, и путём математического моделирования, а также лётных испытаний на летающих лабораториях отрабатываются функциональные системы летательных аппаратов — системы управления, электроснабжения, навигационно-пилотажные комплексы, системы жизнеобеспечения. Ведутся исследования последствий отказов функциональных систем, а также динамики полёта с участием лётного состава. В стендовых условиях проводятся детальные испытания конструкции летательного аппарата и его систем на соответствие требованиям НЛГ по прочности летательных аппаратов. В это же время должна осуществляться С. двигателей и оборудования по принципу “до установки на летательный аппарат”. Согласно этому принципу все изделия, устанавливаемые на летательный аппарат, должны соответствовать общим для каждой категории изделий НЛГ. Так, С. оборудования “до установки на летательный аппарат” включает оценку соответствия техническим требованиям к оборудованию на основе лабораторных и стендовых испытаний. В процессе испытаний даётся оценка выполнения требований к конструкции, работоспособности и характеристикам оборудования при воздействии внешних факторов (вибраций, температуры, давления и др.), оговорённых в Нормах. Испытания на стендах, тренажёрах и летающих лабораториях позволяют обеспечить максимальную готовность летательного аппарата к лётным испытаниям. Реализация программы С. позволяет к началу лётных испытаний завершить около 60% сертификационных оценок летательного аппарата и значительно сократить сроки лётных испытаний.

Лётные испытания летательного аппарата являются наиболее ответственным и заключительным этапом С. Они дают возможность всесторонне проверить летательный аппарат и все его функциональные системы (включая двигатели и оборудование) в условиях, наиболее близких к реальной эксплуатации. Количество требований НЛГ, соответствие которым оценивается лётными испытаниями, составляет около 40%. Это, прежде всего, требования к устойчивости и управляемости, прочности, критическим (предельным) режимам полёта, системам управления, силовой установке и навигационно-пилотажным комплексам, а также к безопасности полёта при отказах функциональных систем и в экстремальных внешних условиях (обледенение, низкие метеоминимумы для посадки и др.). Поскольку лётные испытания — один из сложных этапов создания и С. летательного аппарата, оказывающий большое влияние на продолжительность всего цикла создания летательного аппарата, при формировании программ испытаний важную роль играют такие методы и средства, которые позволяют максимально интенсифицировать испытания. К ним относятся проведение лётных испытаний одновременно на нескольких экземплярах летательных аппаратов с конкретными задачами для каждого экземпляра, применение автоматизированной обработки материалов испытаний в темпе полёта и др. Действующие в отечественной практике положения предусматривают заводские испытания и государственные сертификационные испытания.

Цель государственных сертификационных лётных испытаний — контрольная оценка и подтверждение соответствия летательного аппарата требованиям НЛГ. Программа этих испытаний формируется с учётом объёма и результатов заводских испытаний. При положительной оценке результатов заводских и государственных испытаний выдаётся сертификат лётной годности на тип летательного аппарата, дающий право начать эксплуатацию летательного аппарата данного типа.

М. И. Мазурский.

Структурная схема сертификации гражданских летательных аппаратов.

серьёзный инцидент — инцидент, связанный с возникновением условий, характеризующихся значительным повышением вероятности авиационного происшествия, для предотвращения которого требуется либо выполнение экипажем (службами управления и обеспечения полётов) сложных и (или) экстренных действий, не применяемых в условиях нормального полёта, либо благоприятное стечение обстоятельств.

Для С. и. характерны следующие признаки: выход воздушного судна за пределы ожидаемых условий эксплуатации; возникновение значительных вредных воздействий на экипаж или пассажиров (дыма, паров едких веществ, токсичных газов, повышенной или пониженной температуры, давления и т. п.); значительное ухудшение характеристик устойчивости и управляемости, лётных или прочностных характеристик; значительное снижение работоспособности членов экипажа; значительное повышение психофизиологии, нагрузки на экипаж; возникновение реальной возможности повреждения жизненно важных элементов воздушного судна в результате пожара, нелокализованного разрушения двигателя, трансмиссии и т. п.; разрушение или рассоединение элементов управления. К С. и. относятся также отклонения в функционировании элементов авиационной транспортной системы, при которых указанные признаки не зафиксированы, но могли с высокой вероятностью проявиться в других ожидаемых условиях эксплуатации.

“Сессна” —см. “Цессна”.

сжимаемая жидкость — жидкость, плотность которой является переменной величиной и в общем случае зависит от температуры и давления. Соотношение, связывающее между собой давление p, температуру T и плотность {{r }} (или удельный объём), называют уравнением состояния. Для С. ж. (в отличие от несжимаемой жидкости) скорость распространения малых возмущений имеет конечное значение (равное скорости звука), с чем связаны многие особенности обтекания тел потоком С. ж.

Наиболее простой моделью С. ж. является баротропная среда, плотность которой есть функция только давления, то есть {{r }} = {{j }}(p). Если {{j }}(p) = Cpn, где C и n — некоторые постоянные, то движение таких сред называют политропическим, а величина 1/n — показателем политропы. Случай n = 0 соответствует несжимаемой жидкости, а при n = 1 имеет место изотермическое течение. С. ж., плотность которой не есть функция только одного давления, называется бароклинной. Наиболее распространённой моделью бароклинной жидкости является совершенный газ, удовлетворяющий уравнению Клапейрона p = {{r }}RT, где R — газовая постоянная, и имеющий постоянные удельные теплоёмкости при постоянном давлении cp и постоянном объёме cV. Область её применимости ограничена относительно небольшими температурами движущейся среды (T {{£ }} 1000° К). При больших сверхзвуковых скоростях полёта начинают проявляться реального газа эффекты, и необходимо пользоваться различными моделями несовершенного газа.

Движение баротропной жидкости описывается неразрывности уравнением и количества движения уравнением, а для описания течения бароклинной жидкости наряду с ними необходимо привлекать энергии уравнение из-за появления новой зависимой переменной — температуры.

В. А. Башкин.

Сианьский авиационный завод — авиастроительное предприятие Китайской Народной Республики. Основано в 1958. С 1968 выпускал копию советского самолёта Ту-16 (под обозначением H-6), с 1982 — Ан-24 (Y-7). На заводе разработан истребитель-бомбардировщик H-7 (первый полёт предположительно в 1988). Выпускал также двигатели Вопен 8 (советский РД-3).

СибНИА — см. Государственный союзный сибирский научно-исследовательский институт авиации имени С. А. Чаплыгина.

Сивков Григорий Флегонтович (р. 1921) — советский лётчик, генерал-майор-инженер (1975), дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1939. Окончил военную авиационную школу (1940), Военно-воздушную инженерную академию имени профессора Н. Е. Жуковского (1952). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи, штурманом штурмового авиаполка. Совершил 247 боевых вылетов. После окончания Военно-воздушной инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского на преподавательской работе. Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, 3 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Красной Звезды, медалями, а также иностранными орденами. Бронзовый бюст в деревне Мартынове Пермской области.

Соч.: Готовность номер один. М., 1973.

Г. Ф. Сивков.

сигнализация внутрикабинная — система средств сигнализации, используемых для оповещения членов экипажа летательного аппарата о приближении или достижении ограничении (максимально допустимых значений параметров), о режимах работы систем и агрегатов летательного аппарата, об их отказах, о выполнении или невыполнении членом экипажа определенных операций (алгоритма работы) и т. п. Использование системы С. в. позволяет упростить контроль, то есть отказаться от периодического контроля параметров и перейти к эпизодическому (только при подаче сигнала), а также обеспечить своевременное включение членов экипажа в контур управления. Назначение С. в. — своевременно привлечь внимание членов экипажа к возникшему состоянию (происшедшему событию); раскрыть смысл происшедшего события путём выдачи сигнальной информации в определенной последовательности; способствовать организации действий членов экипажа, необходимых в данной ситуации. Для своевременного привлечения внимания членов экипажа к возникшему состоянию используются сигналы так называемого сильного привлекающего действия: звуковые различной тональности, тембра и длительности, тактильные (осязательные), сигналы светосигнализаторов в проблесковом режиме.

Входящие в состав системы средства С. в. делятся на три вида: визуальные, предназначенные для выдачи световых или несветовых сигналов с помощью светосигнализаторов, электронных индикаторов, переключателей со световой сигнализацией (ламп-кнопок), бленкеров, флажков (планок) или шторок электромеханических индикаторов; звуковые, используемые для выдачи тональных сигналов (звонок, сирена) или речевых сообщений; тактильные, предназначенные для передачи членам экипажа необходимой информации путём воздействия на механорецепторы кожи и мышечно-суставные рецепторы.

Сигналы, выдаваемые С. в., подразделяются на три категории: аварийные, предупреждающие и уведомляющие. Основными критериями для выбора категории сигнала являются степень опасности возникшей ситуации, а также отрезок времени Tp, которым располагает член экипажа с момента появления сигнальной информации о возникшей ситуации до момента, когда ещё можно предотвратить или прекратить её опасное развитие.

К аварийным относятся сигналы, характеризующие возникновение ситуации, требующей немедленных действий со стороны экипажа, например, сигналы пожара, отказов силовой установки и системы автоматического управления, опасных отклонение от параметров полёта.

Предупреждающими являются сигналы, которые требуют немедленного привлечения внимания, но не требуют быстрых действий, например, сигналы отказов отдельных каналов резервирующих систем, потери контроля информации (“нет резерва навигационного вычислителя”, “давление масла мало”, “вибрация двигателя” и другие). К уведомляющим относятся сигналы, указывающие на нормальную работу систем, выполнение алгоритма работы членами экипажа и т. п.

Аварийные сигналы указывают на приближение или достижение эксплуатационного ограничения по параметрам движения летательного аппарата; к ним относятся сигналы, для которых Tp {{£ }} 15 с. Для предупреждающих сигналов Tp > 15 с. Уведомляющие сигналы по Tp не регламентируются.

Для системы С. в. характерен рост числа сигнализаторов и дублирование выдачи сигналов различными средствами. В связи с этим основными требованиями к С. в. являются ограничение числа одновременно выдаваемых сигналов на рабочем месте члена экипажа, выдача их с учётом приоритета, а также группировка сигналов и использование центральных сигнальных огней или районирующих табло. Для этих же целей могут использоваться экранные индикаторы.

М. И. Юровицкий.

Сидорин Иван Иванович (1888—1982) — советский ученый в области металловедения, профессор (1929), доктор технических наук (1958), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1962). Основатель кафедры металловедения в Московском высшем техническом училище и руководитель отдела испытания авиационных материалов в Центральном аэрогидродинамическом институте, на базе которого в 1932 был организован Всесоюзный институт авиационных материалов. По инициативе и под руководством С. в Всесоюзный институт авиационных материалов на несколько десятилетий раньше, чем за рубежом, была создана высокопрочная сталь хромансиль. Государственная премия СССР (1988, посмертно). Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды.

Лит.: Сидорина Н., И. И. Сидорин, в кн.: Советские инженеры, М., 1985.

И. И. Сидорин.

Сиерва, Сьерва (Cierva), Хуан де ла (1895—1936) — испанский авиаконструктор, создатель автожира. После окончания в 1918 высшей школы дорожных инженеров в Мадриде занимался разработкой и постройкой самолётов. Сформулировал основные принципы авторотации несущего винта. В 1919 построил свой первый автожир С-1, который не удалось поднять в воздух, затем два других (в 1921 и 1922), не обладавших устойчивостью. 10 января 1923 на автожире С-4 (рис. в табл. XIV) с шарнирным креплением лопастей был совершён первый непродолжительный полёт, а 31 января 1923 — полёт по замкнутому 25-км маршруту на высоте около 25 м. Летал и автожир С-5 с трехлопастным винтом. Автожир С-6 демонстрировался в 1925 в Великобритании. На автожире C-8L 9 сентября 1928 С. совершил перелёт из Лондона в Париж. С 1928 жил в Великобритании, где ещё в 1925 основал фирму “Сиерва отоджайро” (Cierva Autogyro Co.), серийно выпускавшую известные автожиры С-19 (1929), С-30 (1934), в том числе его вариант с раскруткой несущего винта для вертикального взлёта, и С-40 (1938). Автожиры конструкции С. строились по лицензии во Франции, Германии, Японии и США. Награждён золотой авиационной медалью Международной авиационной федерации и медалью Гуггенхеймов. Погиб в авиакатастрофе. После 1945 фирма С. выпускала вертолёты, в 1951 поглощена фирмой “Сондерс-Ро”.

Лит.: Катышев Г. И., Создатель автожира Хуан де ла Сьерва, М., 1986.

Х. де ла Сиерва.

Сикорский Игорь Иванович (1889—1972) — авиаконструктор и промышленник, один из пионеров авиации в России. Родился в Киеве. Учился в Петербургском морском кадетском корпусе (1903—1906), технической школе Дювиньо де Ланно во Франции (1906—1907), Киевском политехническом институте (1907—1908), школе при аэродроме Жовиси под Парижем (1909). В 1908—1911 построил 2 вертолёта (нелетавших). В 1910 построил свой первый самолёт С-1, силовая установка которого не обладала необходимой для взлёта мощностью, а в 1910—1911 — самолёты С-2, С-3, С-4, С-5. на которых совершил 16 полётов. В 1911 получил диплом лётчика и тогда же установил 4 всероссийских воздушных рекорда (достиг высоты 500 м, дальности полёта 85 км, продолжительности полёта 52 минуты, скорости 125 км/ч). 14 марта 1912 С. на С-6 совершил полёт с 5 пассажирами. В 1912—1913 построил самолёты “Гранд”, вскоре названный “Русский витязь” (рис. в таблице V), и “Илья Муромец” (рис. в таблице VI), положившие начало созданию самолётов с многодвигательной установкой. С апреля 1912 С. главный конструктор Авиаотдела Акционерного общества Русско-Балтийского завода. В 1912—1914 КБ завода создало около 20 опытных самолётов. В сентябре 1912 на авиасоревнованиях в Петербурге С. получил первый приз на С-6Б. В 1918 С. уехал за границу, работал конструктором во Франции, затем с 1919 — в США, где в 1923 основал авиационную фирму (см. “Сикорский”). До 1939 создал около 15 типов самолётов. С 1939 занимался созданием вертолётов одновинтовой схемы, получивших широкое распространение, в том числе S-51, S-55, S-61, S-58, S-64, S-65. С. первым начал строить вертолёты с газотурбинными двигателями, вертолёты-амфибии с убирающимся шасси и “летающие краны”. На вертолётах С. были впервые совершены перелёты через Атлантический (S-61; 1967) и Тихий (S-65; 1970) океаны (с дозаправкой в воздухе). В память о С. учреждён международный приз его имени, который вручается за создание лучших вертолётов мира.

Лит.: Катышев Г. И., Михеев В. Р., Авиаконструктор И. И. Сикорский, М., 1989.

И. И. Сикорский.

“Сикорский” (Sikorsky Aircraft) — вертолётостроительная фирма США. Основана в 1923 И. И. Сикорским под названием “Сикорскнй аэро энджиниринг” (Sikorsky Aero Engineering Corp.), с 1929 — отделение концерна “Юнайтед текнолоджис” (United Technologies Corp.) с указанным названием. В 20—30-е гг. выпускала самолёты-амфибии и летающие лодки, среди которых наиболее известны S-40 (первый полёт в 1932), S-42 (1934), VS-44A (1937). В 1929 начала исследования по вертолётам. Первый летающий вертолёт фирмы — VS-300 (1939, см. рис. в таблице XV). Во время Второй мировой войны создала лёгкий вертолёт R-4 (1942, первый в мире выпускавшийся серийно вертолёт, построено 130). После войны начала выпускать многоцелевой вертолёт S-51 (1946, построено 320), лёгкий транспортный вертолёт S-55 (1949, построено 1282). Наибольшей серией выпускался многоцелевой вертолёт S-58 (1954, построено 1821, военное обозначение H-34). Был разработан палубный вертолёт противолодочной обороны S-61 (1959, обозначение в ВМС США SH-3, см. рис. в таблице XXXIII). На основе S-61 созданы пассажирские вертолёты S-61L (1960) и S-61N (1962), рассчитанные на перевозку 28 пассажиров или 4,9 т груза. На фирме разработан ряд тяжёлых транспортных вертолётов: “летающий подъёмный кран” S-64 (1962, военное обозначение CH-54, см. рис. в таблице XXXIII), S-65 (1964, военное обозначение CH-53), на основе S-65 — самый тяжёлый (на 80-е гг.) зарубежный вертолёт CH-53Е с тремя газотурбинными двигателями и семилопастным несущим винтом (1974, см. рис. в таблице XXXVI). В 1974 создан армейский тактический многоцелевой транспортный вертолёт S-70 (военное обозначение UH-60A “Блэк хоук”, см. рис. в таблице XXXVI). Его варианты: палубный вертолёт противолодочной обороны SH-60B “Си хоук” (1979, рис. 1), вертолёт РЭБ ЕН-60А (1981), поисково-спасательный вертолёт HH-60D “Найт хоук” (1984). В 1977 создан лёгкий административный вертолёт S-76 (рис. 2). На его основе разработан лёгкий боевой вертолёт H-76 “Игл” (1985), способный нести до четырёх противотанковых управляемых ракет. К 1990 фирма выпустила около 7 тысяч вертолётов всех типов.

На фирме построены экспериментальные вертолёты S-69 (1973; имеет жёсткий соосный несущий винт, создающий подъёмную силу только на наступающей лопасти; достиг скорости 445 км/ч), S-72 (1976, для испытаний новых несущих систем) и S-75 (1984, с конструкцией из композиционных материалов). Основные программы 80-х гг.: производство вертолётов UH-60A и CH-53Е и их вариантов, вертолётов S-76. Основные данные некоторых вертолётов фирмы приведены в таблице.

В. В. Беляев.

Таблица — Вертолёты фирмы “Сикорский”.

Основные данные

Многоцелевые

“Летающий кран” CH-54В

Противолодочный SH-3H

Военно-транспортный CH-53Е

Административный S-76 Мк. 11

R-4

S-55

S-58

UH-60A

Первый полёт, год

1942

1949

1954

1974

1969

1972

1974

1982

Число и тип двигателей

1 поршнев двигател

1 поршнев двигател

1 поршнев двигател

2 газотурбинными двигателями

2 газотурбинными двигателями

2 газотурбинными двигателями

3 газотурбинными двигателями

2 газотурбинными двигателями

Мощность двигателя, кВт

138

596

1140

1150

3580

1040

3270

185

Диаметр несущего винта, м

11,58

16,15

17,07

16,36

21,95

18,9

24,08

13,11

Число лопастей

3

3

4

4

6

5

7

4

Длина вертолёта с вращающимися винтами, м

14,7

19,1

20,1

19,76

26,97

22,2

30,19

16

Высота вертолёта с вращающимися винтами, м

3,77

4,1

4,35

5,23

7,75

5,64

8,66

4,41

Ометаемая площадь, м2

105,3

205

230

210,05

378,1

280,5

455

116,77

Максимальная взлётная масса, т

1,15

3,58

5,72

9,18

19,05

9,53

33,3

4,67

Масса пустого вертолёта, т

0,92

2,29

3,53

4,82

8,73

-

15,07

2,54

Максимальная перевозимая нагрузка, т:

               

в кабине

-

0,6

1,5

-

-

-

13,6

-

на внешней подвеске

-

-

1,8

3,6

10

-

16,33

1,49

Крейсерская скорость полёта, км/ч

100

150

170

290

170

220

280

270

Статический потолок (без учёта влияния земли), м

-

-

1200

1220

2100

2500

2895

3445

Максимальная дальность полёта, км

210

580

435

600

370

1005

2075

1110

Экипаж

1

2

2

2—3

3

4

4

1—2

Число пассажиров

1

10

-

14

-

-

55

12

Рис. 1. Палубный вертолет противолодочной обороны SH-60B “Си хоук”.

Рис. 2. Административный вертолёт S-76.

Силаев Иван Степанович (р. 1930) — советский государственный деятель, Герой Социалистического Труда (1975). Окончил Казанский авиационный институт (1954). Работал на Горьковском авиационном заводе, пройдя путь от мастера до директора завода. В 1974—1980 заместитель министра, 1-й заместитель министра авиационной промышленности. В 1980—1981 министр станкостроительной и инструментальной промышленности СССР. В 1981—1985 министр авиационной промышленности СССР. С 1985 заместитель председателя Совета Министров СССР, в 1990—1991 председатель Совета Министров РСФСР. Внёс большой вклад в создание и освоение в серийном производстве новых образцов авиационной техники, внедрение новых технологических процессов, повышение качества изделий, их ресурса и надёжности в эксплуатации. Депутат ВС СССР с 1981. Народный депутат СССР с 1989. Ленинская премия (1972). Награждён 2 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, медалями.

И. С. Силаев.

Силантьев Александр Петрович (р. 1918) — советский военачальник, маршал авиации (1976), Герой Советского Союза (1941). В Советской Армии с 1938. Окончил Пермскую военную авиационную школу (1939), Сталинградское военное авиационное училище (1940), Военно-воздушную академию (1950; ныне имени Ю. А. Гагарина), Высшую Военную академию (1957; позже Военную академию Генштаба Вооружённых Сил СССР). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны совершил 359 боевых вылетов, сбил 8 самолётов противника. После войны заместитель начальника, начальник управления Генштаба Вооружённых Сил СССР (1964—1969), начальник Главного штаба ВВС (1969—1978), заместитель главнокомандующего ВВС (1978—1980). С 1980 в группе генеральных инспекторов МО СССР. Председатель советского комитета ветеранов войны (1988). Народный депутат СССР (с 1989). Государственная премия СССР (1977). Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Отечественной войны 2-й степени, 2 орденами Красной Звезды, орденом “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями, а также иностранными орденами.

А. П. Силантьев.

силовая установка (СУ) летательного аппарата — совокупность авиационного двигателя (двигателей), систем и устройств летательного аппарата, обеспечивающая создание необходимой для полёта тяги. Состав СУ в основном зависит от типа двигателя (см. Двигатель авиационный) и типа летательного аппарата (винтовой или реактивный, дозвуковой или сверхзвуковой, обычного или вертикального взлёта и посадки и т. п.). СУ с поршневым двигателем (см. Винтомоторная установка) применяются после 50-х гг. ограниченно, главным образом на самых лёгких летательных аппаратах. В СУ самолётов с газотурбинными двигателями (ГТД), широко применяемыми с 50—60-х гг., могут входить следующие типовые системы и устройства: входное устройство, включающее воздухозаборник, средства его регулирования, защитные устройства (противообледенительные, пылезащитные устройства, шумоглушащие панели); выходное устройство, включающее реактивное сопло, шумоглушитель, реверсивное устройство; гондола — обтекаемая оболочка, в которую заключён двигатель с устройством для его крепления и некоторые системы СУ; воздушный винт — основной движитель винтовых самолётов; топливная система, включающая топливные баки, насосы, арматуру, а также подсистемы заправки (в том числе заправки топливом в полёте), аварийного слива топлива, противообледенительную, противоперегрузочную, дренажа и наддува баков, подачи в баки нейтрального газа; масляная система — для смазки двигателя и охлаждения масла; пусковая система — для автоматического запуска двигателя на земле и в полёте; система регулирования, служащая для задания режима работы двигателя от единого рычага в кабине экипажа (или от автопилота), противопомпажной защиты двигателя, управления другими системами СУ; система контроля работы СУ, состоящая из датчиков, индикаторов, записывающих устройств (бортовых накопителей) и т. п.; противопожарное оборудование, включающее системы обнаружения и тушения пожара в отсеках СУ; электрогенераторы и гидронасосы, необходимые для функционирования систем летательного аппарата, устанавливаемые обычно на двигателе на коробке приводов агрегатов; система отбора сжатого воздуха из компрессора двигателя; система охлаждения (вентиляции) в гондоле, включающая заборники воздуха, каналы, теплообменники, элементы их регулирования; вспомогательная силовая установка, состоящая из небольшого вспомогательного газотурбинными двигателями и систем, обеспечивающих его работу.

Масса СУ с турбореактивным двухконтурным двигателем (ТРДД) и турбореактивным двигателем составляет соответственно 1,2—1,6 и 1,9—2,2 массы двигателя. Тяга, экономичность, а также газодинамическая устойчивость и шум СУ зависят от характеристик входного и выходного устройств и воздушного винта, которые должны быть оптимально согласованы с компоновкой и характеристиками летательного аппарата и с двигателем. В свою очередь двигатель при работе с этими устройствами должен обеспечивать заданные лётно-технические характеристики при минимальном шуме двигателя и эмиссии вредных веществ. В СУ сверхзвукового самолёта применяются, как правило, сверхзвуковые входное и выходное устройства, существенно влияющие на характеристики двигателя и внешнее сопротивление летательного аппарата.

СУ вертолётов, самолетов короткого взлета и посадки и самолетов вертикального взлета и посадки отличаются характерными особенностями. На вертолётах используются несущие винтовые системы (несущие винты) и рулевые винты, имеющие специальные системы их регулирования, на самолетах вертикального взлета и посадки (самолетов короткого взлета и посадки) осуществляется управление вектором тяги, применяются подъемные двигатели и подъёмно-маршевые двигатели, могут устанавливаться турбовентиляторные подъёмные агрегаты, эжекторные усилители.

Лит.: Авиационные силовые установки. Системы и устройства, 2 изд., М., 1976.

В. М. Вуль.

силовой набор летательного аппарата — система стержневых и балочных элементов, установленных в соответствии с конструктивно-силовой схемой летательного аппарата; воспринимает нагрузки и обеспечивает жёсткость контура конструкции. Различают продольный и поперечный наборы. К продольному С. н., располагаемому вдоль оси летательного аппарата или его элементов, относятся лонжероны, стрингеры, бимсы, силовые панели и другие конструктивные элементы, воспринимающие продольные нагрузки. К поперечному С. н., расположенному перпендикулярно к оси летательного аппарата или к оси продольных элементов, относятся нервюры, шпангоуты и другие элементы конструкции, служащие для передачи поперечных нагрузок и сохранения внешней и внутренней формы агрегата. Для дополнительного повышения местной и общей жёсткости каркаса летательного аппарата элементы С. н. в местах пересечения скрепляются между собой болтами, заклёпками, сваркой и т. п. В высоконагруженных конструкциях жёсткая обшивка (оболочка), связанная с продольным и поперечным наборами болтами, заклёпками и т. п., обеспечивает эффективную передачу нагрузок и одновременно увеличивает общую жёсткость каркаса летательного аппарата. Наличие трёх раздельно работающих конструктивных элементов — продольного набора, поперечного набора и обшивки — позволяет конструктору гибко, в зависимости от превалирующих нагрузок, выбирать различные соотношения жесткостей и площадей элементов летательного аппарата, обеспечивая при этом минимальную массу конструкции.

Симонов Михаил Петрович (р. 1929) — советский авиаконструктор. Окончив в 1954 Казанский авиационный институт (КАИ), преподавал в нем и возглавлял лабораторию. В 1959 при КАИ основал ОКБ спортивной авиации, где был главным конструктором и одновременно инструктором и лётчиком-буксировщиком авиаспортклуба. В ОКБ созданы планеры КАИ-6, первые в СССР цельнометаллические рекордные планеры КАИ-11, КАИ-12, КАИ-14, КАИ-17, КАИ-19 и др. В 1969—1976 заместитель главного конструктора на заводах Министерства авиационной промышленности, затем главный конструктор и первый заместитель генерального конструктора ОКБ имени П. О. Сухого. В 1979—1983 заместитель министра авиационной промышленности с 1983 генеральный конструктор ОКБ имени П. О. Сухого. Принимал участие в создании сверхзвукового фронтового бомбардировщика Су-24, штурмовика Су-25 и их модификации, руководил постройкой спортивно-пилотажного самолёта Су-26, истребителя-перехватчика Су-27 и их модификаций. Инициатор создания при ОКБ юношеской планерной школы. Народный депутат СССР с 1969. Ленинская премия (1976). Награждён орденом Трудового Красного Знамени. Портрет см. на стр. 522.

М. П. Симонов.

“Син Мейва”, “Шин мейва” (Shin Meiwa Industry Co., Ltd), — самолётостроительная фирма Японии. Образована в 1949 на базе известной в прошлом самолёто- и двигателестроительной фярмы “Каваниси” (Kawanishi Kokuki КК), основанной в 1928 и выпускавшей главным образом военные самолёты, в том числе широко применявшиеся во Второй мировой войне разведывательные летающие лодки H6K с четырьмя поршневыми двигателями (первый полёт в 1936) и H8K (1941, см. рис. в таблице XXII), истребители NIK1 (1942, поплавковый), NIK1-J (1941) и NIK2-J (1943). Сначала “С. м.” выпускала неавиационную продукцию, затем ремонтировала военные самолёты США и Японии, участвовала в производстве самолёта противолодочной обороны P2J (вариант американского самолёта Локхид P2V-7) и японского пассажирского самолёта YS-11. Самостоятельно разработала летающие лодки (самолеты короткого взлета и посадки) PS-1 (1967, см. рис. в таблице XXXV) для противолодочной обороны и US-1 (1974) для поисково-спасательных операций. Участвует в авиационных программах других японских фирм.

“Сингапур Эрлайнс” (Singapore Airlines, SIA) — авиакомпания Сингапура. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы, Азии, Ближнего Востока, а также в США, Канаду и Австралию. Основана в 1972. В 1989 перевезла 6,6 миллионов пассажиров, пассажирооборот 30,46 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 39 самолётов.

синоптические процессы (от греческого synoptik{{ó}}s — способный всё обозреть) — атмосферные макромасштабные процессы. С. п. являются причиной режима погоды (состояния и её смены) на больших географических пространствах. К С. п. относятся перемещение воздушных масс, возникновение, перемещение и эволюция атмосферных фронтов, циклонов и антициклонов. Анализ физических закономерностей развития С. п. в значительной толще атмосферы служит основой синоптического метода прогнозов погоды, имеющих важное значение для метеорологического обеспечения полётов. Прогноз развития С. п. предшествует прогнозу метеорологических элементов (погоды). Существующие методы позволяют с удовлетворительной точностью прогнозировать развитие С. п. в средней тропосфере над Северным полушарием на срок 2—3 суток.

синтетическое топливо — искусственное жидкое углеводородное топливо для двигателей внутреннего сгорания, получаемое на базе переработки твёрдых горючих ископаемых (бурых и каменных углей, нефтяных сланцев, битуминозных песков).

Большое развитие производство С. т. получило в Германии во Вторую мировую войну. В 1942—1944 общая выработка С. т. на базе твёрдых горючих ископаемых в Германии составила около 5 миллионов т в год. В СССР интенсивные исследования в области получения С. т. относятся к 30—50-м гг. После открытия богатых нефтью месторождений производство С. т. стало нерентабельным, и интерес к проблеме С. т. ослабел. Исследования по получению С. т. вновь начались в конце 70 — начале 80-х гг. Запасы твёрдых горючих ископаемых значительно превышают запасы нефти, поэтому в перспективе С. т. могут стать основными видами топлив для двигателей внутреннего сгорания, в том числе воздушно-реактивных.

Выбор сырья для производства С. т. в разных странах определяется запасами того или иного вида горючих ископаемых, уровнем развития технологии их переработки и экономическими соображениями. Технология производства С. т. включает две основные стадии: получение из твёрдых горючих ископаемых “синтетической” нефти с использованием процессов полукоксования, деструктивной гидрогенизации, термического растворения и др. и её переработку с использованием традиционных процессов нефтехимии. Современные процессы производства С. т. позволяют получать продукты, по качеству близкие к продуктам, получаемым из нефти. В начале 80-х гг. из продуктов переработки угля и нефтяных сланцев в СССР и США с применением процессов глубокого гидрирования были получены опытные образцы реактивных топлив, отвечающие всем требованиям современных стандартов. Топлива характеризовались повышенной плотностью (объёмной теплотой сгорания) из-за высокого содержания в них многоядерных нафтеновых углеводородов. При умеренной гидрогенизации в топливе повышается содержание ароматических углеводородов (до 25—33% по массе) и азотистых соединений, ухудшаются характеристики горения и увеличивается эмиссия токсичных оксидов азота.

Лит.: Химические вещества из угля. пер. с нем., М.. 1980.

Г. И. Ковалёв.

синхронизатор (от греческого s{{y}}nchronos — одновременный) в авиационном стрелковом оружии — механизм, обеспечивающий возможность стрельбы из авиационных пулемётов (пушек) через плоскость вращения воздушного винта. Синхронизация стрельбы и вращения винта предотвращает попадание пули (снаряда) в лопасть винта. Впервые С. нашли применение в период Первой мировой войны. До изобретения С. для стрельбы через круг, ометаемый винтом, на его лопастях устанавливались отсекатели, при попадании в которые пули рикошетировали в сторону (на этом терялось около 25% боекомплекта).

система автоматизированного проектирования (САПР) авиационной техники — организационно-техническая система, обеспечивающая автоматизацию проектирования летательных аппаратов, двигателя и других объектов авиационной техники через методическое, программное, техническое, информационное и организационное обеспечение и соответствующую структуру проектного предприятия. Методическое обеспечение состоит из методов, математических моделей и языков описания объектов, а также нормативно-технической документации по проектированию. Программное обеспечение включает пакеты прикладных программ, сервисные программные средства и компоненты математического обеспечения ЭВМ. Техническое обеспечение составляют ЭВМ, их периферийные устройства и другие устройства вычислительной и организационной техники. Информационное обеспечение образуют банки данных и системы управления базами данных (информационно-справочные системы). К организационному обеспечению относятся положения, инструкции, руководства и другие документы, определяющие взаимодействие подразделений проектного предприятия и отдельных лиц при разработке, внедрении и эксплуатации системы. САПР как сложная техническая система создаётся в соответствии с принципами включения, системного единства, развития, комплексности, информационного единства, совместимости, инвариантности. Принцип включения предполагает, что требования к САПР некоторого изделия (например, двигателя) или подсистеме САПР определяются со стороны САПР изделия более высокого уровня (например, самолёта) или системы в целом. Принцип системного единства предусматривает обеспечение связей между подсистемами и компонентами САПР, совместимость средств обеспечения и наличие подсистемы управления. Принцип развития требует функционирования САПР как развивающейся открытой системы, в которой предусмотрена возможность замены существующих компонентов и включения новых. Принцип комплексности предусматривает связанность проектирования объекта как целого и его элементов на всех стадиях разработки. Принцип информационного единства предполагает использование единой терминологии, способов представления данных, условных обозначений и т. д., принятых соответствующими нормативными документами отраслевого значения. Принцип совместимости требует согласования языков, символов и технических характеристик средств связи между компонентами для обеспечения совместного функционирования всех подсистем и системы в целом. Принцип инвариантности предусматривает требования к построению компонентов, функционирование которых непосредственно не связано с конкретным объектом проектирования, что способствует снижению затрат при разработке САПР.

В зависимости от проектируемого объекта САПР авиационной техники распадается на ряд автономных систем — САПР самолёта (вертолёта), двигателя и др. САПР осуществляет проектирование объекта от первичного описания на стадии технического предложения до изготовления и стендовых или лётных испытаний. Структурно САПР включает функциональные (объектные) подсистемы, решающие целевую задачу, и подсистемы управления ходом разработки объекта. Функциональные подсистемы САПР решают три основные задачи: проектирование объекта на этапе технических предложений (аванпроекта) и эскизного проектирования; конструирование агрегатов, узлов и деталей изделий; технологическую подготовку производства. Функциональные подсистемы обеспечивают также автоматизацию экспериментальных исследований, включая проектирование экспериментальных объектов, моделей и т. п., и обработку получаемых при испытаниях данных. Проектирование объекта на стадии технических предложений осуществляется в САПР с помощью подсистемы формирования его облика, которая позволяет проектировщику в режиме диалога с ЭВМ решать задачу автоматизации проектирования летательного аппарата или другого объекта с использованием математической модели объекта, банка возможных технических решений, а также опыта и интуиции проектировщика. Подсистема оптимизации параметров летательного аппарата имеет структуру, аналогичную структуре подсистемы формирования облика, однако использует более точные и трудоёмкие методы, свойственные стадии эскизного проектирования. Принцип развития САПР в подсистемах проектирования находит отражение в виде модульной структуры, когда каждый из программных блоков (модулей), составляющих математическая модель объекта, взаимозаменяем по входу — выходу с другими блоками аналогичного назначения, но реализующими иной метод решения задачи. Модульность позволяет настраивать математическую модель на решение специфической задачи. При этом каждый из блоков имеет необходимую чувствительность и точность в рассматриваемом диапазоне изменения параметров и характеристик. Эффективным методом использования САПР для формирования облика летательного аппарата и эскизного проектирования является диалог с ЭВМ коллектива проектировщиков. Каждый из них является специалистом в одной области (аэродинамика, прочность и др.) или системотехником. Для выполнения такой работы необходимы специальные технические и программные средства. Подсистемы конструирования в САПР тесно связаны с подсистемой технологического проектирования (САПР-Т), являющейся одновременно частью автоматизированной системы технологической подготовки производства. Включение подсистем технологического проектирования в САПР позволяет избежать затрат на изменение конструкторской документации в процессе технологической подготовки производства.

Подсистемы управления ходом разработки (например, Автоматизированная система весового контроля) не влияют непосредственно на значения параметров и характеристики проектируемого объекта. Они служат средством, с помощью которого руководитель проекта добивается намеченного технического уровня изделия. Использование САПР позволяет увеличить число рассматриваемых вариантов проекта, применить новейшие технические решения на стадии технического предложения, повысить скорость обмена информацией и её достоверность при взаимодействии подразделении проектного предприятия. На ранних стадиях проектирования становится возможным использование более точных и трудоёмких методов путём автоматизации подготовки исходных данных, получение экспериментальных данных на стадии эскизного проектирования. Всё это повышает качество выпускаемого проекта. Автоматизация конструирования и технологической подготовки производства позволяет повысить качество конструкторской документации и сократить сроки постройки опытного изделия.

Л. М. Шкадов.

система автоматического управления ГТД — совокупность устройств, автоматически обеспечивающих выполнение с требуемой точностью выбранных программ управления газотурбинным двигателем летательного аппарата на установившихся и переходных режимах его работы. С. а. у. ГТД выполняет следующие основные функции: 1) автоматическое управление пуском двигателя с выходом на режим малого газа при всех заданных условиях эксплуатации; 2) быстрый и безопасный для двигателя переход на другие режимы работы при управлении двигателем или при резком изменении внешних условий; 3) поддержание заданного режима работы двигателя или его изменение в соответствии с программами управления; 4) исключение выхода двигателя на опасные режимы работы, на которых недопустимо снижаются запасы прочности деталей или же нарушается устойчивость процессов в компрессоре, камере сгорания, форсажной камере или входном устройстве. При этом регулируются следующие параметры, характеризующие режимы работы двигателя: частота вращения ротора турбокомпрессора, температура газов, степень повышения давления в компрессоре, степень понижения давления в турбине, скольжение роторов турбокомпрессоров и др.

С. а. у. ГТД могут быть классифицированы по таким признакам: по числу контуров управления (одно-, многоконтурные), по виду управляющего воздействия (непрерывные, дискретные), по виду используемой энергии (гидромеханические, пневматические, электрические и комбинированные). По способу объединения различных типов регуляторов С. а. у. ГТД могут быть: гидроэлектронные, в которых все основные функции регулирования производятся с помощью гидромеханических счётно-решающих устройств, и только для выполнения некоторых функций (ограничение температуры газа, частоты вращения ротора турбокомпрессора и др.) используются электронные регуляторы; супервизорные, в которых электронные регуляторы используются для коррекции в ограниченной области работы гидромеханических регуляторов, непосредственно воздействующих на исполнительные органы; электронно-гидравлические, в которых основные функции регулирования осуществляются с помощью электронных устройств (аналоговых или цифровых), а отдельные функции — с помощью гидромеханических и пневматических регуляторов; полностью электронные системы, в которых все функции регулирования выполняются средствами электронной техники, а исполнительные органы могут быть гидромеханическими или пневматическими.

Электронная часть типовой электронно-гидравлические системы регулирования турбореактивного двухконтурного двигателя содержит каналы ограничения максимальной частоты вращения вентилятора, ограничения температуры газа за турбиной, управления направляющими аппаратами вентилятора, селектор сигналов минимального уровня и преобразователь выходного сигнала селектора в сигнал с широтно-импульсной модуляцией.

Гидромеханическая часть системы содержит регулятор частоты вращения компрессора с центробежным тахометром, селектор, усилитель с электромагнитным клапаном, автомат приёмистости, ограничитель максимального давления воздуха за компрессором, автомат запуска.

Согласование каналов управления, воздействующих на изменение подачи топлива в основную камеру сгорания, осуществляется с помощью селектирующих устройств электронного и гидромеханических регуляторов. Система автоматического управления турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажем дополнительно включает систему регулирования подачи топлива в форсажную камеру сгорания и систему управления площадью критического сечения реактивного сопла. См. также Регулирование двигателя.

Лит.: Шевяков А. Д., Автоматика авиационных и ракетных силовых установок, 3 изд., М., 1970; Черкасов Б. А., Автоматика и регулирование воздушно-реактивных двигателей, 2 изд., М., 1974; Гаевский С. А., Морозов Ф. Н., Тихомиров Ю. П., Автоматика авиационных газотурбинных силовых установок, М., 1980.

В. Н. Силюк.

система единого времени (СЕВ) бортовая — служит для формирования и хранения шкалы времени на борту летательного аппарата, синхронизации её с единой шкалой времени по сигналам радиостанций Государственной службы времени и частоты или через спутниковую навигационную систему и выдачи потребителям (системам бортового оборудования летательного аппарата) сигналов точного времени. Суммарная средняя квадратичная погрешность хранения бортовой шкалы времени современных СЕВ не превышает 1 мкс за 1 ч автономной работы, а среднее квадратичное отклонение относительной погрешности выходной частоты при постоянной температуре не более 2× 10-11.

С помощью СЕВ решаются задачи общего и специального самолётовождения, навигации, например, обеспечения высокой степени синхронизации: при полёте строем и встрече в воздухе нескольких летательных аппаратов; при пассивном дальномероном режиме работы радиотехнических систем навигации аппаратуры летательного аппарата и наземной станции; в процессе проведения лётных испытаний прецизионных систем навигации и посадки при передаче информации от испытываемой системы и эталонных средств.

система жизнеобеспечения (СЖО) — комплекс технических средств (устройств, агрегатов и запасов веществ), обеспечивающих необходимые условия жизнедеятельности экипажа и пассажиров летательного аппарата в течение всего полёта. Поскольку организм человека сохраняет жизнедеятельность лишь в пределах небольших отклонений от нормальных наземных условий, то функция СЖО заключается в создании на любой высоте полёта летательного аппарата для экипажа и пассажиров условий жизнедеятельности и функционирования, близких к имеющимся на земле.

В задачу СЖО входит поддержание в кабинах требуемых значений давления, скорости изменения давления, температуры, влажности, скорости движения и расхода воздуха, парциального давления кислорода, углекислого и других газов; очистка воздуха от вредных примесей; защита экипажа и пассажиров от вредного воздействия шума, солнечной радиации и др. Эти задачи решаются с помощью ряда частных систем (подсистем) всего комплекса СЖО, обеспечивающих соответствующие стороны жизнедеятельности организма (газообмен, теплообмен) и условия для поддержания необходимой работоспособности.

СЖО могут быть коллективными (СЖО многоместных кабин экипажа, салонов пассажирских самолётов) и индивидуальными (СЖО отделяемых капсул, кабин одноместных летательных аппаратов; см. рис.). Одним из эффективных способов обеспечения работоспособности экипажей летательных аппаратов и необходимых жизненных условий для пассажиров гражданских самолётов является применение гермокабин с системами кондиционирования воздуха (СКВ).

Давление воздуха в кабинах пассажирских и транспортных самолётов должно поддерживаться не ниже 74,5 кПа. При этом предупреждается развитие высотной декомпрессионной болезни (см. Декомпрессия) и выраженной кислородной недостаточности. В кабинах боевых самолётов с продолжительностью полёта до 2 ч допускается минимальное давление около 36 кПа, а при длительности более 2 ч — 46,5—41,3 кПа. Такие параметры давления и времени его выдерживания достаточны для профилактики высотной декомпрессионной болезни, но требуют дополнительного кислородного обеспечения экипажа. Из-за низкой способности организма человека быстро выравнивать давление в полузамкнутых полостях (главным образом в полостях среднего уха и придаточных пазух носа) с изменяющимся внешним давлением существуют ограничения скорости повышения давления в кабине до 660 Па/с и скорости снижения до 1330 Па/с (при перевозке пассажиров эти параметры составляют соответственно 24 и 33 Па/с). Для исключения попадания вредных примесей из окружающей среды в кабину в ней всегда поддерживается небольшое избыточное давление.

В кабинах летательных аппаратов должна устанавливаться температура 20—25{{°}}С через 10—20 минут полёта. На непродолжительное время (10—20 минут) допускается понижение температуры в кабине до 5{{°}}С и повышение до 45{{°}}С. Перепад температуры воздуха в области головы и ног не должен превышать 5{{°}}С. Для улучшения гигиенических условий в кабине предусматриваются индивидуальные воздушно-душирующие устройства и вентиляторы, с помощью которых можно регулировать интенсивность подачи и направление потока вентиляционного воздуха на лицо и туловище. Кроме того, для создания комфортных условий используются подсистемы кондиционирования воздуха специального снаряжения экипажа, которые обеспечивают температуру подаваемого воздуха в пределах 10—80{{°}}С при его расходе от 250 до 450 л/мин. Скорость движения воздуха в кабине на рабочих местах экипажа не должна превышать 1,5 м/с, а в местах размещения пассажиров — 0,5 м/с. Необходимый температурный режим в кабинах летательного аппарата наряду с охлаждением и нагревом воздуха с помощью СКВ обеспечивается также применением теплоизоляции стенок кабины. В зависимости от назначения, скорости и высоты полёта для кабин летательных аппаратов применяют различные способы тепловой защиты (см. Теплоизоляционные материалы).

Относительная влажность воздуха в кабинах летательных аппаратов при полётах до 4 ч строго не регламентируется. В более длительных полётах оптимальное значение влажности воздуха составляет 40—60%. В целях улучшения микроклимата кабин летательного аппарата разрабатываются устройства для увлажнения и ионизации воздуха.

Системы наддува и кондиционирования воздуха кабины используются также для удаления продуктов жизнедеятельности и вредных примесей. Парциальное давление углекислого газа в кабине летательного аппарата не должно быть более 0,26—0,93 кПа, концентрация оксида углерода — 0,02 мг/л, паров топлива — 0,3 мг/л, продуктов термического разложения минеральных масел — 0,005 мг/л. Эффективное удаление вредных примесей из воздуха обеспечивается при кратности обмена воздуха в течение 1 ч не менее 5 в кабине экипажа и не менее 20 в пассажирском салоне.

Защита экипажа и пассажиров от внешнего шума осуществляется с помощью звукоизоляции стенок кабины. Для поглощения внутрикабинного шума, создаваемого главным образом движущимся по трубопроводам вентиляционным воздухом, применяются глушители. Уровень шумов в кабине летательного аппарата не должен превышать значений, устанавливаемых Нормами шума. Обычно допустимые уровни акустических шумов регламентируются медико-техническими требованиями на конкретный летательный аппарат и используемое экипажем защитное снаряжение.

Отдельные элементы СЖО и её подсистем (кабина, кресло, снаряжение и т. д.) служат также для защиты экипажа и пассажиров от вибраций. Для дополнительного питания кислородом экипажа и пассажиров применяется кислородное оборудование.

Для защиты членов экипажа летательного аппарата от воздействия неблагоприятных факторов наряду с бортовыми системами применяется носимое защитное снаряжение, например, высотно-компенсирующие и противоперегрузочные костюмы, защитные и герметичные шлемы, скафандры и т. д. (см. Высотное снаряжение).

Необходимость в технических средствах обеспечения жизнедеятельности экипажа существенно возрастает с увеличением продолжительности полёта. В длительных (многочасовых) полётах наряду с нерегенеративными подсистемами СЖО, предусматривающими наличие бортовых запасов кислорода, воздуха, воды и т. д., применяют подсистемы, основанные на регенерации этих веществ на борту летательного аппарата в полете.

Ю. А. Нагаев. И. Н. Черняков.

Схема системы жизнеобеспечения лётчика: 1 — исполнительная заслонка регулятора температуры воздуха; 2 — фильтр воздуха; 3 — автомат давления противоперегрузочного костюма; 4 — линия вентиляции защитного снаряжения; 5 — объединённый разъём коммуникаций; 6 — самолётное переговорное устройство; 7 — заслонка крана питания кабины; 8 — теплозвукоизоляция кабины; 9 — выпускной клапан; 10 — автомат регулирования давления воздуха в кабине; 11 — коллектор подачи воздуха; 12 — остекление (фонарь) кабины; 13 — кран питания кабины; 14 — задатчик температуры; 15 — катапультное кресло; 16 — регулятор температуры воздуха; 17 — вентиль; 18 — редуктор; 19 — кислородный прибор.

система кондиционирования воздуха (СКВ) в летательном аппарате — совокупность технических средств для создания и поддержания в наземных условиях и во время полёта параметров воздушной среды, обеспечивающих благоприятные условия для жизнедеятельности экипажа и пассажиров, работы бортового оборудования. СКВ обеспечивает приготовление, перемещение, распределение воздуха, а также контроль, управление и автоматическое регулирование параметров воздушной среды. В современном виде СКВ на летательных аппаратах начали широко применяться с начала 50-х гг. Параметры воздушной среды (температура, давление, относительная влажность, чистота, состав, скорость движения) задаются физиолого-гигиеническими или технологическими требованиями и обеспечиваются наддувом и вентиляцией кабины экипажа, пассажирских салонов, приборных и бытовых отсеков воздухом.

В качестве источников воздуха используются компрессоры силовой установки либо кабинные нагнетатели с приводом от электродвигателей или вспомогательной силовой установки. Уровень температуры, до которой охлаждается воздух в теплообменных агрегатах, зависит от типа, назначения, режима полёта летательного аппарата, температуры воздуха у земли (см. Система жизнеобеспечения). В СКВ наиболее часто используются различные комбинации методов охлаждения воздуха: передача теплоты атмосферному воздуху или более холодной жидкости (например, топливу) в теплообменнике; расширение сжатого воздуха в турбохолодильнике; передача теплоты испаряющемуся хладагенту в холодильных установках замкнутого типа. Кондиционированных воздух отводит из гермокабины и технических отсеков избытки теплоты и продукты жизнедеятельности.

В состав бортовой СКВ обычно входят: тепло- и массообменные агрегаты (теплообменники, турбохолодильники, осушители, увлажнители и т. п.) аппаратура управления и автоматического регулирования (датчики, преобразователи, коммутаторы, блоки управления, запорные, регулирующие краны, заслонки); система распределения воздуха (трубопроводы, короба, клапаны); аппаратура контроля работы СКВ и сигнализации отказов (датчики, преобразователи); вспомогательное оборудование (озонаторы, глушители, вентиляторы, поглотители, фильтры и т. д.).

Надёжная и устойчивая работа СКВ обеспечивается дублированием ряда агрегатов, в частности в системе регулирования давления, и высокой степенью автоматизации управления системы. Для повышения экономичности СКВ используется рециркуляция воздуха. Доля рециркуляционного воздуха может изменяться (в зависимости от типа и назначения летательного аппарата) от 0 в СКВ открытого до 1 в СКВ замкнутого типа. В СКВ замкнутого типа воздух в гермокабину подаётся лишь для компенсации утечек, парциальное давление кислорода поддерживается в необходимых пределах подачей его от баллонов или газификаторов.

И. А. Копчиков.

система отображения информации (СОИ) на летательном аппарате — совокупность приборов, индикаторов, сигнализаторов, устанавливаемых на рабочих местах членов экипажа летательного аппарата в соответствии с определенными правилами; предназначается для выдачи информации членам экипажа о состоянии летательного аппарата, его положении в пространстве, о работе силовой установки и бортового оборудования. СОИ — важная часть эргатической системы “Экипаж — летательный аппарат — среда” (см. Эргономика авиационная), без которой невозможно функционирование этой системы.

Основные характеристики СОИ — состав (число и вид) входящих в неё средств и их компоновка на рабочем месте экипажа. Состав СОИ определяется назначением летательного аппарата, составом экипажа и его размещением в кабине, составом бортового оборудования. В СОИ входят: средства индикации пилотажно-навигационных параметров, параметров силовой установки, параметров систем летательного аппарата (гидравлической, энергоснабжения, кондиционирования и др.), а также параметров специальных систем (прицельных, управления оружием, разведки); система сигнализации внутрикабинной. СОИ, в состав которых входят индикаторы, выдающие обобщённую информацию, называют интегральными.

Для повышения быстроты и точности восприятия членами экипажа поступающей информации при проектировании СОИ выполняют основные эргономические требования. В частности, обеспечиваются: максимальное ограничение объёма одновременно выдаваемой членам экипажа информации (с сохранением резерва пропускной информационной способности для решения дополнительных задач); концентрация и централизация выдачи информации в пределах площади приборной доски; наглядность выдаваемой информации, облегчающая быстрое и правильное её восприятие и переработку; выдача информации в обработанном и обобщённом виде, исключающем необходимость экипажу выполнять вычислительные и логические операции, обобщать разрозненные данные, запоминать предельно допустимые значения параметров и т. п.; рациональное оформление лицевой части индикаторов и сигнализаторов с использованием мнемосхем, кодирования элементов с помощью формы, цвета, размеров, размещения; исключение при использовании СОИ частой переадаптации и переаккомодации глаз членов экипажа.

СОИ представляют собой многоуровневые системы, относящиеся к классу больших систем. На тяжёлых самолётах в их состав входят до 300 сигнализаторов (включая речевые) и до 100 индикаторов (в основном электромеханические), значительное число которых являются комбинированными. Другая особенность современных СОИ — “сращивание” их с системами управления посредством встраивания индикаторов в пульты управления, использования мнемосхем и сигнальных ламп-кнопок. Так как объём информации, выдаваемой СОИ членам экипажа летательного аппарата (особенно лётчикам и бортинженерам), и число средств отображения информации на их рабочих местах непрерывно возрастают, то развитие СОИ идёт по пути всё большего использования экранных индикаторов. Обобщёнными характеристиками качества СОИ являются время и точность восприятия членами экипажа выдаваемой информации.

М. И. Юровицкий.

система сбора полетной информации на летательном аппарате — устанавливается для регистрации параметров полёта, работы силовых установок, систем управления, энергопитания, жизнеобеспечения и т. п., работоспособность которых влияет на успешное проведение полёта, а также переговоров экипажа. Получаемая информация обрабатывается непосредственно на борту летательного аппарата в полёте или на земле после завершения полёта. Полученные результаты используются для контроля (технической диагностики и прогнозирования) технического состояния систем; для оценки правильности и полноты выполнения экипажем наставлений и руководств по лётной эксплуатации; для определения причин лётных происшествий при их расследовании; для накопления статистической информации по лётной эксплуатации летательного аппарата и уточнения нормативно-технической документации. С. с. п. и. состоит из технических устройств, обеспечивающих получение необходимых сигналов от контролируемых систем, преобразование этих сигналов и их последующую регистрацию на бортовом накопителе. В зависимости от характера и особенностей контролируемых систем регистрация параметров производится непрерывно или дискретно (например, при включении или выключении устройств).

система улучшения устойчивости и управляемости (СУУ) самолёта — комплекс технических устройств для улучшения устойчивости и управляемости статически устойчивого самолёта (см. Статическая устойчивость) с бустерным управлением. В состав СУУ обычно входят: автомат регулировки (АРУ) по режимам полёта (высоте, скорости и т. п.) передаточного отношения (усиления) в проводке управления; автомат регулировки рычагов управления загрузки (АРЗ), который обычно совмещается с механизмом триммерного эффекта, снимающим нагрузку с ручки управления (штурвала) в полёте на установившемся режиме; демпферы колебаний по крену, тангажу и рысканию, включающие гироскопические датчики угловых скоростей, электронные усилители, фильтры, сервоприводы, включаемые в проводку управления по принципу раздвижной тяги и обеспечивающие пропорциональность отклонения органов управления угловым скоростям самолёта (в некоторых случаях помимо сигналов угловых скоростей в сервоприводы подаются сигналы, пропорциональные перегрузкам, углам атаки и скольжения, вводятся перекрёстные связи между каналами управления, например, между каналами управления креном и курсом). В некоторых случаях в структуру СУУ вводят и другие устройства. Такие СУУ обеспечивают именно улучшение устойчивости и управляемости летательного аппарата, но, в отличие от электродистанционных систем управления (ЭДСУ), не могут кардинально изменить их (см., например, Непосредственное управление подъёмной и боковой силами).

Механические и электронные устройства СУУ обычно не резервированы и при отказах либо уходят в крайнее положение, либо становятся в нейтральное положение или положение, соответствующее моменту отказа. При проектировании таких СУУ предусматривают, чтобы возмущения, изменения устойчивости и управляемости, вызываемые этими отказами, не приводили к возникновению аварийной ситуации: летательный аппарат не должен резко менять режим полёта и выходить за установленные ограничения, лётчик должен иметь возможность парировать возмущение движения летательного аппарата при отказе СУУ без возникновения раскачки и продолжить полёт вплоть до посадки. Это обеспечивают тем, что максимальная скорость регулировки в АРУ и АРЗ выбирают такой, чтобы лётчик мог распознать отказ и парировать его своим вмешательством в управление (приложить дополнительное усилие, изменить режим полёта). На практике полное время регулировки АРУ и АРЗ “медленным приводом” выбирают не менее 15—20 с. Кроме того, ограничивается глубина регулировок: усилия и передаточное число регулируются по режимам полёта не более чем в 2—2,5 раза. При отклонении органов управления для парирования колебаний за счёт сигналов от демпферов используют не более 5—10% (по продольному каналу) и 15—20% (по каналам крена и рыскания) от их полных отклонении.

В 70—80-е гг. термин СУУ стали использовать для обозначения систем управления, где механическая проводка управления является резервной, а основной частью системы управления является ЭДСУ. По сравнению с “чистой” ЭДСУ такой вариант системы позволяет снизить степень резервирования электрической части (2—3-кратное резервирование вместо 3—4-кратного в ЭДСУ). При этом в контуре автоматики используют 50—100% отклонения органов управления (как и в ЭДСУ); избыточные перемещения проводки компенсируются встроенными в неё так называемыми пружинами с предварительным натягом.

Однако возможности такой системы для полёта на статически неустойчивом летательном аппарате ограничены: только на отдельных режимах полёта или в ограниченных областях режимов полёта допустима аэродинамическая неустойчивость летательного аппарата; при первом же отказе в электрической части СУУ необходимо переходить на режимы полёта со статической устойчивостью и после этого на управление с помощью механической проводки управления с полным отключением автоматики.

Г. И. Загайнов.

системы координат летательного аппарата — правые прямоугольные системы координат, используемые при решении задач динамики полёта, а также для описания геометрических характеристик самолётов.

Основными С. к., используемыми в динамике полёта, являются С. к., в которых описывается движение летательного аппарата в какой-либо точке пространства без учёта перемещений по траектории, то есть подвижные, движущиеся с летательным аппаратом С. к. Начала всех таких С. к. располагаются в характерной точке летательного аппарата, как правило, в центре масс. К числу подвижных С. к. относятся: связанная, скоростная, полусвязанная, связанная с пространственным углом атаки.

Связанная С. к. (OXYZ) — подвижная С. к., ось OX которой расположена в плоскости симметрии летательного аппарата или параллельно ей, если начало координат O помещено вне плоскости симметрии, и направлена вперёд от хвостовой к носовой части летательного аппарата. Ось OX называют продольной осью летательного аппарата. Направление её может быть различным: по оси фюзеляжа, по главным осям инерции летательного аппарата; выбор оси OX должен указываться. Ось OY расположена в той же плоскости, что и ось OX, и направлена к верхней части летательного аппарата. Её называют нормальной (вертикальной) осью летательного аппарата. Ось OZ — поперечная ось — направлена к правой части летательного аппарата, если смотреть вперёд по оси ОХ. Связанная С. к. наиболее часто употребляется для описания движения летательного аппарата в лётных испытаниях и в других исследованиях, где необходимо использовать данные измерительной аппаратуры или сигналы датчиков летательного аппарата, получаемых в связанной С. к.

Скоростная С. к. (OXaYaZa) — подвижная С. к., ось OXа которой совпадает с направлением скорости летательного аппарата и называется скоростной осью. Ось OYa — ось подъемной силы — лежит в той же плоскости, что и ось OY связанной С. к. и также направлена вверх. Ось OZa — боковая ось — дополняет систему до правой так же, как и поперечная ось связанной С. к. Скоростную С. к. обычно используют при обработке экспериментальных результатов, полученных в аэродинамических трубах.

Полусвязанная С. к. (OXeYeZe) подвижная С. к., ось OXe которой совпадает с проекцией скорости летательного аппарата на плоскость симметрии, ось OYe — с осью подъемной силы, а ось OZe — с поперечной осью. Эта С. к. широко используется при работе с экспериментально полученными аэродинамическими коэффициентами. Выбор этой С. к. в большей степени обусловлен особенностями измерения сил и моментов с помощью весов аэродинамических, устанавливаемых в аэродинамических трубах. Поэтому эту С. к. называют иногда экспериментальной (отсюда индекс “e” — от английского experimental).

Взаимное положение связанной, скоростной и полусвязанной С. к. определяется углом атаки и углом скольжения и показано на рис. 1.

Связанная с пространственным углом атаки С. к. (OXпYпZп) — подвижная С. к., ось Xп которой совпадает с продольной осью ОХ. Ось OYп располагается в плоскости, содержащей продольную ось и вектор скорости летательного аппарата, а её направление противоположно проекции V на плоскость перпендикулярную продольной оси. Ось OZп дополняет систему до правой.

Для определения ориентации летательного аппарата в пространстве используются также подвижные С. к., направления осей которых совпадают с направлением осей С. к., связанных с землей или траекторией движения летательного аппарата. Наиболее широко при этом используются нормальная и траекторная С. к.

Нормальная С. к. (OXgYgZg) — подвижная С. к., ось OYg которой направлена вверх по местной вертикали, совпадающей с направлением силы тяжести в рассматриваемой точке. Выбор осей OXg и OZg в различных задачах может осуществляться по-разному.

Взаимное положение связанной С. к. и нормальной С. к. определяется углами рыскания, тангажа и крена (рис. 2).

Траекторная С. к. (OXкYкZк) — подвижная С. к., ось OXк которой совпадает с направлением земной скорости Vк (скорости начала О связанной С. к. относительно какой-либо земной С. к.), ось OYк лежит в вертикальной плоскости, проходящей через ось OXк и направлена обычно вверх. Для описания движения летательного аппарата по траектории используются также земные С. к. (см. Навигационные системы координат).

Инерциальная С. к. (OXиYиZи) — С. к. начало Oи которой помещается в некоторой точек пространства, либо перемещается с постоянной скоростью, а направление осей относительно звёзд неизменно.

Земная С. к. (OX0Y0Z0) — С. к., начало и оси которой фиксированы по отношению к Земле и выбираются в соответствии с задачей. У нормальной земной С. к. (O0XgYgZg) ось O0Yg направлена вверх по местной вертикали, совпадающей с направлением силы тяжести в данной точке.

Стартовая С. к. (O0XсYсZс) — С. к., начало O0 которой совпадает с характерной точкой (обычно центром масс) летательного аппарата в начальный момент движения, а направления соответствующих осей выбираются так же, как у нормальной земной С. к.

Следует иметь в виду, что при переходе из одной С. к. в другую изменяются коэффициенты в уравнениях движения и другие соотношения. Перевод величин при этом осуществляется с помощью матриц преобразования. Для описания геометрических характеристик летательного аппарата используется базовая С. к. ORXRYRZR. В этой С. к. базовая плоскость ORXRYR — плоскость симметрии летательного аппарата, базовая точка OR выбирается на базовой плоскости, как правило, в центре масс, базовая ось ORXR лежит в базовой плоскости и направлена вперёд, ось ORYR направлена к верхней части летательного аппарата, а ось ORZR вправо, дополняя систему. Рассматриваются также базовые С. к. элементов летательного аппарата (фюзеляжа, крыла и др.). Обычно базовая С. к. фюзеляжа совпадает с базовой С. к. самолёта. В базовой С. к. крыла, как правило, за базовую плоскость принимают плоскость, содержащую центральную хорду крыла и перпендикулярную базовой плоскости самолёта.

За рубежом широко распространены С. к. (XYZ) с иными направлениями осей. Например, оси OX и X совпадают, ось Y направлена по оси OZ, а ось Z направлена в направлении, противоположном оси OY. Это необходимо учитывать при работе с иностранной литературой, так как могут меняться значения и знаки в формулах и уравнениях.

М. А. Ерусалимский.

Рис. 1. Взаимное положение связанной, скоростной и полусвязанной систем координат: {{a }} — угол атаки; {{b }} — угол скольжения.

Рис. 2. Углы между осями связанной и нормальной земной системами координат: {{g }} — угол крена; {{y }} — угол рыскания; {{J }} — угол тангажа.

скачок конденсации — область интенсивной конденсации (фазового перехода газ — жидкость), возникающая в ускоряющемся потоке газа, параметры термодинамического состояния которого перешли через кривую фазового равновесия. С. к. является следствием запаздывания конденсации из-за недостаточного количества так называемых центров конденсации в объёме газа (если таких центров достаточно, то конденсация начинается непосредственно от кривой фазового перехода и С. к. не образуется). В аэродинамических трубах это явление было зафиксировано при конденсации водяного пара в трансзвуковом потоке воздуха (Л. Прандтль, 1935) в виде возмущений, которые напоминали косые скачки уплотнения и по аналогии с ними получили своё название. Современные аэродинамические трубы оборудуются специальными установками для осушения воздуха. В аэродинамических трубах с гиперзвуковыми потоками возможна конденсация основных компонентов воздуха, в связи с чем в них устанавливают подогреватели рабочего газа. Газодинамическое проявление С. к. зависит от скорости расширения потока и теплофизических параметров среды. Например, при возникновении С. к. в области небольших сверхзвуковых скоростей локальный теплоподвод может перевести сверхзвуковой поток в дозвуковой с образованием нестационарной ударной волны и реализацией автоколебательного состояния течения. В гиперзвуковом потоке однокомпонентного газа С. к. проявляется в изменении градиентов давления, плотности н скорости, причём наблюдается значительное запаздывание конденсации. Последнее явление может использоваться для расширения рабочих диапазонов аэродинамических труб.

Лит.: Дейч М. Е., Филиппов Г. А., Газодинамика двухфазных сред, 2 изд., М., 1981.

скачок уплотнения. В отечественной литре С. у. обычно называют ударную волну, неподвижную в выбранной для рассматриваемой задачи системе координат.

скольжение летательного аппарата — движение летательного аппарата, при котором вектор его скорости не лежит в плоскости симметрии летательного аппарата; характеризуется углом скольжения {{b }} — углом между направлением скорости и плоскостью OXY связанной системы координат летательного аппарата. Угол {{β}} считается положительным, если проекция скорости на поперечную ось положительна. С. возникает при полётах с боковым ветром, при отказе двигателей, в разворотах и т. д. С. может быть преднамеренным и непреднамеренным. Например, С. используют для выдерживания прямолинейного полёта по глиссаде при заходе на посадку при боковом ветре, при прицеливании по воздушной или наземной цели. В некоторых случаях С. недопустимо, например, при координированном развороте. Непреднамеренное С. обычно возникает при ошибках в пилотировании.

Управление С. осуществляется органами управления рысканием, обычно рулём направления. Для облегчения балансировки летательного аппарата в полёте со С., как правило, создают крен. Измерение угла С. осуществляется так называемым флюгер-датчиком. См. также Боковое движение.

скольжения принцип в аэродинамике — разложение потока, обтекающего цилиндрическое тело бесконечного размаха, на два течения, одно из которых происходит вдоль оси тела (скользящее течение), другое — в нормальной плоскости (поперечное течение, см. рис.). Применение С. п. позволяет понизить на единицу размерность решаемой задачи.

При движении идеальной жидкости или газа скользящее течение имеет постоянную скорость скольжения VT = V{{¥ }}sin{{c }}, а изменение поля скоростей b других газодинамических переменных обусловлено поперечным течением, скорость которого Vn = V{{¥ }}cos{{c }}; {{c }} — угол скольжения. Оба эти течения не взаимодействуют между собой (скользящее течение представляет собой однородный поток, а расчёту подлежит только поперечное течение), поэтому С. п. часто называют также принципом независимости. В аэродинамике С. п. широко используется при решении разнообразных задач. Простейшим примером служит плоская косая ударная волна, когда С. п. позволяет свести задачу к исследованию прямой ударной волны. С помощью С. п. результаты расчётов профилей и других плоских тел используются для анализа обтекания скользящих цилиндрических тел бесконечного размаха.

При движении вязкой несжимаемой жидкости поперечное течение также не зависит от продольного, и, следовательно, в этом смысле справедлив принцип независимости, который впервые был установлен В. В. Струминским. При движении сжимаемого газа этот принцип нарушается, но и в этом случае С. п. позволяет упростить решение пространственной задачи (вырожденное течение, d/dz = 0).

В авиации С. п. используется при создании скоростных самолётов путём применения стреловидных крыльев для улучшения их аэродинамических характеристик (повышение критического Маха числа и т. п.). При этом эффект скольжения ослабляется из-за конечности размаха крыла, что обусловливает различные интерференционные явления (концевой эффект, срединный эффект и т. п.). В авиационно-космической технике использование С. п. позволяет снизить максимальные тепловые потоки q{{w }} на передних кромках крыльев: q{{w }} = q{{w c }}/q{{w c }} = 0 = (cos {{c }})5/4.

В. А. Башкин.

Схема обтекания бесконечного скользящего цилиндрического тела: 1 — линии тока; z — координата, параллельная образующей тела; V{{¥ }} — скорость невозмущённого потока.

скольжения условия граничные — граничные условия на поверхности тела, в которых касательная к обтекаемой поверхности составляющая вектора скорости газа не равна касательной составляющей скорости элемента поверхности. С. у. применяются при исследовании течений слабо разреженного газа на основе Навье — Стокса уравнений, когда граничные условия прилипания (скорость прилегающего газа относительно поверхности равна нулю) неприменимы; вместо них используются С. у. В системе координат, связанной с элементом изотропной поверхности, С. у. имеют вид (при xn = 0):

{{формула}}

Здесь x{{t }}, xn, u{{t }}, un — проекции радиус-вектора x (в декартовой системе координат) и вектора скорости u на плоскость, касательную к данному элементу поверхности, и на нормаль n к ней; {{l }} — средняя длина свободного пробега молекул; а — скорость звука; Т — температура газа; T{{w }} — температура поверхности; коэффициенты C1, C2 положительны, по порядку величины равны единице и зависят от законов взаимодействия молекул с поверхностью, а также друг с другом. Модуль вектора u{{t }}, пропорционален Кнудсена числу Kn [при Kn {{® }} 0 справедливо граничное условие прилипания: u(xn = 0) = 0].

В задачах аэродинамики обычно учитывается только первый член в правой части уравнения, так как температура поверхности T{{w }} изменяется сравнительно слабо. Такое же упрощение делается и для смеси газов, когда С. у. имеет более сложный вид. Вывод С. у. и расчёт входящих в них коэффициентов производятся при помощи асимптотических (при Kn {{® }} 0) методов решения краевых задач для кинетических уравнений.

Лит. см. при статье Разреженных газов динамика.

В. С. Галкин.

Скоморохов Николай Михайлович (р. 1920) — советский военачальник, маршал авиации (1981), заслуженный военный лётчик СССР (1971), дважды Герой Советского Союза (дважды 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил Батайскую авиационную школу пилотов (1942), Военную академию имени М. В. Фрунзе (1949), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1958). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны (с ноября 1942) был старшим пилотом, командиром звена, командиром эскадрильи истребительных авиаполков. Совершил 605 боевых вылетов, сбил лично 46 и в составе группы 8 самолётов противника. После войны на ответственных должностях в ВВС. С 1973 начальник Военно-воздушной академии имени Ю. А. Гагарина. Депутат ВС СССР в 1963—1974. Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, 5 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденами Красной Звезды, “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями, а также иностранными орденами. Бронзовый бюст в с. Белогорское Саратовской области.

Соч.: Боем живет истребитель, М., 1981.

Н. М. Скоморохов.

Лит: Высоцкий А., В воздухе Скоморохов, в кн.: Революционный держите шаг, в. 7, М., 1976.

Н. К. Скоморохов.

Скориков Григорий Петрович (р. 1920) — советский военачальник, маршал авиации (1980). В Советской Армии с 1937. Окончил Тамбовское кавалерийское училище (1939), Харьковское военное авиационное училище штабных командиров (1942), Военную академию имени М. В. Фрунзе (1948), Высшую Военную академию (1957; позднее Военная академия Генштаба Вооружённых Сил СССР). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был помощником начальника оперативного отделения штаба авиадивизии, помощником начальника оперативно-разведывательного отделения штаба дивизии, офицером штаба корпуса. После войны начальник управления — заместитель начальника Главного штаба войск ПВО страны (1962—1968), начальник штаба Воздушной армии (1968—1971), 1-й заместитель начальника Главного штаба ВВС (1971—1972), заместитель начальника и начальник Главного управления Генштаба (1972—1978), начальник Главного штаба ВВС (1978—1985), затем в группе генеральных инспекторов МО СССР. Награждён орденами Октябрьской Революции, Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Отечественной войны 2-й степени, 3 орденами Красной Звезды, орденом “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями, а также иностранными орденами.

скороподъёмность — скорость набора высоты летательным аппаратом; важная лётно-техническая характеристика самолёта (вертолёта), определяющая его манёвренные возможности в вертикальной плоскости. Характеризуется вертикальной скоростью Vy = Vsin{{Q }}, где {{Q }} — максимальный угол наклона траектории для текущих значений скорости V и высоты полёта, при котором силы, действующие на летательный аппарат, могут быть уравновешены. Для каждой высоты полёта существует скорость, при которой С. достигает максимального значения. Сверхзвуковые самолёты могут иметь два максимума С. — на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. В некоторых случаях для оценки С. используют значение dE/dt производной удельной энергии E по времени t, которую называют энергетической скороподъёмностью. Для самолётов с малой тяговооружённостью (0,3—0,5) С. и энергетическая С. практически одинаковы. Наибольшую С. имеют истребители, для которых преимущество в вертикальном манёвре весьма важно в воздушном бою и при перехвате воздушных целей. Увеличение С. достигается уменьшением сопротивления аэродинамического и увеличением тяговооружённости летательного аппарата. В полёте С. измеряется вариометром.

Б. Х. Давидсон.

скоростной напор — величина, равная половине произведения плотности {{r }} жидкости или газа на квадрат скорости V потока: q = 1/2{{r }}V2. В зарубежной, а часто и в отечественной литературе эту величину называют динамическим давлением, так как она входит как слагаемое в Бернулли уравнение. С. н., вычисленный по параметрам набегающего потока, в аэро- и гидродинамике обычно служит в качестве характерного масштаба давления гидродинамического и используется при определении аэродинамических коэффициентов.

скорострельность — способность оружия производить определенное число выстрелов в единицу времени. Различают С. техническую (темп стрельбы) и практическую (боевую). Техническая С. определяется временем цикла автоматики оружия и характеризует интенсивность её функционирования. Конкретная схема оружия характеризуется технической С., которая ограничивается живучестью стволов (в одноствольных схемах), динамическими нагрузками на звенья автоматики и патрон (в одноствольных и некоторых двуствольных системах), прочностью патронной ленты или мощностью привода автоматики (в многоствольных системах). Для характерных схем 30-мм авиационных пушек предельная техническая С. достигает значений: одноствольная схема — 1800, двуствольная — 3500, многоствольная (6 стволов) — 7000 (ограничение по динамическим нагрузкам на ленту) выстрелов в 1 мин.

Практическая С. определяется как предельная С. с учётом прицеливания, заряжания и пр. при боевом применении. Она ниже технической С., её увеличение — одна из основных задач совершенствования авиационного пулемётно-пушечного вооружения.

скорость летательного аппарата. Применительно к решаемым задачам, областям применения и т. п. в авиации введен ряд различных определений С. Непосредственно под термином “С.” летательного аппарата понимают скорость движения летательного аппарата (его центра масс) относительно воздушной среды, не возмущенной самим летательного аппарата. Использование вместо термина “С.” применявшегося ранее термина “воздушная скорость” не рекомендуется. В зависимости от соотношения С. набегающего потока и скорости звука в данных условиях выделяют дозвуковую скорость, околозвуковую скорость, сверхзвуковую скорость и гиперзвуковую скорость. Диапазон возможных и допустимых в эксплуатации С. полёта ограничен сверху и снизу максимальной скоростью, эволютивной скоростью, минимальной скоростью. При рассмотрении лётно-технических характеристик летательного аппарата используют понятия вертикальная скорость, экономическая скорость и другие. С точки зрения обеспечения безопасности полётов введены понятия скорость принятия решения, безопасная скорость взлёта и т. п. Существуют понятия С., отражающие момент или этап полёта, например, скорость отрыва, посадочная скорость, С. выпуска закрылков. При решении задач навигации важное значение имеют земная скорость, путевая скорость. Для обеспечения регулярности полётов гражданских летательных аппаратов существенно значение технической скорости. При описании критических режимов летательного аппарата вводят свои характерные С., например, скорость реверса. При измерении С. летательного аппарата посредством установленных на его борту приёмников воздушных давлений различают индикаторную скорость, приборную скорость и истинную С., отличающиеся поправками на сжимаемость воздуха, его плотность и др. Истинная С. используется при определении характеристик летательного аппарата, а приборная и индикаторная — главным образом при задании требований к выполнению полёта.

скорость звука — скорость распространения (относительно среды) малых возмущений давления. В совершенном газе (например, в воздухе при умеренных температурах и давлении) С. з. не зависит от характера распространяющегося малого возмущения и одинакова как для монохроматических колебаний различной частоты {{w }}, так и для слабых ударных волн. В совершенном газе в рассматриваемой точке пространства С. з. а зависит только от состава газа и его абсолютной температуры Т: a = (dp/d{{r }})1/2 = ({{g }}p/{{r }})1/2 = ({{g }}RT/{{m }})1/2, где dp/d{{r }} — производная давления по плотности для изоэнтропического процесса, {{g }} — показатель адиабаты, R — универсальная газовая постоянная, {{m }} — молекулярная масса (в воздухе a » 20,1T1/2 м/с. при 0{{°}}C a = 332 м/с).

В газе с физико-химическими превращениями, например, в диссоциирующем газе, С. з. будет зависеть от того, как — равновесно или неравновесно — протекают эти процессы в волне возмущения. При термодинамическом равновесии С. з. зависит только от состава газа, его температуры и давления. При неравновесном протекании физико-химических процессов имеет место дисперсия звука, то есть С. з. зависит не только от состояния среды, но и от частоты колебаний {{w }}. Высокочастотные колебания ({{w t ® ¥ }}, {{t }} — время релаксации) распространяются с замороженной С. з. aj, низкочастотные ({{w t ® }} 0) — с равновесной С. з. ae, причём aj > ae. Отличие aj от ai как правило, невелико (в воздухе при Т = 6000{{°}}С и p = 105 Па оно составляет около 15%). В жидкостях С. з. значительно выше, чем в газе (в воде a » 1500 м/с).

скорость отрыва — скорость самолёта момент отрыва его опорных устройств от поверхности взлетно-посадочной полосы по окончании разбега. Основным параметром, определяющим значение С. о., является отношение удельной нагрузки на крыло к коэффициенту подъёмной силы (см. Аэродинамические коэффициенты); с уменьшением этого отношения С. о. уменьшается. С уменьшением С. о. сокращается потребная для взлёта длина взлетно-посадочной полосы. Минимальная С. о. устанавливается разработчиком самолёта и определяется при лётных испытаниях путём постепенного уменьшения С. о. до предельно малой, при которой ещё безопасно производить отрыв самолёта от взлетно-посадочной полосы и продолжать взлёт без применения особых методов пилотирования. Для уменьшения С. о. на самолётах широко применяются механизация крыла и энергетическая механизация крыла.

скорость принятия решения — наибольшая скорость разбега многодвигательного самолёта, при которой в случае отказа двигателя критического возможно как безопасное прекращение, так и безопасное продолжение влёта. С. п. р. не может быть меньше минимальной эволютивной скорости разбега и больше скорости при которой происходит отрыв от взлетно-посадочной полосы передней стойки шасси. При обнаружении отказа двигателя на скорости, меньшей или равной С. п. р., командир корабля обязан прекратить взлёт. При обнаружении отказа двигателя на скорости, большей С. п. р., взлёт продолжается. См. также статью Продолженный взлёт, Прерванный взлёт.

скос потока — отклонение вектора местной скорости набегающего потока от направления невозмущенного потока, обусловленное приращениями скорости при обтекании тела. В теоретической и прикладной аэродинамике в основном рассматривают С. п. в вертикальном и горизонтальной плоскостях (вертикальные и боковые С. п.). Например, в теоретической модели несущей нити (см. Крыла теория) анализ вертикального С. п., индуцированного вихревой пеленой на линии вихря присоединённого, позволил ввести понятие истинных углов атаки сечений и объяснить механизм появления индуктивного сопротивления у крыла конечного размаха. Исследования показывают, что несущие поверхности создают сложные поля скосов. При наличии нескольких несущих поверхностей (крылья, оперение) каждая из них может оказаться расположенной в поле С. п., созданных другими поверхностями, что приводит к интерференции аэродинамической несущих поверхностей. При нормальной аэродинамической схеме горизонтальное оперение (ГО) работает в поле вертикального С. п., индуцированного крылом. При анализе продольной устойчивости таких компоновок часто пользуются осреднённым углом его С. п. в области ГО (угол его считается положительным, когда вертикальная составляющая местной скорости направлена вниз). Угол его может быть найден из сопоставления экспериментальных зависимостей коэффициента момента тангажа (см. Аэродинамические коэффициенты) от угла атаки, полученных для модели с установленным ГО и без него. Вертикальное С. п. за крылом обычно существенно изменяются по высоте. Поэтому при изменении угла атаки самолёта нормальной схемы условия обтекания ГО оказываются различными, что может приводить к сильным нелинейным изменениям продольной статической устойчивости. В связи с этим изучение полей С. п. за крылом и выбор оптимального расположения ГО являются важной практической задачей.

В схеме “утка” вертикальный С. п., индуцированный вихревой системой дестабилизатора, приводят к уменьшению подъёмной силы крыла. В результате несущие свойства компоновки с передним ГО и без него при малых углах атаки практически одинаковы.

Боковые С. п. оказывают определяющее влияние на характеристики путевой устойчивости летательного аппарата (см. Боковая устойчивость). При отличных от нуля углах атаки и скольжения несимметричные вихревые системы, созданные впереди расположенными элементами летательного аппарата, индуцируют в зоне размещения вертикального оперения сложные поля боковых скосов, что может приводить к сильным нелинейным зависимостям путевой устойчивости от угла атаки.

Л. Е. Васильев.

Скржинский Николай Кириллович (1904—1957) — советский конструктор автожиров, самолётов и вертолётов. После окончания Киевского политехнического института (1928) работал конструктором в отделе морского опытного самолётостроения в Москве, затем (1932—1940) в Центральном аэрогидродинамическом институте, в дальнейшем в ОКБ А. С. Яковлева (с 1947 заместитель главного конструктора, с 1957 главный конструктор). В 1929 создал совместно с Н. И. Камовым первый советский винтокрылый летательный аппарат — автожир. КАСКР-1 “Красный инженер” (рис. в таблице XI), а в 1931 — его модификацию КАСКР-2. В Центральном аэрогидродинамическом институте был одним из участников создания автожиров, в том числе А-4, -9, -10, -12. Внёс большой вклад в создание истребителей Як-9, Як-3, Як-25, вертолёта Як-100 и других летательных аппаратов. Руководил проектными и научно-исследовательскими работами по вертолёту Як-24 — крупнейшему в мире в то время. Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 2-й степени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

Скрипко Николай Семёнович (р. 1902) — советский военачальник, маршал авиации (1944). В Советской Армии с 1919. Окончил Ленинградскую военно-теоретическую школу лётчиков (1925), 1-ю военную школу лётчиков имени А. Ф. Мясникова (1927), Высшую лётно-тактическую школу ВВС (1938), Высшие академические курсы при Высшей военной академии (1950; позднее академия Генштаба Вооружённых Сил СССР). Участник Гражданской и Великой Отечественной войн. В ходе войны командир дальнебомбардировочного авиакорпуса, командующий ВВС армии, командующий ВВС фронта, заместитель командующего авиацией дальнего действия, 1-й заместитель командующего воздушной армией. После войны 1-й заместитель командующего дальней авиацией (1946—1949), командующий транспортно-десантной авиацией (1950—1955), командующий военно-транспортной авиацией (1955—1969), с 1969 в Группе генеральных инспекторов МО СССР. Депутат ВС СССР в 1962—1966. Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 5 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 1-й и 2-й степени, Кутузова 1-й и 2-й степени, Отечественной войны 1-й степени, “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями, а также иностранными орденами.

Соч.: По целям ближним и дальним, М., 1981.

Н. С. Скрипко.

скула лодки гидросамолёта — пересечение поверхностей днища и бортов (см. рис.). Части днища, прилегающие к скуловым линиям, — скуловые образования — в носовой части лодки представляют собой выгнутые вверх поверхности различной кривизны, а между реданами — плоскости. Во всех случаях скуловые образования оканчиваются острыми кромками, чтобы обеспечить срыв с них водяного потока в стороны и исключить закипание бортов лодки. Кривизна скуловых образований выбирается таким образом, чтобы понизить высоту подъёма брызговых струй и предотвратить замывание и забрызгивание двигателей, воздушных винтов, крыла, оперения и других важных частей гидросамолёта.

Скула лодки гидросамолёта.

след аэродинамический — область вихревого течения за летящим самолётом или другим летательным аппаратом (см. рис.). Характерной чертой любого течения жидкости или газообразной среды является малая скорость затухания возмущений в следе далеко за обтекаемым телом. Например, при дозвуковом обтекании профиля крыла самолёта скорость среды V приближается к своему значению в набегающем потоке V{{¥ }} по закону: разность V — V{{¥ }} пропорциональна r-1, где r — расстояние от профиля. Исключение составляет ось следа, где V — V{{¥ }} пропорциональна r-1/2. Вихревое течение в следе — одно из наиболее сложных явлений гидродинамики. В зависимости от Рейнольдса числа и Маха числа здесь могут реализоваться различной формы движения среды. Условно след делят на две части — ближний след и дальний след. Ближний след непосредственно примыкает к обтекаемому телу и характеризуется тем, что давление в нём существенно отличается от давления в набегающем потоке. Как правило, движение среды здесь является нестационарным и носит черты отрывного течения, то есть содержит область возвратных токов. В дальнем следе давление быстро выравнивается с давлением в невозмущенном потоке. Выравнивание скорости происходит несравненно более медленно. Например, в следе за летящим самолётом возмущения скорости могут распространяться на несколько км. На практике стремятся уменьшить интенсивность (амплитуду возмущения) С. а., так как она существенно влияет на сопротивление аэродинамическое.

Лит.: Чжен П. К., Отрывные течения, пер. с англ., т. 2, М., 1973.

А. И. Рубан.

Аэродинамический след за летящим со сверхзвуковой скоростью конусообразным телом.

Слепнев Маврикий Трофимович (1896—1965) — советский лётчик, полковник, один из первых Героев Советского Союза (1934). Окончил школу прапорщиков (1915), Гатчинскую военную авиационную школу (1917), 1-ю Высшую школу военных лётчиков (1923), Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1936; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского), курсы усовершенствования при Академии Генштаба (1941). В Советской Армии с 1918. Участник Первой мировой, Гражданской и Великой Отечественной войн. С 1925 лётчик ГВФ, участник освоения воздушных линий в Средней Азии, на Дальнем Востоке и в Арктике. В 1934 участвовал в спасении экспедиции парохода “Челюскин”. С 1936 заместитель, в 1937—1939 начальник Главной инспекции ГВФ, одновременно, с 1937 командир эскадры дирижаблей. С 1939 начальник Академии ГВФ. Во время Великой Отечественной войны был заместитель командира авиабригады ВВС Черноморского флота, работал в Главном управлении ВВС ВМФ и Главном штабе ВМФ. Награждён 2 орденами Ленина, орденом Красного Знамени, медалями. Портрет см. на стр. 523.

Соч.: Первые Герои Советского Союза, М.. 1955.

Лит.: Водопьянов М. В., Повесть о первых героях, 2 изд., М., 1980.

М. Т. Слепнев.

Слесарев Василий Андрианович (1884—1921) — русский учёный, авиаконструктор, ученик Н. Е. Жуковского. Окончил Дармштадтское техническое училище (Германия, 1909), Императорское техническое училище в Москве (1910; позднее Московское высшее техническое училище). По рекомендации Жуковского был привлечён к созданию Аэродинамической лаборатории при Петербургском политехническом институте, которая по своему оборудованию к моменту завершения строительства была лучшей в Европе. Принимал участие в аэродинамических продувках деталей и узлов самолётов “Русский витязь” и Илья Муромец”, проводил исследования по улучшению характеристик боевых самолётов типа “Ньюпор” и “Фарман”. Читал лекции на курсах авиации при Петербургском политехническом институте (изданы в 1912). Автор первого русского курса авиационного материаловедения. По проекту, разработанному в 1914, построил крупнейший в мире для того времени самолёт “Святогор” (рис. в таблице V).

слив топлива аварийный — слив топлива в полёте с целью уменьшения полётной массы самолёта до допустимой посадочной, ограниченной прочностью шасси. Если максимальная взлётная масса превышает допустимую посадочную массу, самолёт должен иметь систему С. т. с расходом 1000—2000 л/мин. Нормами лётной годности в СССР была установлена продолжительность С. т.: не более 7 мин при сливе до 10000 л; не более 12 мин при сливе до 20000 л; не более 15 мин при сливе до 30000 л; при сливе более 30000 л расход топлива должен быть не менее 2000 л/мин. Слив производится с помощью электронасосов, установленных в топливных баках. Органы управления С. т. находятся на панели управления топливной системой в кабине экипажа. Конструктивное выполнение системы С. т. должно быть таким, чтобы нельзя было слить топливо ниже уровня резервного запаса и в любой момент можно было бы прекратить слив. При сливе топлива не должны создаваться пожарная опасность и затрудняться управление самолётом. Работоспособность системы обязательно проверяется при лётных испытаниях самолёта.

сложная ситуация — особая ситуация, характеризующаяся заметным повышением психофизиологической нагрузки на экипаж, заметным ухудшением характеристик устойчивости и управляемости или лётных характеристик либо выходом одного или нескольких параметров полёта за эксплуатационные ограничения, но без достижения предельных ограничений и (или) расчётных условий. Предотвращение перехода С. с. в аварийную или катастрофическую может быть обеспечено своевременными и правильными действиями членов экипажа, в том числе немедленным изменением плана, профиля и режима полёта.

сложный пилотаж — маневрирование летательного аппарата с целью выполнения фигур простого пилотажа группой летательных аппаратов или выполнение одиночным летательным аппаратом пикирования и горки с углами наклона траектории к горизонту более 45{{°}}, переворота, бочки с углом наклона траектории к горизонту менее 45{{°}}, Нестерова петли, косой петли, полупетли, поворота на горке, переворота на горке и штопора.

слоистые металлические материалы — то же, что многослойные металлические материалы.

смешанное течение — стационарное движение газа, которое характеризуется наличием в поле течения областей как с до-, так и со сверхзвук, скоростями. В этом случае уравнения движения в дозвуковой области являются уравнениями эллиптического типа, а в сверхзвуковой области — гиперболического. Со С. т. часто сталкиваются при решении задач как внешней, так и внутренней аэродинамики. Некоторые примеры С. т. из области внешней аэродинамики показаны на рис. Случаи а и б соответствуют обтеканию тела однородным потоком, когда Маха число невозмущенного потока M{{¥ }} незначительно отличается от единицы; из-за большой значимости для авиационной техники этот класс С. т. получил специальное название — трансзвуковое течение. Случай в — обтекание сверхзвуковым потоком затупленного тела, когда в окрестности затупления образуется локальная область дозвукового течения. Типичным примером С. т. из области внутренней аэродинамики служит движение газа в Лаваля сопле, в конфузорной части которого реализуется дозвуковое, а в диффузорной части — сверхзвуковое течение.

Исследование С. т. из-за разнотипности уравнений в различных областях поля течения представляет собой значительно более сложную математическую задачу по сравнению с изучением чисто до- или сверхзвуковых течений; однако наличие ЭВМ и эффективных численных методов позволяет успешно решать многие задачи С. т.

В. А. Башкин.

Смирнов Алексей Семёнович (1917—1987) — советский лётчик, полковник, дважды Герой Советского Союза (1943, 1945). В Советской Армии с 1938. Окончил военную авиационную школу пилотов (1938), Липецкие высшие офицерские лётно-тактические курсы (1947). Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В ходе войны был командиром звена, командиром эскадрильи, заместителем командира истребительного авиаполка. Совершил 457 боевых вылетов, сбил 34 самолёта противника. После войны в ВВС. Награжден 2 орденами Ленина, 5 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в пос. Рамешки Тверской области.

Лит.: Долгов И. А., Отважный истребитель, в его кн.: Золотые звезды калининцев, 3 изд., кн. 1, М., 1983.

Смешанные течения при обтекании профиля (заштрихован) идеальным газом: сплошные линии — ударные волны; штриховые — звуковые линии (на этих линиях M = 1); M — местное число Маха; M* — критическое число Маха.

смоленский авиационный завод — берёт начало от Ремонтно-авиационного завода №3, основан в 1926 (с 1928 — завод №35). В 30-е гг. в Бюро особых конструкций при заводе (руководитель В. А. Чижевский) были созданы экспериментальные и рекордные самолёты серии БОК (БОК-1, БОК-5, БОК-7. БОК-11, БОК-15). В июне — июле 1941 завод эвакуирован в Куйбышев и в октябре вошёл в состав перебазированного туда из Москвы завода №1 (позднее Куйбышевский завод “Прогресс”). Воссозданный (под №475) в марте 1944 в Смоленске завод проводил ремонтные работы по самолётам, затем строил планеры, крылья для пасс, самолёта Як-40, многоцелевой самолёт Як-18Т, пассажирский самолёт Як-42, а затем крылья для него. Предприятие награждено орденом Трудового Красного Знамени (1971).

Смушкевич Яков Владимирович (1902—1941) — советский лётчик, генерал-лейтенант авиации (1940), дважды Герой Советского Союза (1937, 1939). В Красной Армии с 1918, в авиации с 1922. В 1926 стал военкомом отдельного авиаотряда, в 1928 — заместитель начальника политотдела авиабригады, в 1931 — командир авиабригады. Окончил Качинскую военную школу лётчиков (1932), курсы усовершенствования начальственного состава при Военной академии имени М. В. Фрунзе (1937). Участник Гражданской войны, войны в Испании и боёв в районе р. Халхин-Гол. С 1939 начальник ВВС, с 1940 генеральный инспектор ВВС, с 1940 помощник начальника Генштаба по авиации. Депутат ВС СССР с 1937. Награждён 2 орденами Ленина, медалями. Был необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно. Портрет см. на стр. 526.

Я. В. Смушкевич.

снаряжение экипажа — комплект одежды и устройств, предназначенных для защиты члена экипажа от неблагоприятных воздействий внешней среды на аэродроме, в полёте, при аварийном покидании летательного аппарата и последующем приземлении (приводнении) или при аварийной посадке, а также при нахождении в безлюдной местности до прибытия поисковой группы. Основу С. э. составляет высотное снаряжение, которое совместно с кислородным оборудованием обеспечивает защиту от пониженного барометрического давления и вызванного им недостатка кислорода в окружающей атмосфере. Высотное снаряжение само по себе или в комплекте с другими элементами С. э. и бортовыми системами ослабляет также действие таких неблагоприятных факторов, как высокие и низкие температуры, линейные и ударные перегрузки, вибрация, шум, скоростной напор воздушного потока и др.

Состав С. э. определяется лётно-техническими характеристиками летательного аппарата, задачами и условиями полета. Широкий диапазон температурных условий, в которых находится экипаж в течение полета, требует применения как пассивных, так и активных средств обеспечения теплового комфорта. К пассивным средствам относятся полётная одежда (летняя, демисезонная или зимняя) и теплозащитные комбинезоны, применяемые в составе морского спасательного комплекта или высотного скафандра. Активные средства — вентилирующие костюмы и костюмы с водяным охлаждением. Вентилирующий костюм представляет собой комбинезон, снабжённый системой перфорированных шлангов или панелей, обеспечивающих рациональное распределение кондиционированного воздуха по поверхности тела. В костюме водяного охлаждения по системе закреплённых на сетчатом комбинезоне трубок циркулирует вода, расход которой регулируется в зависимости от теплоощущений человека.

Повышение предела переносимости линейных ускорений, действующих в направлении голова — таз при эволюциях самолёта, обеспечивается противоперегрузочным костюмом, в оболочку которого вмонтированы соединённые друг с другом брюшная и ножные пневматические камеры. От бортовых агрегатов в камеры подаётся воздух, давление которого автоматически регулируется в зависимости от перегрузки. При использовании в составе С. э. высотно-компенсирующего костюма ножные противоперегрузочные камеры монтируются в единых чехлах с камерами натяжного устройства, а брюшная крепится к комбинезону.

Защита членов экипажей от перегрузок, возникающих в аварийных ситуациях (вынужденная посадка, катапультирование и т. п.), осуществляется привязной системой, которая может быть как элементом катапультного кресла, так и частью защитного снаряжения. Особую опасность в аварийных ситуациях представляют травмы головы, для предотвращения которых служат как гермошлемы, входящие в состав С. э. с высотно-компенсирующим костюмом или скафандром, так и специальные защитные шлемы, имеющие прочную каску с амортизаторами и устройствами для фиксации шлема на голове. Гермошлем или защитный шлем является важным средством защиты от воздействия скоростного напора воздушного потока при катапультировании. Ослаблению действия этого фактора способствуют и другие элементы С. э.

Особые требования предъявляются к С. э. при полётах над водной поверхностью. Снаряжение в этом случае помимо решения всех прочих задач должно в аварийной ситуации обеспечить спасение членов экипажа на воде, то есть гарантировать их плавучесть, устойчивое положение, необходимую теплозащиту. Морской (высотный морской) спасательный комплект, используемый для этих целей, включает водозащитный комбинезон с плавательным воротом и устройством для наполнения его газом, теплозащитный комбинезон. Эффективным средством спасения на воде является скафандр.

Обилие неблагоприятных внешних воздействующих факторов, жёсткие требования к эксплуатационным характеристикам С. э. определяют комплексный подход к его проектированию, благодаря чему один и тот же элемент снаряжения, как правило, выполняет несколько защитных функций.

Лит.: Усманский С. П., Снаряжение летчика, М., 1980; его же. Снаряжение космонавта, М., 1982.

В. В. Риттер.

“Снекма” (SNECMA, Soci{{é}}t{{é}} Nationale d'{{É}}tude et de Construction de Moteurs d'Aviation) — крупнейшая авиадвигателестроительная фирма Франции. Образована в 1945 слиянием четырёх фирм. Выпускает двигатели для истребителей, учебно-боевых и пассажирских самолётов. Имеет филиалы, производящие промышленные газотурбинные двигатели, шасси летательных аппаратов, ракетные двигатели, авиационное оборудование. Участвовала в англо-французских программах разработки турбореактивного двигателя “Олимп” для сверхзвукового пассажирского самолёта “Конкорд” и турбореактивного двухконтурного двигателя М45. К 1988 выпущено свыше 5 тысяч турбореактивных двигателей с форсажной камерой “Атар” для сверхзвуковых истребителей. Основные программы конца 80-х гг.: производство турбореактивных двигателей с форсажной камерой “Атар” и турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой М53 для истребителей серии “Мираж”; выпуск турбореактивного двухконтурного двигателя CFM56 и CF6 (совместно с фирмой “Дженерал электрик”); участие в производстве турбовинтового двигателя “Тайн” (с рядом западноевропейских фирм); выпуск турбореактивного двухконтурного двигателя “Ларзак” (совместно с фирмой “Турбомека”); разработка турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой М88 для французского истребителя “Рафаль”. Основные данные некоторых двигателей фирмы приведены в таблице.

Основные данные

“Атар” 9K-50 (ТРДФ)

MS3-5 (ТРДДФ)

“Ларзак” 04-C20 (ТРДД)

CFM56-2 (ТРДД)

M53-P2 (ТРДДФ)

М88 (ТРДДФ)

Тяга, кН

70,6

88,3

14,1

107

96,2

73,6

Масса, кг

1585

1512

300

2090

1485

900

Диаметр, м

1,02

1,05

0,6

1,73

1,055

0,66

Удельный расход топлива, кг/(Н× ч)

           

взлётном режиме

0,2

0,21

0,076

0,037

0,208

0,189

На крейсерском режиме

-

-

-

0,066

-

-

Расход воздуха, кг/с

73

86

28,6

375

94

67

Степень повышения давления

6,15

9

11,1

26,9

9,8

~25

Степень двухконтурности

0

0,35

1,04

6

0,36

0,25—0,6

Температура газа перед турбиной, К

1220

1508

1430

1560

1548

1850

Применение (летательные аппараты)

Истребители Дассо-Бреге “Мираж” F1, “Мираж” 50, “Мираж” IIING

Истребители Дассо-Бреге “Мираж” 2000, “Мираж” 4000

Учебно-боевой самолёт Дассо-Бреге—Дорнье “Альфа джет”

Пассажирские самолёты Макдоннелл-Дуглас DC-8, Боинг 737-300 и -400, Эрбас индастри А-320 и др.

Истребитель Дассо-Брсге “Мираж” 2000

Истребитель Дассо-Бреге “Рафаль”

снижение летательного аппарата — этап полёта, на котором происходит существенное уменьшение высоты полёта. При С. с высоты крейсерского полёта дальность С. может достигать десятков и даже сотен км. Оптимальным по расходу топлива является С. с максимальным аэродинамическим качеством.

снос — отклонение путевой скорости летательного аппарата от направления, совпадающего с его продольной осью. Причиной С. летательного аппарата может быть боковой ветер, а для многодвигательного самолёта также неравномерность тяги двигателей. При навигационных расчётах С. учитывается со знаком “ + ” при отклонениях путевой скорости вправо от продольной оси летательного аппарата (см. Системы координат) и со знаком “-” — при отклонении влево.

совершенный газ. В аэродинамике под С. г. (термодинамически С. г.) понимают газ, подчиняющийся уравнению Клапейрона p = {{r }}RT (p — давление, {{r }} — плотность, R — газовая постоянная, T — термодинамическая температура) и имеющий постоянные удельные теплоёмкости. В отечественной литературе по термодинамике такой газ называют идеальным, в аэродинамике под идеальным газом понимают газ, в котором отсутствуют трение и теплопроводность (см. Идеальная жидкость).

совмещённое управление — режим попеременного или одновременного управления самолётом лётчиком и системой автоматического управления (САУ). С. у. часто отождествляется с “управлением через САУ посредством штурвала”. С. у. подразделяется на две фазы: маневрирования и стабилизации. В фазе маневрирования управление самолётом осуществляет лётчик через обычные рычаги управления с сохранением традиционного стереотипа пилотирования. В фазе стабилизации управление самолётом осуществляет САУ, которая стабилизирует параметры движения самолёта — обычно углы тангажа и крена, а также курс, имевшие место в конце фазы маневрирования. Переход из одной фазы С. у. в другую осуществляется раздельно для продольного и поперечного каналов управления на основе анализа воздействия лётчика на рычаги управления, то есть по сигналам усилий, прикладываемых лётчиком к рычагам, или по сигналам перемещения рычагов. Тип используемого сигнала зависит от схемы САУ: при отработке управляющих сигналов САУ, подаваемых на органы управления, на рычагах управления (то есть при перемещении рычагов по сигналам САУ) используется сигнал усилия, при отсутствии отработки — сигнал перемещения. Наибольшее распространение получил переход из фазы в фазу по пороговым значениям: при превышении пороговых значений сигналов усилий или перемещений вырабатывается признак фазы маневрирования, при уменьшении сигналов ниже пороговых — фазы стабилизации. Обычно на переход в фазу стабилизации задаётся задержка по времени или проводится дополнит, анализ затухания переходных процессов самолёта по параметрам, стабилизируемым САУ в фазе стабилизации.

Наибольшее распространение С. у. получило на магистральных пассажирских самолётах, почти весь полёт которых проходит под управлением САУ. С. у. в этом случае упрощает процедуру взаимодействия лётчика с САУ, обеспечивая ему возможность оперативного вмешательства в управление самолётом при работающей САУ, упрощает процесс пилотирования.

Ю. Ф. Шелюхин.

соглашения о воздушном сообщении — договоры между двумя государствами по поводу условии воздушных перевозок. Полёты иностранных воздушных судов в воздушном пространстве СССР регулировались Воздушным кодексом СССР, предусматривавшим, что они осуществляются на основании и в соответствии с условиями международных договоров СССР. По состоянию на 1 января 1990 Советским Союзом таких соглашений было заключено 102.

С. о в. с. определяют прежде всего права на полёты, ими устанавливаются “договорные линии”, которые каждое государство разрешает эксплуатировать авиапредприятию транспортному, назначенному другим государством, и перечень коммерческих прав (“свобод воздуха”) на осуществление перевозок по этим линиям. Договорные линии могут включать пункты посадки: на своей территории, промежуточные пункты в странах на маршруте полёта, на территории партнёра по соглашению и в третьих странах — за пределами этой территории.

С. о в. с. содержат также условия, соблюдение которых необходимо для начала эксплуатации договорных линий, положения об освобождении от обложения таможенными пошлинами воздушных судов, топлива, имущества и оборудования, предназначенных для эксплуатации договорных линий, и о распространении на воздушные суда, экипажи, пассажиров и грузы законов и правил страны, на территории которой они находятся. С. о в. с. регламентируют вопросы бортовой документации воздушных судов и свидетельств членов экипажей, которые взаимно признаются действительными на территории обеих сторон договора, определяют порядок расследования авиационного происшествия, обеспечения безопасности полётов, согласования тарифов на воздушные перевозки и распределения объёмов перевозок, предусматривают создание на взаимной основе представительств иностранных авиатранспортных предприятий и др.

Попытка создать типовое С. о в. с. была предпринята на Чикагской конференции 1944, на которой был утверждён его типовой образец. Он был расширен и уточнён в “Страсбургском проекте”, одобренном ИКАО в 1959. Большое влияние на практику заключения С. о в. с. имело также соглашение 1946 между США и Великобританией, известное как Бермуды 1 (заменено соглашением 1977 — Бермуды 2).

СССР при заключении С. о в. с. учитывал положения указанных типовых проектов. Вместе с тем, исходя из принципов взаимной выгоды и уважения интересов сторон, при выработке конкретных условий соглашений СССР вносил в них соответствующие изменения и дополнения.

В. С. Грязнов.

“Cоко” (SOKO) — авиастроительное предприятие Югославии. Образовано в 1951. Совместно с румынским предприятием ИАв “Крайова” разработало и производило истребитель-бомбардировщик J-22 “Орао” (в Румынии имеет обозначение IAR-93; см. рис. в таблице XXXVII). Выпускало учебно-тренировочный и лёгкий ударный самолёт G-4 “Супер Галеб” с турбореактивным двигателем (первый полёт в 1978), по лицензии — французский вертолёт Аэроспасьяль SA 342 “Газель”.

Соколовский Олег Викторович (1916—1949) — советский лётчик-испытатель, капитан. Окончил Борисоглебскую школу военных лётчиков (1940) и остался в ней лётчиком-инструктором. Участник Великой Отечественной войны. С 1944 командир авиаотряда Руставской школы военных лётчиков. С 1945 командир звена Высшей офицерской авиационной школы воздушного боя ВВС. С 1947 заместитель командира эскадрильи Высших офицерских лётно-тактических курсов ВВС. С 1948 на испытательной работе. Провёл заводские испытания реактивного истребителя ЛА-176. 26 декабря 1948 впервые в СССР достиг на ЛА-176 скорости, равной скорости звука. Погиб при испытании самолёта. Награждён орденом Красного Знамени, медалями.

О. В. Соколовский.

солнечный самолет — термин, употребляемый применительно к самолёту, силовая установка которого использует световую энергию солнечного излучений и состоит из фотоэлектрического генератора (солнечных батарей), электродвигателя и приводимого им во вращение воздушного винта. В 70-х гг. был создан ряд лёгких экспериментальных С. с., из которых выделялся “Солар челленджер” американского конструктора П. Мак-Криди (рис. в таблице XXXVIII). Длина самолёта 8,84 м, размах крыла 14,3 м, взлётная масса (включая пилота) 156 кг. Солнечные батареи, расположенные на верхней поверхности крыла и стабилизатора, занимают 68% площади самолёта в плане и развивают в наиболее благоприятных условиях освещённости мощность на уровне моря 2,55 кВт. Масса силовой установки в целом около 30 кг. В июле 1981 на этом С. с. совершён перелет Париж — Лондон (протяжённость маршрута 368 км, средняя скорость 68,5 км/ч, максимальная высота полёта 3570 м).

В беспилотном варианте и при наличии на борту аккумуляторов для накопления энергии, вырабатываемой в светлое время суток, С. с. способен выполнять полёты продолжительностью в несколько месяцев на больших высотах в целях картографирования местности, ведения различного рода наблюдений и решения других специфических задач.

Соловьев Евгений Степанович (1931—1978) — советский лётчик-испытатель, заслуженный летчик-испытатель СССР (1973), Герой Советского Союза (1966). Окончил Чугуевское (Харьковское) высшее авиационное училище лётчиков (1952). Работал лётчиком-инструктором, служил в частях ВВС. В 1958 окончил школу лётчиков-испытателей и работал лётчиком-испытателем в ЛИИ, с 1959 в ОКБ П. О. Сухого, где был одним из ведущих лётчиков-испытателей. Участвовал в испытаниях более 60 типов самолётов, в том числе Су, Як, МиГ, Ил, Ту и Ан. Погиб при выполнении испытательного полёта. Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, Красного Знамени, Трудового Красного Знамени, медалями.

Е. С. Соловьев.

Соловьев Павел Александрович (р. 1917) — советский конструктор авиационных двигателей, член-корреспондент АН СССР (1981), профессор (1960), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1973), Герой Социалистического Труда (1966). Окончил Рыбинский авиационный институт (1940). В 1940—1953 работал в ОКБ А. Д. Швецова. С 1953 главный конструктор этого ОКБ, в 1981—1989 генеральный конструктор. Под руководством С. разработаны первый советский вертолётный газотурбинный двигатель Д-25В, первый советский турбореактивный двухконтурный двигатель Д-20П, высоко-экономичные турбореактивные двухконтурные двигатели Д-30КУ, Д-30КП, ПС-90. Депутат ВС СССР в 1970—1989. Ленинская премия (1978), Государственная премия СССР (1968). Награждён 4 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями. См. статью АШ.

П. А. Соловьев.

“Сондерс-Ро”, “Саундерс-Ро” (Saunders-Roe), — авиационная фирма Великобритании. Образована в 1928, в 1959 вошла в состав фирмы “Уэстленд”. Специализировалась на производстве летающих лодок. Построила первую в мире реактивную летающую лодку SR А/1 (первый полёт в 1947), пассажирскую летающую лодку “Принцесса” на 220 мест (1952), экспериментальный истребитель-перехватчик с комбинированной силовой установкой (турбореактивный двигатель и жидкостный ракетный двигатель) SR 53 (1957). В 50-х гг. вела производство вертолётов “Скитер” (1948), разработала вертолёт “Уосп”/“Скаут” (1959; см. рис. в таблице XXXII).

соосный винт — два воздушных (несущих) винта, расположенных непосредственно один за другим на соосных валах и вращающихся в противоположных направлениях (см. рис.). У С. в. при больших относительный поступях винта потери мощности, вызываемые закручиванием воздушной среды, меньше чем у невзаимодействующих винтов (объясняется тем, что второй винт снижает закручивание, вызываемое первым винтом). Применение С. в. позволяет благодаря увеличению общего числа лопастей снимать большую мощность с двигателя, тем самым повышая полный кпд силовой установки. С. в. на вертолёте позволяет, кроме того, отказаться от установки рулевого винта.

Соосный винт самолёта Ан-22 “Антей”.

Сопвич, Сопуит (Sopwith), Томас Октейв Мёрдок (1888—1989) — один из пионеров авиации в Великобритании. В 1910 получил свидетельство пилота и стал видным лётчиком-спортсменом и испытателем. В 1912 основал лётную школу, но с 1913 сосредоточился на разработке и производстве самолётов, создав свою фирму в Кингстоне-он-Темс (см. “Сопвич”). В 1914 его биплан “Таблоид”, переоборудованный в гидросамолёт, выиграл Шнейдера кубок. В годы Первой мировой войны фирма в больших количествах выпускала истребители. С 1920 С. возглавлял фирму “Хокер” (новое название фирмы “Сопвич”, данное в честь её летчика-испытателя Г. Хокера), а впоследствии (с 1935) — концерн “Хокер Сидли”.

“Сопвич” (Sopwith Aviation Co.) — самолётостроительная фирма Великобритании. Создана в 1913 Т. О. М. Сопвичем, в 1920 название фирмы изменено на “Хокер”. Известна главным образом своими истребителями времён Первой мировой войны. Разработала и выпускала военные самолёты, в том числе разведчик и лёгкий бомбардировщик “Таблоид” (первый полёт в 1913), истребитель-гидросамолёт “Вэби” (1914), истребители “1½-Страттер” (1915, выпущено 5720), “Пап” (1916, построено 1770), “Трайплейн” (“Триплан”, 1916, см. рис. в таблице VIII), “Кэмел” (1917, построено около 5500, лётчики этих самолётов сбили 1294 самолёта противника, см. рис. в таблице VIII), “Снайп” (1918, построено около 1,5 тысяч, после войны был стандартным истребителем ВВС Великобритании), палубный торпедоносец “Куку” (1918).

сопло — профилированный канал (насадок), служащий для разгона рабочей среды (газа, жидкости) посредством преобразования её внутренней (тепловой) энергии и потенциальной энергии давления в кинетическую. Как конструктивный элемент С. используется в различных технических устройствах: турбинах (см. Сопловой аппарат турбины), реактивных двигателях (см. Реактивное сопло), аэродинамических трубах, эжекторах, форсунках топливных и т. д. Для получения сверхзвуковой скорости в газовом С. площадь его сечения по длине должна сначала уменьшаться, а затем возрастать (см. Лаваля сопло).

сопловой аппарат турбины — лопаточный венец, ограниченный поверхностями, образованными полками по торцам лопаток, неподвижно закреплённый в корпусе турбины (см. рис.). В С. а. т. происходит расширение газа, при котором потенциальная энергия сжатого горячего газа преобразуется в кинетическую, поэтому его давление и температура уменьшаются, а скорость потока увеличивается. Кроме того, газовый поток закручивается по направлению вращения рабочего колеса. Межлопаточные каналы соплового аппарата турбины имеют уменьшающуюся по потоку газа площадь проходного сечения, на выходе из каналов поток, как правило, достигает около- или сверхзвуковой скорости. Газодинамическая эффективность работы С. а. т. оценивается коэффициентом скорости (отношение действительной скорости истечения газа из С. а. т. к адиабатической скорости), равным 0,96—0,98. В современных высокотемпературных газовых турбинах лопатки и торцовые поверхности С. а. т. охлаждаются изнутри воздухом, причём наиболее интенсивно — сопловой аппарат первой ступени. Утечки охлаждающего воздуха по стыкам торцовых полок сопловых лопаток ухудшают тепловое состояние лопаток и снижают газодинамический эффективность С. а. т. Уплотнения на его внутренних торцевых поверхностях препятствуют перетеканию газа под лопаточными венцами.

Во многих конструкциях С. а. т. через полые сопловые лопатки проходят силовые стойки опоры турбины и коммуникации масляной системы. Лопатки С. а. т. изготовляются из жаропрочных жаростойких сплавов методом литья по выплавляемым моделям.

Лит.: Абианц В. X., Теория авиационных газовых турбин, 3 изд., М., 1979.

Б. А. Пономарёв.

Конструктивная схема соплового аппарата турбины: 1 — наружный корпус турбины; 2 — силовая шпилька; 3 — сопловая лопатка; 4 — торцовые полки; 5 — внутренний корпус турбины; 6 — жаровая труба камеры сгорания.

сопротивление аэродинамическое — проекция главного вектора аэродинамических сил (см. Аэродинамические силы и моменты), приложенных к обтекаемой поверхности тела, на направление его движения. Термин “сопротивление” первоначально (вплоть до начала XX в.) употреблялся для обозначения главного вектора аэродинамических сил, а его проекция на направление потока называется лобовым сопротивлением. Проблема С. а. — одна из главных проблем аэродинамики.

При движении тела с его стороны на среду (жидкость, газ) действует сила, которая, согласно закону Ньютона, равна по значению и противоположна по направлению С. а.; эта сила, в отличие от подъёмной силы, совершает работу и сообщает жидкости (газу) определенную энергию, которая рассеивается в вязкой среде. С. а., в конечном счёте, обусловлено действием сил трения и процессами диссипации механической (кинетической) энергии движения среды, то есть необратимыми процессами перехода механической энергии в тепловую.

С. а. X состоит из сопротивления давления XD, представляющего собой интеграл по обтекаемой поверхности проекции нормальных напряжений на направление движения и сопротивления трения Х{{w }} представляющего собой интеграл по обтекаемой поверхности проекции касательных напряжений на то же направление. Сопротивление трения (СТ) зависит от характера движения среды в поверхностном слое (ламинарное, переходное или турбулентное течение) и Рейнольдса числа Re, уменьшаясь по мере роста значения Re.

С. а. и его составляющие можно непосредственно определить экспериментальным путём: значение X определяется, например, по результатам весовых измерений при испытаниях в аэродинамических трубах, значение XD вычисляется по распределению давления, измеренного с помощью дренажных отверстий на обтекаемой поверхности, а значение X{{w }} = Х - XD. Обе составляющие С. а. связаны друг с другом и зависят от многих факторов, характеризующих режим движения тела и его конфигурацию. Тем не менее в аэродинамике выделяются различные компоненты сопротивления давления (СД), поскольку в авиации, как правило, приходится иметь дело с движением летательного аппарата при больших числах Рейнольдса, когда действие сил трения проявляется существенным образом только в тонком пограничном слое, примыкающем к поверхности тела, а основной внешний поток можно считать невязким.

Согласно Д'Аламбера — Эйлера парадоксу С. а. любого тела в однородном стационарном потоке идеальной (невязкой) несжимаемой жидкости равно нулю. Вопреки этому в реально наблюдаемых течениях даже очень маловязких жидкостей С. а. может быть достаточно велико, например, С. а. сферы, отнесённое к скоростному напору и площади большого круга, есть величина порядка единицы. Отметим, что при нестационарном движении тело обладает С. а., которое возникает за счёт ускорения некоторой части окружающей тело среды (см. Присоединённая масса); этот компонент СД имеет место и при движении в идеальной среде. Поэтому ниже всюду речь будет идти только о стационарном движении тела.

Разрешение парадокса Д'Аламбера — Эйлера было дано в 1904 Л. Прандтлем, установившим, что сколь угодно малая вязкость среды при определенных условиях может приводить к полной перестройке течения по сравнению с теоретической картиной, соответствующей безотрывному движению идеальной жидкости. Причиной такой перестройки, состоящей в переходе от безотрывной формы обтекания к отрывной, является действие сил внутреннего трения в пограничном слое.

Рассмотрим крыло бесконечного размаха (профиль) в потоке несжимаемой вязкой жидкости. При движении профиля вблизи его поверхности образуется пограничный слой, который определяет СТ профиля. Наличие пограничного слоя приводит к оттеснению струек тока от поверхности профиля и образованию за ним следа аэродинамического. В результате обтекается как бы новый контур, состоящий из утолщённого тела и вязкого следа за ним. Вдоль такого контура поток тормозится меньше, и давление в кормовой части профиля не восстанавливается до значения, соответствующего обтеканию его невязким потоком. Устанавливающееся при этом распределение давления на поверхности профиля определяет СД, значение которого зависит от толщины и формы контура профиля, поэтому его часто называют сопротивлением формы (СФ). Сумма сопротивлений формы и трения представляет собой профильное сопротивление (ПС), которое в данном случае совпадает с С. а. У относительно тонких профилей с острой задней кромкой (хорошо обтекаемые профили), которые на малых углах атаки обтекаются практически без отрыва потока и которые нашли широкое применение в авиации, СФ составляет небольшую часть ПС (рис. 1); при возрастании числа Рейнольдса ПС уменьшается. За плохо обтекаемыми телами образуется область развитого отрывного течения, что обусловливает СД, намного большее СТ. В качестве примера на рис. 2 в одном масштабе показаны хорошо обтекаемый профиль и круговой цилиндр, обладающие одинаковым С. а. При больших числах Рейнольдса ламинарное течение из-за неустойчивости переходит в турбулентное. Турбулентный пограничный слой по сравнению с ламинарным может выдержать большие перепады давления. Это приводит к смещению точки отрыва пограничного слоя вниз по потоку (рис. 3), сокращению поперечного размера срывной зоны и резкому уменьшению ПС, хотя СТ при этом возрастает (см. Кризис сопротивления).

Для крыльев конечного размаха, а также для любых пространственных тел конечных размеров, наряду с рассмотренным выше, имеется и другой механизм образования сопротивления, поэтому при распространении понятий “сопротивление форм” и “профильное сопротивление” на пространств, случай обычно определяют их для условий обтекания при нулевой подъёмной силе (коэффициент подъёмной силы cy = 0). При наличии подъёмной силы (cy {{¹ }} 0) образующаяся за телом вихревая пелена вызывает появление индуктивного сопротивления (ИС), являющегося частью СД (коэффициент ИС cxi пропорционален cy2). Механизм возникновения ИС связан с тем, что непрерывно порождаемая телом вихревая пелена индуцирует движение всё новых масс среды, то есть имеет место непрерывное увеличение кинетической энергии потока, а это возможно только при работе силы сопротивления, отличной от нуля. Этот механизм ИС может быть объяснён в рамках теории идеальной жидкости, хотя следует помнить, что в действительности генерация завихренности на поверхности тела и её диссипация в потоке обусловлены действием вязкости среды.

При больших дозвуковых скоростях полёта начинает проявляться сжимаемость воздуха, и при некотором критическом Маха числе M* на обтекаемой поверхности тела скорость потока достигает скорости, равной местной скорости звука. При числах Маха M* > M{{¥ }} около тела образуются местные зоны сверхзвукового течения, которые замыкаются узкими областями с большими градиентами газодинамических переменных — скачками уплотнения. В этих скачках существенно действие вязкости и теплопроводности, в результате чего происходит необратимый переход части кинетической энергии в тепловую, что обусловливает появление волнового сопротивления, являющегося частью СД. В рамках идеального газа этот механизм образования сопротивления воспроизводится в теории ударных волн. Замыкающие скачки уплотнения часто вызывают отрыв пограничного слоя, что приводит к дополнительному возрастанию СД (рис. 4). При сверх- и гиперзвуковых скоростях полёта волновое сопротивление также обусловлено образованием ударных волн, в которых происходит диссипация механической энергии. Тела, движущиеся со сверх- и гиперзвуковыми скоростями, часто имеют затупленную кормовую часть, которая обтекается со срывом потока, что обусловливает дополнительное увеличение СД; эту часть СД обычно рассматривают отдельно и называют донным сопротивлением.

При движении реальных летательных аппаратов потоки воздуха, обтекающие его отдельные элементы, взаимодействуют между собой, то есть имеет место интерференция аэродинамическая, которая также приводит к изменению СД; эта часть СД называется сопротивлением интерференции. Кроме того, летательные аппараты на своей поверхности имеют различного рода надстройки, выступы, неровности и щели, которые связаны с конструкцией и технологией изготовления и неизбежно обусловливают появление вредного сопротивления. На режиме движения с нулевой подъёмной силой оно может достигать 15% С. а.

При равномерном прямолинейном движении летательного аппарата С. а. определяет потребную тягу двигателей, поэтому для увеличения скорости и дальности полёта стремятся его уменьшить. Наибольший эффект достигается при снижении того вида сопротивления, которое является наибольшим для рассматриваемого режима полёта. Например, для летающего с малыми дозвуковыми скоростями самолёта с крылом обычного удлинения, в первую очередь необходимо уменьшить ПС и ИС: ПС можно снизить либо путем уменьшения толщины крыла и фюзеляжа (снижение СД), либо путём улучшения отделки поверхности летательного аппарата (снижение СТ), а ИС — путём увеличения удлинения крыла. При транс- и сверхзвуковых скоростях С. а. снижается путём использования стреловидных крыльев и оперения, уменьшения относительных толщин крыльев, оперения и фюзеляжа, а также рациональной компоновкой летательного аппарата в целом с применением площадей правила.

В некоторых случаях для уменьшения скорости полёта, например при входе гиперзвукового летательного аппарата в плотные слои атмосферы, прибегают к увеличению С. а., что достигается либо увеличением площади лобовой поверхности, либо выходом на большие углы атаки.

Лит.: Бэтчелор Дж., Введение в динамику жидкости, пер. с англ., М., 1973; Петров К. П., Аэродинамика ракет, М., 1977; Микеладзе В. Г., Титов В. М., Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет. М., 1982; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

В. А. Башкин, В. В. Сычёв.

Рис. 1. Зависимость коэффициента сx аэродинамического сопротивления и вкладов в него сопротивлений трения 1 и давления (формы) 2 для симметричного профиля Жуковского от его относительной толщины — {{c}} (в процентах САХ) при нулевом угле атаки.

Рис. 2. Сравнительные размеры профиля 1 и цилиндра 2 при одинаковом значении профильного сопротивления (Re = 4× 105).

Рис. 3. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления cx поперечно обтекаемого цилиндра от числа Рейнольдса: 1 — точка отрыва ламинарного пограничного слоя; 2 — точка отрыва турбулентного пограничного слоя; V{{¥ }} — скорость набегающего потока.

Рис. 4. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления cx от числа M{{¥ }} для профиля с относительной толщиной 9% при нулевом угле атаки и вкладов в него волнового сопротивления 1, сопротивления формы 2 и сопротивления трения 3. Жирная линия над профилем — замыкающий скачок уплотнения; на штриховой линии М = 1.

сопротивление трения — проекция касательных напряжений, приложенных к обтекаемой поверхности тела, на направление его движения. С. т. есть составная часть сопротивления аэродинамического (СА) и обусловлено проявлением действия сил внутреннего трения (вязкости); при движении тела в идеальной среде (см. Идеальная жидкость) оно отсутствует. С. т. и его доля в СА зависят от параметров движения, формы тела, характера обтекания, режима течения среды (ламинарное, переходное или турбулентное) и т. п. Так, например, при безотрывном обтекании потоком несжимаемой жидкости тонкого профиля крыла с затупленной передней и острой задней кромками под малым углом атаки С. т. вносит основной вклад в СА, поскольку в потоке идеальной жидкости его сопротивление равно нулю (Д'Аламбера — Эйлера парадокс). В вязкой среде наряду с С. т. из-за вытесняющего действия вязкости появляется также сопротивление давления (СД), которое при больших Рейнольдса числах пропорционально толщине вытеснения пограничного слоя. Аналогичная картина имеет место в дозвуковом потоке сжимаемой среды. Для крыла конечного размаха доля С. т. несколько уменьшается из-за наличия индуктивного сопротивления. При транс- и сверхзвуковых скоростях движения при обтекании такого профиля образуются ударные волны, которых происходит диссипация энергии, обусловливающая значительное волновое сопротивление (ВС), являющееся частью СД; вследствие этого с увеличением Маха числа набегающего потока вклад С. т. в СА профиля быстро уменьшается, при сверхзвуковых скоростях им можно пренебречь по сравнению с СД. Но если при сверхзвуковых скоростях у профиля сделать переднюю кромку острой, то его ВС резко уменьшится и С. т. будет сравнимо с СД. Для плохо обтекаемых тел, например, для сферы, при всех скоростях движения СД намного превышает С. т., при этом характер течения среды в пристеночном слое оказывает заметное влияние на СД из за разного положения точки отрыва потока (см. Кризис сопротивления). В силу сказанного для дозвуковых самолётов С. т. играет существенную роль. Поскольку движение самолётов происходит при больших числах Рейнольдса, и на большей части обтекаемой поверхности в пограничном слое реализуется турбулентный режим течения, то для уменьшения С. т. применяют различные методы направленные на увеличение области течения с ламинарным режимом (см. Ламинарный профиль, Ламинаризация пограничного слоя).

Для сверхзвуковых самолётов, и в особенности для летательных аппаратов, спускаемых с орбиты, С. т. относительно мало по сравнению с СД, поэтому здесь основное внимание уделяется снижению ВС. Хотя С. т. и мало, но с ним связано проявление вязкости среды и, следовательно, аэродинамическое нагревание летательного аппарата (подводимая к обтекаемой поверхности летательного аппарата тепловая энергия пропорциональна С. т.).

При больших числах Рейнольдса С. т. обычно рассчитывается в рамках теории пограничного слоя. При очень больших сверхзвуковых скоростях движения становится существенным учёт взаимодействия пограничного слоя с внешним невязким потоком; иногда расчёт С. т., а также и аэродинамического нагревания проводится на основе полных Навье — Стокса уравнений или уравнений Навье—Стокса, в которых отброшены некоторые члены для облегчения численного анализа задачи. Для определения С. т. применяются также экспериментальные методы исследования.

В аэродинамических расчётах широко используется безразмерный суммарный коэффициент С. т. cf, равный отношению суммарной силы С. т. X{{w }}, к характерному скоростному напору q и характерной площади S: cf = X{{w }}/qS.

В. А. Башкин.

сопротивление усталости авиационных конструкций — способность конструкции летательного аппарата сопротивляться повреждающему действию переменных повторяющихся нагрузок (напряжений). С. у. характеризуется циклической долговечностью (числами циклов нагружения, полётов, часов налёта и т. п.), соответствующей определенной комбинации переменных нагрузок, или уровнем нагруженности, соответствующем определенной цикличной долговечности. См. Усталость авиационных конструкций.

сотовая конструкция — многослойная конструкция, состоящая из двух обшивок — несущих слоев, соединённых сотовым заполнителем и окантованных по периметру элементами каркаса (рис. 1). Название “сотовый” заполнитель получил за наиболее распространённую шестигранную структуру, сходную с пчелиными сотами. С. к. применяются, в основном в авиа- и ракетостроении и предназначены для восприятия и передачи распределенных нагрузок, действующих на элементы конструкции летательного аппарата. С. к. выполняют также и специальные функции: звукоизоляционные, демпфирующие, теплозащитные, радиопрозрачные, аэродинамические (гладкость обшивки), декоративные и др. С. к. используются для изготовления следующих элементов летательного аппарата: фюзеляжа, оперения, крыла (в том числе носовые и хвостовые части крыла, закрылки, тормозные щитки, рули, лонжероны, нервюры), обтекателей антенн, воздухозаборников, перегородок, панелей пола, стеллажей, багажных полок, кресел, декоративных панелей, дверей, лопастей несущего винта вертолётов и др.

Принципы работы С. к.: при нагруженин жёсткий на сдвиг и лёгкий сотовый заполнитель воспринимает поперечный сдвиг и предохраняет тонкие несущие слои от потери устойчивости при продольном сжатии, обеспечивая в то же время их совместную работу. Несущие слои воспринимают растяжение-сжатие, сдвиг в плоскости слоев и поперечный изгиб и предохраняют от внешнего воздействия сотовый заполнитель. Такое взаимодействие элементов С. к. обеспечивает большую жёсткость и высокую несущую способность С. к. при малой массе. С. к. по принципу работы относятся к слоистым (трёхслойным) конструкциям, а по конструктивному исполнению заполнителя (в виде сотовых ячеек) являются ячеистыми конструкциями. С. к. различают: по форме в плане — прямоугольные, параллелограммные, трапециевидные, круглые; по толщине — постоянной толщины и переменной; по структуре поперечного сечения — симметричного строения и несимметричного; по кривизне поверхности — плоские, пологие криволинейные панели, оболочки; по материалам несущих слоев — металлические, неметаллические, композиционные, комбинированные, по форме ячеек сотового заполнителя — четырёхгранные, шестигранные, шахматные, специальные гибкие формы (рис. 2); по типу соединения обшивок с сотовым заполнителем — клеёные, паяные, сварные. На рис. 3 показана схема изготовления сотового заполнителя.

В 1940-е гг. тонкие фанерные обшивки крыла и фюзеляжа со сплошным и сотовым заполнением были использованы в конструкции английского самолёта Де Хэвилленд “Москито” (рис. 4). В 1944 после появления фенольного клея “ридакс” были изготовлены первые цельнометаллические клеёные слоистые панели с сотовым (ячеистым) заполнителем.

В начале 50-х гг. С. к. из лёгких сплавов начинают использоваться в самолётах американских фирм. Фирма “Авро” (Великобритания) построила экспериментальный самолёт “Авро-720”, в котором масса С. к. составляла около 85% массы всей конструкции. С конца 50-х гг. С. к. начали применяться в конструкциях лопастей несущих винтов вертолётов, в дальнейшем — в других элементах летательных аппаратов.

Ю. А. Гладков.

Рис. 1. Сотовая конструкция: 1 — несущие слои; 2 — сотовый заполнитель; 3 — элементы каркаса.

Рис. 2. Формы ячеек заполнителя: 1 — четырёхгранные соты; 2 — шестигранные соты; 3 — шахматные соты; 4 — гибкие соты.

Рис. 3. Схема изготовления сотового заполнителя: а — профилирование; б — растяжка.

Рис. 4. Трёхслойные панели крыла самолёта “Москито”.

сохранения законы в аэро- и гидродинамике — фундаментальные законы механики, сформулированные для движущейся сплошной среды и выражающие собой законы сохранения массы, импульса и энергии. Для произвольного объёма {{t }} жидкости (газа), ограниченного замкнутой поверхностью S, С. з. в интегральной форме записываются следующим образом:

{{формула}}

(закон сохранения массы),

{{формула}}

(закон сохранения импульса),

{{формула}}

(закон сохранения энергии).

Здесь {{r }} — плотность, Т — температура, {{e }} — интенсивность внутренних источников энергии, k — теплопроводность, t — время, D/Dt — так называемая полная, или субстанциональная, производная, е — внутренняя энергия, V, pn, F — скорость, поверхностная сила и массовая сила соответственно, n — внешняя нормаль к поверхности S. Если поверхностные интегралы с помощью формулы Грина выразить через объёмные и воспользоваться связью вектора поверхностной силы с давлением гидродинамическим и тензором скоростей деформаций, то из интегральных С. з. выводятся дифференциальные формы их записи: неразрывности уравнение, Навье — Стокса уравнения и энергии уравнение. С. з., записанные как в интегральной, так и дифференциальной форме, служат основой для теоретического исследования аэрогидродинамических задач.

Лит.: Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

В. А. Башкин.

“Спад” (SPAD, Soci{{é}}t{{é}} pour L'Aviation et Ses Deriv{{é}}es) — самолётостроительная фирма Франции. Основана в 1910 под названием “Депердюссен” (Soci{{é}}t{{é}} pour les Appareils Deperdussin). В 1914 слилась с фирмой Л. Блерио, которая до середины 30-х гг. употребляла аббревиатуру СПАД в обозначении многих своих самолётов. См. рис. в таблице VIII.

“спейс шаттл” (английское Space Shuttle — космический челнок) — пилотируемый транспортный космический корабль многоразового использования, созданный в США (рис. в таблице XXXVIII). Обеспечивает вывод космических объектов на низкие геоцентрические орбиты (высота 200—500 км), возвращение объектов на Землю, ремонт и обслуживание спутников, проведение экспериментов и других операций на орбите. Является основным компонентом “космической транспортной системы”, включающей так называемые межорбитальные буксиры для перевода объектов с низкой на более высокую геоцентрическую орбиту. Старт “С. ш.” вертикальный, схема двухступенчатая, при старте включаются двигатели обеих ступеней. Первая ступень — два ракетных двигателя твердого топлива (ускорители), которые после отделения спускаются в океан на парашютах и затем после восстановления используются повторно (до 20 раз). Вторая (орбитальная) ступень — пилотируемая крылатая (длина 37,3 м, высота по килю 17,3 м, размах крыла 23,8 м, крыло с двойной стреловидностью) — разработана фирмой “Рокуэлл, после схода с орбиты совершает планирующий полёт и “самолётную” посадку на специальную полосу большой длины. Управление при спуске газодинамическое (в верхних слоях атмосферы) и обычное аэродинамическое (в плотных слоях). Ресурс — 100 полётов. При старте первая и вторая ступени состыкованы с несохраняемым топливным баком, содержащим жидкое топливо для основной двигательной установки (три кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателя) второй ступени. Официальное начало разработки 1972, первый космический полёт в 1981. К 1992 построено 5 орбитальных ступеней: “Колумбия”, “Челленджер”, “Дискавери”, “Атлантис” и “Индевор”. Часть запланированных полётов военного назначения. 28 января 1986 “Челленджер” потерпел катастрофу при старте. Экипаж, состоящий из 7 человек, погиб. В том же году принято решение о постройке ещё одной орбитальной ступени. Полёты возобновились в сентябре 1988. Основные данные корабля: высота в стартовом положении 56 м, стартовая масса около 2000 т, общая стартовая тяга 34,4 МН, максимальный полезный груз 29,5 т (при выводе на орбиту) и 14,5 т (при возвращении на Землю), габариты грузового отсека 18,3x4,6 м, максимальная продолжительность полёта 30 суток, экипаж до 7 человек.

Ю. Я. Шилов.

Старт “Спейс шаттла”.

спектр потока — картина обтекания тела жидкостью или газом, получаемая методами визуализации течений. С помощью С. п. обнаруживаются особенности обтекания тела (срывы потока, вихри, скачки уплотнения и волны разрежения), выясняются дефекты формы летательного аппарата, нарушающие плавное обтекание, и находятся его рациональные формы, определяются углы атаки летательного аппарата и углы отклонения органов управления, при которых наступает отрыв потока; на основе С. п. создают расчётные схемы течения.

спектральные методы исследования — методы, использующие спектральные приборы и установки, обеспечивающие в аэродинамическом эксперименте качественный и количественный анализ состава и состояния газового потока, бесконтактное и безынерционное измерение в заданных точках поля течения локальных значений основных газодинамических переменных: температуры, плотности (концентрации частиц), давления, скорости, а также поля температуры поверхности нагретых тел и их оптических характеристик (излучательная способность и др.). С. м. и. базируются на использовании собственного излучения атомов и молекул исследуемого вещества — спонтанного (самопроизвольного) или вынужденного воздействием внешних источников — либо поглощения внешнего излучения атомами или молекулами. В основе С. м. и. лежат известные физические законы, выражающие зависимость интенсивности и спектрального распределения излучения объектов (газа, модели) от его состава и состояния, например, закон теплового излучения Кирхгофа, закон излучения абсолютно чёрного тела Стефана — Больцмана, закон смещения Вина и др. Процесс практической реализации С. м. и. заключается в следующем: излучение исследуемого объекта, воспринимаемое оптическим (спектральным) прибором, развёртывается в спектр; состав изучаемой газовой среды или модели определяется по присутствующим в спектре атомным линиям и молекулярным полосам, соответствующим различным химическим элементам и соединениям; параметры среды или объекта определяются по абсолютной или относительной интенсивности спектральных линий, по их уширению и смещению. При реализации С. м. и. используются спектральные приборы, работающие в различных областях спектра (от УФ до ИК), самого разного назначения (спектрографы, спектрометры, интерферометры Фабри — Перо и другие). Погрешность определения исследуемых параметров в зависимости от условий эксперимента изменяется от 2—3% до 10—15%.

С. м. и. в классическом исполнении применяются в аэродинамических трубах с гиперзвуковым течением и в установках с плазменными струями, где наблюдается свечение газа и нагретой модели. Методы так называемой лазерной спектроскопии могут применяться также в аэродинамических трубах со сверх-, транс- и дозвуковыми течениями. С. м. и. часто сочетаются с другими оптическими методами исследования течений.

В. А. Яковлев.

спеченные материалы — см. в статье Порошковые материалы.

спираль (первоисточник: греческое sp{{é}}ira — виток) — фигура пилотажа: движение летательного аппарата по отвесной винтовой линии (см. рис.). Может быть восходящей и нисходящей. С., при выполнении которой скорость, крен, угол наклона траектории постоянны и нет скольжения, называют правильной; по крену различают пологую (мелкую) и крутую (глубокую) С. Правильная С. без тяги двигателя, при которой за один виток теряется наименьшая высота, называют наивыгоднейшей.

Спираль.

спиральная устойчивость — стремление летательного аппарата уменьшить угол крена до нуля без вмешательства лётчика. С. у. — составная часть боковой устойчивости — определяется малым действительным корнем (так называемым спиральным корнем) характеристического уравнения линеаризованных уравнений четвёртого порядка бокового возмущённого движения. В зависимости от знака спирального корня спиральное движение может быть устойчивым либо неустойчивым. В случае устойчивого спирального движения угол крена без вмешательства лётчика медленно уменьшается, в случае неустойчивого — медленно увеличивается.

В условиях нормального пилотирования при хорошем визуальном контроле линии горизонта и исправных пилотажно-навигационных приборах медленно развивающееся спиральное движение (как устойчивое, так и неустойчивое) легко контролируется и корректируется лётчиком. На практике допускается спиральная неустойчивость самолёта, если время удвоения начального угла крена не менее определенного значения (20—40 с). При отказах пилотажно-навигационых приборов в условиях плохой видимости спиральная неустойчивость приводит к незаметному для летчика снижению самолёта по спиральной траектории и возникновению опасной ситуации, связанной как с потерей высоты, так и с появлением предпосылок к сваливанию и попаданию в штопор. Автоматизация ручного управления с использованием системы улучшения устойчивости и управляемости позволяет целенаправленно влиять на С. у. самолёта.

Лит.: Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. М., 1979.

В. И. Кобзев.

Спирин Иван Тимофеевич (1898—1960) — советский военный и полярный навигатор, генерал-лейтенант авиации (1943), проф., доктор географических наук (1938), Герой Советского Союза (1937). Участник Гражданской и Великой Отечественной войн. Окончил Качинскую военную авиационную школу (1922), Высшую Военную академию (1950; позже Военная академия Генштаба Вооружённых Сил СССР). В 1934 в составе экипажа М. М. Громова установил мировой рекорд дальности полёта (12411 км). Участвовал в высадке И. Д. Папанина и его группы на Северный полюс в качестве флаг-штурмана экспедиции (1937), поисках пропавшего самолёта С. А. Леваневского (1937—1938). Занимался теоретическим обоснованием методов самолётовождения в Антарктике, разрабатывал навигационные приборы. Награждён 3 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 1-й степени, Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Портрет см. на стр. 526.

Соч.: Записки военного летчика, М.. 1939; На Северный полюс, М., 1952.

И. Т. Спирин.

сплошная среда — непрерывная субстанция, сколь угодно малая часть которой обладает свойствами целого. В С. с. все характеристики вещества (плотность, скорость и др.) являются непрерывными функциями пространственной координат и времени всюду, кроме особых линий и поверхностей, то есть пренебрегается атомным (молекулярным) строением вещества. Модель С. с. используется, например, при изучении явлений в газах, когда характерные линейные масштабы значительно больше среднего свободного пробега молекул в газе. Это условие выполняется в большинстве случаев движения летательного аппарата в атмосфере. Модель С. с. широко используется при изучении процессов и явлений в жидкостях, газах и твёрдых телах (см. Механика сплошных сред).

спойлер — употребляемое в иностранной литре название гасителя подъёмной силы (см. в статье Интерцептор).

спортивный вертолет — предназначается для обучения, тренировки и соревнований спортсменов (экипажей) в выполнении специальных упражнений (см. Вертолётный спорт). С. в. способен совершать полёт на малой высоте с выполнением заданных эволюции и осуществлять свободный пилотаж в крайне ограниченном пространстве. Важнейшие требования к С. в. — небольшой вес, высокие лётно-технические характеристики и энерговооружённость, хороший обзор и простота управления.

До 1987 специальные С. в. в СССР серийно не строились. Спортсмены соревновались на лёгких вертолётах, предназначенных для решения различных народно-хозяйственных задач. В 1948 в ОКБ, руководимом М. Л. Милем, был разработан лёгкий трёхместный вертолёт Ми-1. Советские лётчики многократно устанавливали на нём рекорды, утверждавшиеся в качестве мировых для вертолётов этого класса. В 1961 на базе Ми-1 создан лёгкий вертолёт Ми-2. На вертолётах Ми-1 и Ми-2 советские спортсмены участвовали в чемпионате мира 1978 и завоевали 38 медалей из 42. В 1987 создан С. в. Ми-34, который призван стать массовым для подготовки спортсменов в аэроклубах.

За рубежом специально С. в. также не создавались. На международных состязаниях использовались лёгкие военные вертолёты или вертолёты, изготовленные по частному заказу. Из современных зарубежных С. в. наиболее распространены “Линкс” (Великобритания), BK-117 (ФРГ), R-22 и OH-6A (США), SA315, SA317, AS355 (Франция).

Г. П. Поляков.

спортивный самолет — предназначается для обучения, тренировки и соревнований лётчиков-спортсменов (см. Самолётный спорт). Важнейшие особенности С. с. — небольшой вес, высокие аэродинамические и пилотажные качества, простота управления, возможность длительного полёта с большими положительными и отрицательными перегрузками.

Первыми С. с. в СССР были одноместный моноплан АНТ-1 (см. Ту) А. Н. Туполева (1923) и двухместный биплан АИР-1 А. С. Яковлева (1927). В довоенный период для подготовки спортсменов в организациях Осоавиахима использовались АИР-4, АИР-6, АИР-14, УТ-1 Яковлева, Г-22, Г-23 В. К. Грибовского, У-2 Н. Н. Поликарпова и другие легкомоторные самолёты. В послевоенные, особенно в 60-е, годы в связи с решениями ФАИ (1960) о проведении чемпионатов мира по высшему пилотажу стали создаваться более скоростные машины, обладающие хорошими лётными качествами. На втором (1962) и третьем (1964) чемпионатах мира репутацию отличного пилотажного самолёта завоевал ЯК-18П. Его дальнейшим развитием стал Як-18ПМ, на котором на четвыртом чемпионате мира (1966) советские лётчики-спортсмены завоевали все золотые, серебряные н бронзовые медали как в мужском, так и в женском зачётах, а Як-18ПМ был признан лучшим С. с.

В связи с бурным развитием реактивной авиации были созданы С. с. с реактивными двигателями: двухместный учебный Як-30 и одноместный Як-32 — цельнометаллический моноплан с низким расположением крыла, оснащённый лёгким катапультным креслом. Эксплуатационные перегрузки от + 8 до -4. На Як-32 лётчицы Р. Шихина и Г. Корчуганова в 1965 установили два мировых рекорда скорости. С 1973 в аэроклубы страны стали поступать одноместные пилотажные машины Як-50 (с поршневым двигателем). На них на восьмом чемпионате мира (1974) советская команда завоевала 23 медали из 30. На базе Як-50 был разработан двухместный Як-52 для обучения спортсменов, но эти С. с. имели недостаточный ресурс и ограниченную прочность конструкции. В 1981 был создан более совершенный Як-55 (рис. 1). Для получения лучших данных при выполнении фигур обратного пилотажа профиль его крыла сделан симметричным. Близка к полной симметрии и вся аэродинамическая схема Як-55: среднепланное крыло расположено по оси вектора тяги двигателя, а горизонтальное оперение — практически в следе крыла. Компоновка машины позволила улучшить его штопорные характеристики. Перегрузки ±9. В 1984 на двенадцатом чемпионате мира X. X. Макагонова на Як-55 завоевала звание абсолютной чемпионки мира по высшему пилотажу.

В 1985 в ОКБ имени П. О. Сухого создан новый спортивный пилотажный самолёт Су-26М. (конструктор М. П. Симонов) — рис. 2. Главная отличительная особенность машины — существенно меньшие по сравнению с самолетами Як размеры, что значительно улучшило манёвренность и управляемость, повысило скорость и позволило выполнять комплексы фигур высшего пилотажа более динамично и чётко. Конструкция Су-26М выполнена в основном из угле- и стеклопластиков (первый опыт в мировом строительстве С. с.), что увеличивает ресурс и прочность самолёта. Для Су-26М разрешены перегрузки от + 11 до -9.

Из современных зарубежных С. с. наиболее распространены бипланы семейства “Питтс”, США (рис. 3), монопланы семейства КАП, Франция (рис. 4), Экстра-230, ФРГ (рис. 5), Злин-50, Чехословакия (рис. 6).

Лит.: Яковлев С. А., Спортивные самолеты, М., 1981.

Р. П. Поляков.

Рис. 1. Як-55.

Рис. 2. Су-26М.

Рис. 3. Питтс S1T.

Рис. 4. КАП-20LS.

Рис. 5. Экстра-230.

Рис. 6. Злин-50.

среднеплан — см. в статье Моноплан.

средняя аэродинамическая хорда (САХ) — см. в статье Хорда.

Сретенский Леонид Николаевич (1902—1973) — советский учёный в области гидро- и аэромеханики и математики, член-корреспондент АН СССР (1939). Окончил МГУ (1923), работал в Институте математики и механики МГУ (1923—1929), Гидрометеорологическом институте (1930—1934), Центральном аэрогидродинамическом институте (1931—1941), Институте теоретической геофизики АН СССР (1941—1945), Морском гидрофизическом институте АН СССР (1951—1962). В 1949—1953 вице-президент Московского математического общества. Основные труды по гидро- и аэромеханике, газовой динамике, геофизике, теоретической механике. Награждён 2 орденами Ленина, орденом Трудового Красного Знамени. Портрет см. на стр. 539.

Соч.: Теория волновых движений жидкости, 2 изд., М., 1977.

Л. Н. Сретерский.

срыв потока, отрыв потока, — одно из наиболее распространённых явлений в механике жидкости и газа. Оно может наблюдаться при обтекании крыла самолёта и его хвостового оперения, около кормовой части фюзеляжа, в диффузорах и т. д. С. п. состоит в том, что взамен гладкого обтекания тела (рис., а) реализуется поток, содержащий область возвратно-вихревого течения (рис., б), которая может быть замкнутой или открытой. Обычно передняя часть тела обтекается гладко, а вихревая область расположена около его задней части. Характерным для этой области является такое течение жидкости (газа), в котором частицы движутся не только в направлении основного потока (потока вне области возвратно-вихревого течения), но и в противоположном направлении. С. п. при обтекании элементов летательного аппарата (таких, например, как крыло самолёта) крайне нежелателен, поскольку его появление приводит к значительному росту сопротивления аэродинамического и, как правило, к снижению подъёмной силы.

Используются различные методы улучшения формы крыльев с целью затягивания отрыва потока — приближения точки отрыва к задней кромке крыла. Тем самым достигается уменьшение влияния С. п. на аэродинамические характеристики крыла. Исключением является, например, треугольное крыло малого удлинения, при обтекании которого С. п. с передних кромок сопровождается образованием над его верх, поверхностью двух вихревых жгутов (см. рис. к статьям Вихря разрушение, Крыла теория), что приводит к снижению давления над ней и, следовательно, к увеличению подъёмной силы. См. также Вихревое течение, Отрывное течение, Отрыв пограничного слоя.

Обтекание крыла: а — безотрывное; б — с отрывом потока.

срывное течение — то же, что отрывное течение.

срывной флаттер — флаттер упругой несущей поверхности со значительным преобладанием крутильных форм колебаний над изгибными, возбуждающийся вследствие гистерезиса аэродинамических сил и моментов при динамическом срыве потока. Гистерезис возникает при динамическом изменении угла атаки {{a }}, лишь в области, прилегающей к критическому углу атаки {{a }}кр, в которой происходит запаздывание срыва и присоединения потока по сравнению со стационарным (статическим) случаем (см. рис.). Особенно серьёзную проблему С. ф. представляет для несущих поверхностей со сравнительно небольшими хордами: для лопастей воздушных, несущих и рулевых винтов, лопаток турбин, компрессоров, вентиляторов.

Зависимости коэффициента подъёмной силы cy от угла атаки при его динамическом (1) и статическом (2) изменениях.

стабилизатор (заднее горизонтальное оперение) — аэродинамическая поверхность, предназначенная для обеспечения продольной устойчивости, продольной управляемости летательного аппарата. Иногда С. называется часть горизонтального оперения без руля высоты. С. самолёта располагается на хвостовой части фюзеляжа или на киле (см. рис.) и обычно выполняется неподвижным. При этом продольная управляемость (балансировка и осуществление манёвра) обеспечивается рулём высоты. При переходе от до- к сверхзвуковым скоростям полета эффективность руля высоты (см. Эффективность органов управления) существенно уменьшается, поэтому на манёвренных сверхзвуковых самолётах применяют целиком управляемый С. В этом случае С. используется для обеспечения как манёвра, так и балансировки летательного аппарата. Перекладка С. осуществляется электрическими или гидромеханическими системами, связывающими С. с рычагом управления продольным движением (штурвалом или ручкой управления). Скорость перекладки С. достигает 20—40{{°}}/с.

На тяжёлых неманёвренных самолётах, имеющих большой диапазон эксплуатационных центровок и высокую эффективность механизации крыла, для обеспечения балансировки на взлётно-посадочных режимах возникает необходимость использования дискретно-переставляемого или триммируемого С. Дискретно-переставляемый С. — подвижный С., отклоняемый лётчиком или автоматически на фиксированные углы. Триммируемый С. используется для продольной балансировки самолёта и снятия усилий с рычага управления. Такой С. отклоняется лётчиком на любой угол в пределах рабочего диапазона через специальную кнопку управления. Скорость отклонения триммируемого С. небольшая: 0,3—0,5{{°}}/с. Применение триммируемого С. для балансировки летательного аппарата позволяет на всех режимах полёта использовать весь диапазон возможных углов отклонения руля высоты Для манёвра и парирования возмущений, что повышает безопасность полёта и расширяет эксплуатационные возможности самолёта. Вследствие этого такая схема управления продольным движением получила наибольшее распространение на пассажирских самолётах.

На сверхзвуковых манёвренных самолётах цельноповоротный С. может использоваться и для управления по крену, для чего его консоли отклоняются от балансировочного положения в противоположные стороны (дифференциальный стабилизатор).

А. Г. Обрубов.

стабилизация летательного аппарата — выдерживание постоянного во времени значения какой-либо параметра (скорость, высота и т. п.), характеризующего режим полета, при действии возмущений. С. л. а. может осуществляться вручную (лётчиком), системой автоматического управления (САУ) или автопилотом. В современных САУ пилотируемых летательных аппаратов используются следующие основные режимы С. л. а.: стабилизация курса, углов крена и тангажа; стабилизация воздушной скорости (Маха числа полета); стабилизация высоты (вертикальной скорости) полёта. Возможна также стабилизация других параметров и их комбинаций. В зависимости от класса и назначения пилотируемого летательного аппарата в САУ могут быть реализованы те или иные режимы стабилизации, включаемые по желанию лётчика либо автоматически (см. Совмещённое управление). Беспилотные летательные аппараты, как правило, автоматически стабилизируются по курсу, углам тангажа и крена. Иногда заданной является программная зависимость параметра полёта от времени или от другого параметра. В этом случае Режим С. л. а. по смыслу приближается к режиму автоматического управления.

Лит.: Кузовков Н. Т., Система стабилизации летательных аппаратов, М., 1976.

Стабилизаторы на фюзеляже (а) и киле (б) самолёта: 1 — стабилизатор; 2 — руль высоты.

стабилизация пламени — фиксация зоны горения топлива в камере сгорания воздушно-реактивного двигателя. Так как средняя скорость потока топливовоздушной смеси в основной и форсажных камерах сгорания намного превышает скорость распространения пламени по этой смеси, то С. п. требует формирования в камере локальных зон с пониженной скоростью. Как правило, это зоны с циркуляционным течением. Они создаются в потоке плохо обтекаемыми телами — стабилизаторами, а также вдувом закрученных или втекающих под углом струй воздуха или топливовоздушной смеси. Инициированное электрической искрой (или другим источником) пламя при определенных условиях держится в таких зонах благодаря пониженной скорости течения и циркуляции горячих продуктов горения от ниже расположенной части пламени к месту его стабилизации. С. п. возможна в некотором диапазоне изменения концентрации топлива в смеси (коэффициента избытка воздуха {{a }}). При увеличении или уменьшении расхода топлива в камере, выводящем значение {{a }} за пределы диапазона устойчивого горения, происходит срыв пламени. Этот диапазон сужается по мере увеличения скорости u и степени турбулентности {{e }} потока смеси в камере (см. рис.), а также при понижении давления p и температуры T смеси и уменьшении размера циркуляционной зоны (или стабилизатора) d. При достижении некоторых критических значений этих параметров С. п. становится невозможной при любых значениях {{a }}.

Пределы стабилизации пламени в потоке углеводородно-воздушной смеси стабилизатором в форме диска:

1. d = 20 мм, р » 100 кПа, T = 473 К, e = 12%;

2. d = 25,4 мм, р » 100 кПа, T = 305 К, {{e }} = 4%;

3. d = 20 мм, р » 100 кПа, T = 473 К, {{e }} = 45%;

4. d = 25,4 мм, р = 33,7 кПа, T = 305 К, {{e }} = 4%;

5. d = 6,35 мм, р = 100 кПа, T = 305 К, {{e }} = 4%;

сталь в авиастроении. С. присущ комплекс ценных свойств, обусловивших применение её в качестве конструкционного материала в авиастроении: высокая удельная прочность, работоспособность при высоких и низких температурах, а также при действии агрессивных сред, хорошая технологичность.

Идею использования С. для создания летательных аппаратов впервые высказал ещё К. Э. Циолковский, который в течение многих лет разрабатывал конструкцию цельнометаллического дирижабля из гофрированных стальных листов. В 1928 в Военно-воздушной академии РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского) по инициативе начальника лаборатории сварки П. Н. Львова и начальника кафедры самолётостроения С. Г. Козлова была сформирована группа по освоению производства качественной С. и применению их в конструкциях самолётов. Было налажено производство горячего (листы) и холодного (фольга) проката из нержавеющих С. Энерж-6, а в дальнейшем — С. марок Я-1, Я-2 и ЭП-100, получивших широкое распространение в авиастроении. В 30-х гг. под названием “Сталь” было выпущено несколько опытных и серийных самолётов, в которых основным конструкционным материалом в силовых элементах служили нержавеющая С. или трубы из хромомолибденовой С.

В 1939—1940 в ОКБ А. С. Яковлева и А. И. Микояна были созданы самолёты со сварным каркасом из стальных труб. Для изготовления труб была применена разработанная И. И. Сидориным, Г. В. Акимовым н П. П. Шишковым С. марки 30ХГСА (хромансиль), легированная кремнием и не содержащая, в отличие от зарубежных аналогичных С., молибдена. В годы Великой Отечественной войны на самолётах штурмовой авиации широко использовалась разработанная под руководством С. Т. Кишкина и Н. М. Склярова броневая С. (см. Броня авиационная). Высокопрочные С. с пределом прочности 1600 МПа впервые применены в авиастроении в СССР в начале 50-х гг., когда Кишкнным и И. И. Гузманом была разработана С. марки 30ХГСН2А.

В современном авиастроении С. используется для изготовления деталей планёра, двигателя, топливно-регулирующей аппаратуры, приборов и т. д. Для изготовления деталей планера в зависимости от условий работы и эксплуатации применяются С. различных классов: среднелегированные, высоколегированные мартенситно-стареющие, коррозионностойкие аустенитного, мартенситного и переходного аустенитно-мартенситного классов.

Среднелегированные конструкционные С. служат для изготовления деталей шасси, лонжеронов, крепежа, деталей центроплана и т. д. Прочность этих С. составляет 900—1900 МПа, обеспечивается содержанием углерода в пределах 0,2—0,4% и термической обработкой, состоящей в закалке и отпуске при температурах 200—300{{°}}С (на прочность более 1400 МПа) или 500—620{{°}}С (на прочность 900—1200 МПа). Помимо углерода такие С. содержат 4—6% (в сумме) таких элементов, как хром, никель, марганец, кремний, молибден, позволяющих получить при закалке однородную высокопрочную мартенситную структуру по всему сечению детали.

Из мартенситно-стареющих высокопрочных С. типа 03Н18К9М5Т изготовляют тяжелонагруженные детали шасси, болты и т. д. Эти С. легированы 18% никеля, 9% кобальта, 5% молибдена и 0,9% титана. Такое легирование при низком содержании углерода ( < 0,03%) позволяет получить после закалки мартенсит, отличающийся высокой пластичностью, но низкой прочностью. В закалённом состоянии С. хорошо обрабатываются резанием и легко подвергаются пластической деформации. С. упрочняются до 1700—2100 МПа путём старения при температурах 480—550{{°}}С.

Коррозионностойкие С. применяются для изготовления деталей, на которые по технологическим причинам невозможно нанесение лакокрасочных и гальванических покрытий или покрытия не обеспечивают на среднелегированной С. надёжной зашиты от коррозионного воздействия атмосферы. Высокое сопротивление коррозии определяется легированием этих С. хромом (10—20%), а также молибденом, ниобием, титаном. Для получения необходимой структуры и заданного уровня прочности С. дополнительно легируют никелем, марганцем, углеродом, азотом. Класс С. определяется структурой, получаемой после закалки, и зависит от соотношения легирующих элементов.

Высоколегированные С. аустенитного класса типа 12Х18Н10Т содержат значительное количество хрома (18%) и никеля (10%) и после закалки имеют аустенитную структуру. Из таких С. изготовляют детали, при производстве которых требуется высокая технологическая пластичность (стрингеры, патрубки и т. д.). Аустенитные С. характеризуются небольшой прочностью (500—800 МПа) и невысокой работоспособностью при жёстких условиях коррозионного воздействия атмосферы и морской среды.

С. переходного аустенитно-мартенситного класса (07Х16Н6, 13Х15Н4АМЗ и др.) легированы по сравнению с аустенитными С. меньшим количеством никеля (4—7%) и хрома (15—17%). После закалки эти С. имеют преимущественно аустенитную структуру и в таком состоянии характеризуются высокой технологической пластичностью. Упрочнение деталей (до 1200—1700 МПа) достигается после закалки обработкой холодом, при которой происходит переход аустенита низкой прочности в высокопрочный мартенсит. После обработки холодом сохраняется 15—30% остаточного аустенита, что обеспечивает высокую вязкость С. Окончательная термообработка С. этого класса — отпуск при температурах 200—450{{°}}С. Из С. переходного класса изготовляют ответственные силовые детали больших сечений, листовые детали сложной формы и т. д.

Слабостареющие С. мартенситного класса (08Х15Н5Д2Т, 06Х14Н6Д2МБТ) применяются для изготовления сложных сварных конструкций (лонжероны, рамы) и элементов обшивки, работающих во всех климатических условиях. Эти С. после закалки имеют мартенситную структуру с некоторым количеством остаточного аустенита. С. подвергаются старению при температурах 410—525{{°}}С и имеют прочность примерно 1300 МПа, обеспечиваемую легированием углеродом (0,07%) и медью (2%), которая вызывает дисперсионное упрочнение (см. Дисперсноупрочнённые материалы). Низкоуглеродистые С. хорошо свариваются и не требуют после сварки термической обработки.

С. для деталей двигателя работают при повышенных температурах, сохраняя в этих условиях высокую прочность и хорошее сопротивление окислению поверхности. Жаропрочные С. мартенситного класса (типа 1Х12Н2ВМФ) легированы такими элементами, как хром, никель, углерод, азот, вольфрам, молибден, ниобий, ванадий, обеспечивающими окалиностойкость, мартенситное состояние матрицы и её карбонитридное упрочнение. Эти С. после закалки подвергают отпуску при 350—720{{°}}С; работоспособны до температур 550—650{{°}}С. Для работы при 650—800{{°}}С применяют высоколегированные аустенитные С. типа Х12Н20Т3МР, упрочняющиеся при старении.

Все перечисленные С. используются в авиастроении в деформированном виде. Кроме того, для изготовления различных деталей планёра, двигателя и агрегатов разработаны специальные литейные С. — среднелегированные(типа 35ХГСЛ) и нержавеющие (типа 07Х14Н5Д2МБЛ); эти С. термообрабатываются на уровень прочности 1000—1200 МПа. Применение литейных С. в авиастроении позволяет снизить трудоёмкость механической обработки и сократить расход металла.

Лит.: Потак Я. М., Высокопрочные стали. М., 1972.

А. Ф. Петраков, Г. С. Кривоногов.

“Сталь” — название ряда самолётов 30-х гг., в силовой конструкции которых использовалась сталь. Самолёты этой марки создавались под руководством А. И. Путилова (“С.-2, -3, -11”) и Р. Л. Бартини (“С.-6, -7, -8 > ). Самолёты “С.-2” (рис. в табл. XII) с четырёхместной пассажирской кабиной и “С.-3” (на 6 пассажирских мест) были приняты в эксплуатацию. Оригинальный экспериментальный самолёт “С.-6” (рис. в табл. XII) с испарительным охлаждением двигателя (при использовании крыла с двойной обшивкой в качестве конденсатора пара) и одноколёсным убирающимся шасси по максимальной скорости (420 км/ч) значительно превосходил другие отечественные самолёты того периода (1933), а самолёт “С.-7” послужил прототипом дальнего бомбардировщика Ер-2.

стандартная атмосфера — см. в статье Международная стандартная атмосфера.

Стантона число, Стэнтона число [по имени английского учёного Т. Стантона (Th. Stanton)], — безразмерный параметр St, равный отношению местного теплового потока q{{w }} к произведению характерных плотности {{r }}*, скорости V* газа и разности характерных энтальпий ir — i{{w }} (ir — адиабатическая энтальпия газа, i{{w }} — энтальпия газа на обтекаемой поверхности):

{{формула}}

Характеризует интенсивность теплообмена газа с поверхностью обтекаемого тела. В рамках теории пограничного слоя в качестве характерных величин {{r }}*, V* обычно используются их значения {{r }}e, Ve на внешней границе слоя. С. ч. зависит от формы тела и других определяющих параметров задачи и находится либо в результате интегрирования уравнений пограничного слоя, либо экспериментально. В частности, для плоской пластины, обтекаемой под нулевым углом атаки потоком с дозвуковой скоростью при ламинарном течении в пограничном слое, С. ч. выражается формулой St = 0,332 × Re—1/2Pr—2/3, где Re — Рейнольдса число, Pr — Прандтля число. Вследствие аналогии между процессами переноса теплоты и количества движения существует простая связь между С. ч. и коэффициентом трения cj: St = 1/2cjPr—2/3. В аэродинамических расчётах используется также суммарное С. ч. St{{S }}, равное отношению суммарного теплового потока Q{{w }} к поверхности к произведению характерных значений плотности {{r ¥ }}, скорости V{{¥ }}, разности энтальпий {{D }}t и площади S (индекс {{¥ }} обозначает параметры набегающего потока):

{{формула}},

где в качестве {{D }}t может быть, например, взята разность между энтальпией торможения набегающего потока и средней энтальпией обтекаемой поверхности.

В. Я. Боровой.

стапель — см. в статье Сборочная оснастка.

статическая прочность авиационных конструкций — способность конструкции воспринимать однократно приложенные максимальные внешние силы, не разрушаясь и не получая недопустимых остаточных деформаций. Основные требования к С. п. сформулированы в Нормах прочности летательных аппаратов. Работы по обеспечению С. п. проводятся на всех стадиях создания летательного аппарата и включают проектирование и общий расчёт конструкции планёра; экспериментальную отработку новых конструктивных и технологических решений на моделях и образцах; выбор и обоснование критериев прочности; подетальные расчёты и оценку местной прочности элементов и соединений; анализ и подтверждение С. п. натурной конструкции статическими испытаниями.

С усложнением авиационных конструкций задачи исследований в области С. п. расширились. Появление тонкостенных элементов вызвало необходимость рассмотрения явления потери устойчивости конструкций; рост скоростей полёта выдвинул на передний план изучение вопросов жёсткости авиационных конструкций; полёты на сверхзвуковых скоростях потребовали рассмотрения воздействия высоких температур и влияния неравномерного нагревания на прочность, устойчивость и жёсткость конструкции. Возникла необходимость исследования температурных напряжений, коробления, так называемой длительной прочности и ползучести материала. При проектировании силовой конструкции летательного аппарата наряду со С. п. должны быть обеспечены требования безопасности по условиям аэроупругости, эксплуатационной живучести и сопротивления усталости.

Основное требование к авиационным конструкциям — высокая надёжность при минимальной массе — обусловливает специфику исследований по обеспечению С. п. летательных аппаратов. Для этого проводятся расчёт и экспериментальная проверка С. п. В расчётах используются методы, позволяющие учитывать большое число факторов, влияющих на напряжённо-деформированное состояние (НДС), что обеспечивает высокую точность получаемых результатов.

Расчёт С. п. включает следующие этапы: выбор расчётной модели; определение её геометрических и упругих характеристик; приведение действующих внешних нагрузок к расчётной модели; составление и решение уравнений, описывающих расчётную модель; сравнение полученных расчётных данных с результатами экспериментов; формирование рекомендаций на проектирование летательного аппарата. При расчётах С. п. используются основные положения теории упругости и пластичности, теории пластин и оболочек, строительной механики, механики разрушения.

Расчёты подразделяются на проектировочные и поверочные. На этапе проектирования, исходя из внешних нагрузок, определённых по Нормам прочности, обосновывается выбор рациональной конструктивно-силовой схемы, конструкционного материала, площадей и толщин основных силовых элементов, оценивается масса конструкции. Для проектировочных расчётов используют общие сведения о создаваемой конструкции и параметрические зависимости, полученные на основе статистических данных или из фундаментальных соотношений теории подобия. Проектирование силовой конструкции первоначально производится для ряда определяющих случаев нагружения и ограничений по критическим скоростям. Рационально спроектированная конструкция при минимальной массе удовлетворяет ограничениям по прочности и аэроупругости. Выбор рациональной конструктивно-силовой схемы и распределения силового материала производится на основе математических методов оптимизации.

В поверочном расчёте при известных конструктивно-силовой схеме, а также геометрических и жёсткостных характеристиках выявляется соответствие расчётных напряжений допускаемым. Наибольшие расчётные напряжения должны соответствовать разрушающим нагрузкам, действующим на различные агрегатные зоны конструкции, а также должны быть меньше или равны допускаемым напряжениям. Поверочные расчёты условно разделяются на две группы: определение напряженно-деформированного состояния и нахождение допускаемых напряжений по условиям прочности (с учётом влияния концентраторов напряжений, свойств материала и других факторов), устойчивости, живучести конструкции. Допускаемые напряжения для отдельных агрегатов и элементов могут учитывать требования усталостной прочности.

При определении НДС в качестве расчётных моделей используются тонкостенные стержни, ферменные системы, пластины, оболочки и конечные элементы. Теория тонкостенных стержней базируется на допущении о недеформируемости поперечного контура (гипотезе прямых нормалей). В соответствии с этим нагрузки на элементы летательного аппарата приводятся к оси жёсткости в виде изгибающих и крутящих моментов, а также перерезывающих сил. При этом уравнения относительно линейных и угловых перемещений решаются раздельно. При расчёте конструкции, моделируемой тонкостенным стержнем, рассматривается зона свободных деформаций. Рассмотрение стеснённых деформаций сводится к учёту самоуравновешенных напряжений.

Для определения НДС в скошенных системах (например, в стреловидных крыльях), а также в зонах вырезов и других нерегулярностей используются уравнения теории оболочек (дискретные, полубезмоментные и др.), на основе которых работа обшивки на сдвиг и работа продольных элементов разделяются или форма деформации элемента заранее предписывается. Этот подход используется для расчёта несущих поверхностей, фюзеляжей, корпусов и т. п. Результаты расчёта дают представление о распределении основных сил, однако переменность и деформируемость контура, местное НДС от резкого изменения площадей силовых элементов и действия сосредоточенных сил здесь учитываются приближённо.

Для расчётов крыльев малого удлинения применяется метод пластинной аналогии, на основе которого упругие характеристики крыла представляются эффективными жесткостями эквивалентной пластины. При решении этих задач используется метод Ритца с различными способами задания координатных функций. В ряде проектировочных расчётов, при решении задач оптимизации конструктивно-силовой схемы и аэроупругости летательного аппарата в применяемом усовершенствованном методе пластинной аналогии учитывается влияние деформаций поперечного сдвига в стенках конструкций.

Для расчётов НДС произвольных и нерегулярных конструкций используется метод конечных элементов, когда дискретный эквивалент конструкции набирается из конечных элементов с заранее заданными упругими связями между узловыми нагрузками и перемещениями (записанными в форме матрицы жёсткости и упругости). Элементы соединяются между собой в узлах, к которым прикладывается внешняя нагрузка. Система уравнений равновесия или совместности деформаций может насчитывать несколько тысяч неизвестных. Точность метода зависит от выбранного числа и типов конечных элементов и способов приведения внешних нагрузок. Метод позволяет автоматизировать расчёт (от подготовки исходных данных до визуализации входной информации), делая его комплексным, объединяющим во взаимосвязанную систему расчеты внешних нагрузок, проектировочные и проверочные расчёты, расчёты усталостных характеристик, критических скоростей явлений аэроупругости (флаттер, бафтинг и др.). Расчёты ферменных систем являются частным случаем метода конечных элементов.

При определении несущей способности решаются задачи по нахождению критических напряжений, общей и местной потери устойчивости, разрушающей нагрузки методом редукционных коэффициентов, позволяющим учесть перераспределение усилий после потери устойчивости и пластические деформации некоторых силовых элементов. Определение несущей способности может быть связано с решением задачи об остаточной прочности и живучести конструкции, получившей местные усталостные повреждения в процессе эксплуатации или повреждения, связанные с нарушением технологии, и др. Определение местной прочности сложных узлов (силовых шпангоутов и нервюр, элементов и узлов шасси, различных соединений, нерегулярных зон с концентраторами напряжений) основывается на использовании пространственных конечных элементов для определения НДС. Нагрузки, действующие на узлы, в этом случае определяются из общего расчёта конструкции.

Для конструкций, работающих в условиях повышенных температур, кроме того, проводятся расчёты температурных полей и напряжений. Специальные методики расчётов созданы для конструкций из композиционных материалов.

Для оценки прочности необходимо также знать критерии разрушения конструкции. Экспериментальные и теоретические исследования критериев разрушения являются обязательными в комплексе работ по обеспечению С. п. авиационных конструкций. Сложность силовых схем и конфигураций деталей, большое разнообразие и сложность режимов их нагружения и условий эксплуатации не позволяют получить достоверные результаты при использовании только теоретических методов решения задач. Поэтому исследования по обеспечению С. п. авиационных конструкций требуют большого объёма экспериментальных работ, которые проводятся на стадии проектирования и постройки летательного аппарата, при оценке его эксплуатационных характеристик и лётной годности. Завершающий этап в исследованиях С. п. — анализ достаточности прочности натурных конструкций и подтверждение её статическими испытаниями. Характеристикой, определяющей С. п. авиационные конструкции, служит запас прочности. Сводка запасов прочности для основных агрегатов и силовых элементов конструкций летательного аппарата, содержащая значения большие или равные единице по отношению к расчётным нагрузкам, является подтверждением С. п. Для частей летательного аппарата, подверженных значительным температурным воздействиям, запас прочности определяется с учётом этих воздействий. При анализе С. п. сравниваются данные расчётов, полученных на различных физических моделях и при различных расчётных схемах при методе конечных элементов, и данные статических испытаний. При этом оценивается точность результатов, выявляются закономерности связей между физическими и конструктивными параметрами конструкций, элементов и т. д., прогнозируется несущая способность при повреждениях конструкции и для неисследованных экспериментально случаев нагружения. Специальные расчёты проводятся для обоснования вариантов доработок конструкции, определения допустимых режимов эксплуатации при недостаточной прочности отдельных элементов. Физические модели для расчётов конструкций на прочность в несколько упрощённом виде используются для определения прогибов, эффективных жёсткостей конструкции и решения задач аэроупругостн.

Лит. см. при статье Прочность.

В. Ф. Кутьинов, В. М. Фролов.

статическая устойчивость — характеристика устойчивости летательного аппарата, определяющая его тенденцию к возвращению без вмешательства лётчика в исходное положение равновесия под действием аэродинамического момента (см. Аэродинамические силы и моменты), вызываемого отклонением летательного аппарат под действием какой-либо возмущения от положения равновесия после прекращения действия возмущения. Различают продольную, путевую (флюгерную) и поперечную С. у., которые могут обеспечиваться как средствами аэродинамической компоновки (то есть соответствующим выбором центровки летательного аппарата, площадей оперения, крыла и т. д.; см. Аэродинамическая схема, Аэродинамическое демпфирование), так и средствами автоматики и характеризуются степенью устойчивости.

Продольная С. у. создаётся за счёт приращения продольного аэродинамического момента Mz, которое возникает при изменении угла атаки или скорости (Маха числа полёта M{{¥ }}), если оно содействует возвращению в исходный режим балансировки летательного аппарата. Момент Mz является функцией ряда переменных: угла атаки и угла скольжения, M{{¥ }}, угловой скорости тангажа и т. д. На продольный момент летательного аппарата оказывают влияние также его центровка, режим работы и расположение двигателей, упругие деформации конструкции, изменение конфигурации летательного аппарата. Наиболее существенно продольная С. у. изменяется при переходе летательного аппарата через скорость звука из-за смещения его фокуса аэродинамического назад, а также на больших углах атаки. Во многих задачах в соответствии с представлением продольного движения в виде двух составляющих — быстрой, связанной с изменением перегрузки, и медленной, связанной с изменением скорости, — рассматриваются соответственно два вида С. у.: устойчивость по перегрузке и устойчивость по скорости. В первом случае летательный аппарат без вмешательства лётчика стремится сохранить нормальную перегрузку исходного режима при постоянной скорости, а во втором — сохранить скорость при постоянной нормальной перегрузке. Устойчивость летательного аппарата по перегрузке и скорости определяется в условиях полёта с освобождёнными и фиксированными органами управления. Устойчивость летательного аппарата с освобождённым управлением без принятия специальных мер оказывается, как правило, меньше, чем с фиксированным.

Путевая С. у. обеспечивается изменением путевого аэродинамического момента My, обусловленным появлением угла скольжения и стремящимся устранить это скольжение. Путевая С. у. определяется главным образом формой поперечного сечения, площадью боковой поверхности и длиной фюзеляжа летательного аппарата, расположением гондол двигателей, площадью и плечом вертикального оперения относительно центра масс летательного аппарата.

Поперечная С. у. создаётся приращением поперечного аэродинамического момента Mx, обусловленным появлением скольжения и действующим в сторону, противоположную скольжению. Момент Mx зависит от геометрических форм крыла, его стреловидности, сужения крыла, угла поперечного V крыла и т. д. Поперечная устойчивость возрастает с увеличением угла стреловидности крыла. Одновременное проявление путевой и поперечной устойчивости характеризует устойчивость бокового движения летательного аппарата. Существует тесная зависимость движений крена и рыскания, которые связаны между собой через угол скольжения, и для обеспечения потребных характеристик боковой устойчивости должно выполняться определенное соотношение между путевой и поперечной С. у., зависящее от угла атаки, углов и скоростей крена и скольжения и других величин. Наиболее значительно поперечная и путевая С. у. изменяются на сверхзвуковых скоростях полёта и больших углах атаки. При больших сверхзвуковых скоростях для летательного аппарата обычно характерна путевая неустойчивость.

Лит.: Остославский И. В., Аэродинамика самолета, М., 1957.

Ю. В. Дубов.

статические испытания — экспериментальный метод исследования напряжённо-деформированного состояния и статической прочности конструкции летательного аппарата. С. и. проводятся для оценки фактической прочности летательного аппарата путём испытания конструкции до разрушения. Необходимость С. и. определяется тем обстоятельством, что методы проектирования и расчётов летательных аппаратов на прочность используют, как правило, некоторые идеализированные расчётные схемы, отличающиеся от реальной конструкции. При С. и. воспроизводятся значения и распределение расчётных нагрузок, действующих на летательный аппарат в различных случаях нагружения, — при манёврах, при посадке и т. п. (см. также статью Нормы прочности); прочностные характеристики исследуются методами тензометрии, измерениями перемещения ряда точек конструкции и др.

Разработка основной методики С. и. и создание экспериментальной базы для их обеспечения в СССР были начаты в 20-х гг. Н. И. Мариным, Г. А. Софроновым, И. И. Сидориным. Впервые С. и. целого самолёта в СССР были проведены в 1937. Для С. и. натурных самолётов были созданы испытательные залы, оборудованные так называемым силовыми полом, потолком и колоннами, где проводились нагружения конструкции летательных аппаратов системой сосредоточенных сил. Для воспроизведения распределённых аэродинамических и инерционных нагрузок в 40-х гг. М. П. Наумов предложил нагружать конструкцию с помощью наклеенных на её поверхность парусиновых лямок. В 50-х гг. разработан способ нагружения конструкции с помощью силовых гидравлических цилиндров (см. рис.). На испытываемую конструкцию нагрузка прикладывается ступенчато — по 5—10% от расчётной нагрузки. Наличие большого числа (120—150) независимых каналов нагружения (нагружающих систем) в случае применения автоматизированных систем нагружения позволяет повысите точность нагружения и производить комплексную проверку конструкции при различных комбинациях нагрузок одной и той же системой нагружения. В соответствии с требованиями Норм прочности летательных аппаратов проводится нагружение конструкции нагрузкой до 2/3 расчётной. При этом производятся тензометрия и измерение общих деформаций. После снятия нагрузки производится осмотр конструкции для обнаружения остаточных деформаций и местных разрушений и анализ напряжённо-деформированного состояния конструкции. Если остаточных деформаций и местных разрушений не обнаружено, а напряжение и деформация не превышают расчётные значения, проводятся испытания летательного аппарата нагрузкой, заданной в программе (составляет 80—90% расчётной). После завершения С. и. на все заданные программой расчётные случаи для определения несущей способности и критериев разрушения проводятся испытания на отдельные расчётные случаи до разрушения конструкции.

Лит.: Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолётов, М., 1974; Долидзе Д. Е., Испытание конструкций и сооружений, М., 1975.

В. Ф. Махов.

Зал статических испытаний ЦАГИ.

статический потолок летательного аппарата. Для самолёта С. п. — наибольшая высота, на которой при максимальной тяге (мощности) силовой установки и при данной массе самолёта возможен установившийся полёт (горизонтальный полёт с постоянной скоростью). С. п. является точкой максимума границы области установившихся режимов полёта (см. рис.). Для дозвукового самолёта эта граница имеет один максимум (кривая 1). Граница области для сверхзвукового самолёта может иметь один или два максимума (кривые 2, 3), соответствующие до- и сверхзвуковой С. п., между которыми граница опускается в области Маха чисел полёта M{{¥ }} = 1,1—1,3. С увеличением максимальной скорости самолёта сверхзвуковой С. п. становится больше дозвукового (кривая 3) Другое название С. п. — теоретический потолок.

С. п. вертолёта — то же, что потолок висения.

См. также статью Потолок летательного аппарата.

Границы области установившихся полётов дозвукового (кривая 1) и сверхзвуковых (кривые 2, 3) самолётов: Н — высота полёта; V — скорость полёта; Vmin — граница, обусловленная минимальной скоростью полёта: qmах — граница, обусловленная максимально допустимым (по условиям прочности конструкции) значением скоростного напора; Hст (точки) — статический потолок.

статический преобразователь рода тока — полупроводниковое бортовое устройство, применяемое для преобразования пост, тока напряжением 27 В в переменный ток стабильной частоты. Может быть однофазным или трёхфазным. Выходная мощность от 25 до 1600 В× А. С. п. используется для аварийного электропитания потребителей переменного тока при отказе основных источников электроэнергии и переходе на электроснабжение от аккумуляторных батарей. Иногда С. п. применяют для питания оборудования, рассчитанного на переменный ток частоты, отличной от стандартной.

стационарное течение, установившееся течение, — течение, в каждой точке которого (в данной системе координат) газодинамические переменные не изменяются во времени. В С. т. движение частиц газа (жидкости) происходит вдоль линий тока. Общие свойства С. т. достаточно подробно изучены и разработаны методы интегрирования описывающих их уравнений, что позволяет проводить аэродинамический расчёт летательного аппарата на основных режимах полёта. Эти результаты распространяются на так называемые квазистационарные течения, в которых нестационарные эффекты незначительны и которые соответствуют движению газа при малых Струхала числах (взлет, посадка и другие переходные режимы движения летательного аппарата).

“Стеглау” — обозначение самолетов, которые в 1911—1914 строил в своих мастерских и испытывал в полёте И. И. Стеглау, выходец из Прибалтики, владелец санитарно-технической конторы в Петербурге. Его двухместный биплан “С.” №2 (рис. в табл. V) с двигателем “Аргус” мощностью 73,5 кВт участвовал в конкурсе военных отечественных аэропланов в 1912 и привлёк внимание рядом новых технических решений (фанерная работающая обшивка крыла, сварные Х-образные стояки коробки крыльев и др.).

стекло в авиастроении. Самолеты и вертолёты остекляют однослойными или многослойными материалами на основе органических и силикатных С. В качестве однослойного (листового) материала для остекления летательных аппаратов применяется только органическое С. Изделия и него получают вакуумформованием, пневмоформованием и штамповкой в интервале температур между температурами стеклования и термостабильности. Используется также метод холодного формования при температуре ниже температуры стеклования. Листовое органическое С. можно подвергать всем видам механической обработки с помощью инструмента. Для крепления листового органического С. на летательном аппарате применяются 2 способа: жёсткое (болтовое) и мягкое (безболтовое), посредством так называемой крепежной ленты.

Многослойные материалы изготовляют путём склеивания между собой пластин из силикатного или (и) органического С., материалы, представляющие собой комбинацию этих С., называются органосиликатными или гетерогенными. Различают триплекс (в материале 3 слоя), пентоплекс (5 слоев) и полиплекс (более 5 слоев). Многослойные С. делят также на силовые (толщина 10—100 мм), рассчитанные на эксплуатацию в условиях ударных и других нагрузок, и несиловые (толщина 3—6 мм). Стеклянные пластины склеивают при помощи полимерных плёнок, располагаемых между ними, или путём заливки между пластинами смесей мономеров, содержащих инициатор, с последующей их полимеризацией или поликонденсацией.

При изготовлении светофильтрующих и других специальных многослойных С. используют цветные или металлизированные стеклянные пластины. Многослойные С. часто снабжают встроенными электронагревателями проволочного или плёночного типа.

При изготовлении гетерогенного многослойного С. силикатные пластины обычно склеивают поливинилбутиральной плёнкой, а полученный многослойный силикатный элемент соединяют с пластиной из органическим С. методом заливки. Многослойные силикатные и органосиликатные С. не разлетаются на осколки при ударе. Силикатные стеклянные пластины, входящие в состав многослойного С., часто подвергают упрочнению закалкой и травлением. Разрушение закалённого силикатного С. приводит к почти полной потере прозрачности, так как С. покрывается сетью мелких трещин. Многослойные С. обладают способностью выдерживать удар птицы при её столкновении с летательным аппаратом и пулестойкостью. Металлизированные многослойные С. могут служить защитными экранами от различных видов излучений (радиоволн, УФ или ИК излучения и т. д.). Органический триплекс с проволочным электрообогревателем широко используется в качестве смотрового С. гермошлемов лётчиков. Силикатные и гетерогенные полиплексы применяют для остекления военных самолётов и вертолётов.

Б. В. Перов, М. М. Гудимов.

“стелс” техника (английское Stealth technology, от stealth — скрытность) — термин, используемый с середины 70-х гг. для обозначения средств и методов уменьшения радиолокационной (РЛ), ИК, оптической и акустической заметности военной техники. Применение “С.” т. предусматривается практически во всех крупных американских и западноевропейских программах создания новых военных самолётов. В начальный период развития авиации предпринимались попытки уменьшить визуальную заметность летательных аппаратов применением прозрачных обшивок, но камуфляжная окраска оказалась более приемлемой. В 60-х гг. в США были разработаны лёгкие малошумные самолёты воздушного наблюдения. Однако основным современным средством дальнего обнаружения летательных аппаратов в системах ПВО являются радиолокационные станции, и наибольшее внимание уделяется уменьшению радиолокационной заметности летательных аппаратов. Впервые средства уменьшения радиолокационной заметности были использованы фирмой “Локхид” в конце 50-х гг. при проектировании самолёта A-12 и на его основе разведчика SR-71. Широкомасштабное применение “С.” т. было предпринято фирмами “Локхид” и “Нортроп” в конце 70-х—80-х гг. и определило облик разработанных ими ударного самолёта F-117A (см. рис.) и стратегического бомбардировщика B-2 (см. рис. при статье “Нортроп”).

Известны три пути снижения радиолокационной заметности: применение малоотражающих форм, радиопоглощающих материалов (РПМ) и усовершенствованного бортового радиоэлектронного оборудования. К малоотражающим относятся компоновки летательного аппарата с плавным сопряжением элементов конструкции (в частности схема “летающее крыло”), с определённой ориентацией плоских поверхностей (например, “фасеточная” поверхность) и кромок для уменьшения числа максимумов эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) и их вывода из сектора наиболее вероятного облучения, с заделанными щелями на внешней поверхности, с внутренним размещением двигателей, с тоннельными или утопленными воздухозаборниками или воздухозаборниками с экранами и изогнутыми каналами для предотвращения радиолокационного облучения компрессора двигателя, с внутренним или конформным размещением подвесного вооружения. Существует большое многообразие РПМ, обеспечивающих поглощение, рассеяние и интерференцию энергии электромагнитных волн. На летательных аппаратах возможно применение ферромагнитных, резонансных, широкополосных и интерференционных (электрический экран) радиопоглошающих покрытий. Используются конструкционные РПМ и радиопоглощающие конструкции.

Сложную проблему представляет задача подавления излучений бортовых радиоэлектронных систем вследствие того, что любое радиоэлектронное устройство является источником излучения и любая антенна переизлучает часть падающей на неё энергии. Решение заключается в максимальном использовании пассивных оптикоэлектронных обзорно-прицельных систем и неизлучающих навигационных систем (например, астроинерциальных систем), радиолокационных станций с малой вероятностью перехвата сигналов (с пониженной мощностью и временем излучения, изменяемой рабочей частотой, малым уровнем боковых лепестков диаграммы направленности антенны и т. д.), в уменьшении числа бортовых антенн, улучшении обработки данных, автоматизации обнаружения и классификации угрожающих объектов противника, усовершенствовании средств РЭБ.

ИК диапазон является единственным (помимо радиолокационного), в котором в современных условиях возможно надёжное обнаружение целей за пределами визуальной видимости, и снижение ИК заметности представляет собой второе по важности направление “С.” т. Различают по меньшей мере три источника теплового излучения летательного аппарата: элементы двигателя, выхлопные газы двигателя и подвергшийся аэродинамическому нагреванию планёр. ИК заметность снижается экранированием горячих компонентов двигателя (например, применением плоского сопла, уменьшающего сектор обзора внутреннего канала двигателя с задней полусферы), охлаждением и изменением направления выхода газов двигателя, применением присадок к топливу для уменьшения интенсивности ИК излучения или изменения его спектра. Для предотвращения аэродинамического нагревания желателен полёт летательного аппарата с дозвуковой скоростью. Рекомендуется установка систем кондиционирования с замкнутым циклом для предотвращения выделения тепла наружу.

Считается, что “С.” т. является наиболее революционным усовершенствованием в области военной авиации после появления реактивных двигателей и стреловидного крыла. Однако следует иметь в виду, что дальность радиолокационного обнаружения цели пропорциональна корню четвёртой степени из величины ЭПР цели, и даже большое снижение ЭПР даёт сравнительно малое уменьшение дальности обнаружения. Кроме того, использование малоотражающих форм часто требует компромиссов в области аэродинамики летательных аппаратов. Общий недостаток РПМ — относительно невысокая диапазонность, что обусловливает необходимость многослойных покрытий и приводит к увеличению массы летательного аппарата. Исследуются различные системы обнаружения малозаметных летательных аппаратов, в том числе нерадиолокационные (акустические, основанные на регистрации космических лучей и магнитного поля и т. д.). Но основным средством дальнего обнаружения в будущем останутся, как полагают, радиолокационные станции. Изучаются радиолокационные станции следующих типов: сверхширокополосные, метрового, дециметрового и миллиметрового диапазона и загоризонтные, многопозиционные, космического и аэростатного базирования и т. д.

Лит.: Палий А. И., Радиоэлектронная борьба, 2 изд., М., 1989.

М. А. Левин.

Ударный самолёт F-117A.

стенд пилотажный — см. Пилотажный стенд.

стендовые испытания — комплекс наземных экспериментов, которым подвергаются двигатели, бортовые системы и оборудование и летательный аппарат в целом в ходе подготовки его к лётным испытаниям; вид наземных испытаний. В зависимости от характера решаемых задач С. и. проводятся в лабораториях, ангарах, боксах, на специально оборудованных площадках или непосредственно на месте стоянки летательного аппарата на аэродроме.

Обычно С. и. (автономно или в составе летательного аппарата) подвергаются элементы конструкции летательного аппарата, силовая установка и её системы (топливная, масляная, нейтрального газа, пожаротушения, заправки топливом в полёте и другие), все штатные бортовые системы летательного аппарата (система управления летательного аппарата, взлётно-посадочные устройства, электрические, гидравлические и пневматические системы и т. д.), штатное оборудование летательного аппарата (в том числе радиосвязное, пилотажно-навигационное и светотехническое), а также все устанавливаемые на летательного аппарата специальные системы и оборудование.

Основные задачи С. и. летательного аппарата: контрольная проверка работоспособности и надёжности функционирования систем летательного аппарата, его силовой установки н оборудования; контрольная проверка характеристик силовой установки по статической тяге и расходу топлива и калибровка топливомеров; контрольная проверка характеристик всех функций, систем летательного аппарата, в том числе и характеристик систему управления (динамических характеристик, характеристик загрузочных и триммируюших устройств, трения в проводке управления и т. д.). Выполняются также проверка систем на отказобезопасность (в том числе систем улучшения устойчивости и управляемости летательного аппарата, систем автоматического и совмещённого управления, взлётно-посадочных устройств, систем управления механизацией крыла и воздушными тормозами); контрольная проверка и калибровка штатного и специального бортового оборудования, контрольно-измерительной аппаратуры и некоторых видов экспериментального оборудования. Проводится уточнение весовых характеристик летательного аппарата (взлётной и посадочной масс, положений центра масс при различных вариантах загрузки летательного аппарата и при различных запасах топлива в баках, значений моментов инерции летательного аппарата).

По результатам С. и. летательного аппарата оценивается готовность его к полигонным испытаниям (рулёжкам, пробежкам, подлётам) и к вылету первому.

Лит.: Пашковский И. М., Леонов В. А., Поплавский Б. К., Летные испытания самолетов и обработка результатов испытаний, М.. 1985.

И. М. Пашковский.

стенды для испытаний двигателей — комплексные технические устройства для испытаний полноразмерных двигателей в условиях моделирования заданных скоростей и высот полёта. С. д. и. д. имеют приспособления для закрепления двигателя в заданном положении на раме или динамометрической платформе, которые располагаются в боксе или, в термобарокамере, где имитируются условия проведения испытаний.

В комплект стенда входят следующие системы: подачи воздуха из атмосферы или от компрессорных машин (или подачи окислителя от стендовых или транспортных ёмкостей); подачи топлива или специальных горючих компонентов; подачи масла, воды, гидравлических смесей; отвода отработавших газов непосредственно в атмосферу через выпускные каналы с отбойной стенкой, через холодильник газа и шумоглушитель или в эксгаустерные машины, отсасывающие газы и повышающие их давление до атмосферного. Мощность, развиваемая поршневым двигателем, турбовинтовым двигателем, вертолётным газотурбинным двигателем, измеряется на стенде гидротормозом, тяга воздушно-реактивного двигателя, реактивного двигателя — тягоизмерительными системами. Управление технологическим процессом испытания двигателя производится из кабины управления. Для определения основных параметров и характеристик двигателей стенды оснащаются системами для статических измерений температуры, давления, скорости, расхода жидкости и газа, крутящего момента, частоты вращения, механических колебаний.

Наибольшее распространение получили открытые стенды, на которых производится имитация окружающих условий, близких к атмосферным. Испытательные стенды (рис. 1) изолированы от других помещений и имеют всасывающую часть с шумоглушителем 1, рабочую часть 2, в которой устанавливаются двигатель и испытательное оборудование, выпускную часть 3 с шумоглушителем. Двигатель 1 (рис. 2) устанавливается на стойки и закрепляется в силовых узлах корпусов. Стойки жёстко связаны с динамометрической платформой 2, которая выполняется в виде сварной рамы и опирается или подвешивается на пластины (шарниры) 3. Другие концы пластин крепятся к раме 5 или к подвижным термокомпенсационным опорам. Упругие пластины воспринимают вес платформы, двигателя, вспомогательных устройств и выдерживают боковые усилия. Силоизмерительное устройство 4 уравновешивает и измеряет тягу и состоит из рычажного редуктора, весовой головки, датчика усилий (виброчастотного, тензорезисторного или гидравлического), показывающего устройства.

На рис. 3 приведена схема стенда с гидротормозом. Двигатель 2 с подмоторными стойками укрепляется на станине 6, и его свободная турбина 3 или вал соединяется с гидротормозом 5 (у турбовинтового двигателя при гидротормозных испытаниях гидротормоз соединяется непосредственно с компрессором). Валы устанавливаются соосно с высокой точностью и соединяются при помощи муфты 4. Воздух к двигателю поступает через лемнискатный насадок 1.

Тип С. д. и. д. определяется в зависимости от метода моделирования скорости и высоты полёта. Так, кроме рассмотренных испытательных стендов используются стенды с камерой разрежения, на которых обеспечиваются испытания двигателей при давлениях на срезе реактивного сопла ниже атмосферного; стенды с наддувом и подогревом воздуха, где двигатели испытываются при заданных температуре и давлении воздуха; высотно-скоростные стенды с присоединённым воздухопроводом или с аэродинамическим соплом, на которых испытываются двигатели с охлаждением или подогревом воздуха до заданной температуры, при различном давлении воздуха на входе, а также при различных давлениях газа на срезе реактивного сопла, в том числе и на неустановившихся режимах работы, и с изменением углов атаки. Для таких стендов необходимы уникальные системы охлаждения и подогрева воздуха, компрессорные станции и эксгаустерные машины, запорные и регулирующие органы, разнообразные электрическое оборудование и гидравлические устройства, объединённые в комплекс высотной станции.

Ю. З. Шатин.

Рис. 1. Открытый стенд.

Рис. 2. Рабочая часть стенда с двигателем.

Рис. 3. Схема стенда с гидротормозом.

Степаненко Иван Никифорович (р. 1920) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1958), заслуженный военный лётчик СССР (1966), дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил Качинскую военную авиационную школу имени А. Ф. Мясникова (1941), Военную академию имени М. В. Фрунзе (1949), Высшую Военную академию (1957; позже Военная академия Генштаба Вооружённых Сил СССР). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-истребителем, командиром звена, командиром эскадрильи истребит, авиаполка. Совершил 414 боевых вылетов, сбил лично 33 и в составе группы 8 самолётов противника. После войны на командных должностях в ВВС. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Отечественной войны 2-й степени, 5 орденами Красной Звезды, орденом “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями. Бронзовый бюст в с. Нехайки Черкасской области.

Лит.: Куц С., Бесстрашный витязь, в кн.: Отчизны звезды золотые, Львов, 1977; Василенко Б. М., Соколиный взлет, в его кн.: Соколиный взлет, 2 изд., Киев, 1982.

И. Н. Степаненко.

Степанищев Михаил Тихонович (1917—1946) — советский лётчик, майор, дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1937. Окончил Ворошиловградскую военную авиационную школу (1938). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром экскадрильи, штурманом и заместителем командира штурмового авиаполка. Совершил 234 боевых вылета. После войны продолжал службу в армии. Награждён орденом Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденами Богдана Хмельницкого 3-й степени, Александра Невского, Отечественной войны 1-й степени, медалями. Бронзовый бюст в с. Хмелинец Липецкой области.

Лит.: Смольянинов Н., Ровесник Октября, в кн.: Дорогой славы и бессмертия, Воронеж, 1966; Дриго С. В., М. Т. Степанищев, в кн.: За подвигом — подвиг, Калининград, 1977.

М. Т. Степанищев.

Степанченок Василий Андреевич (1901—1943) — советский лётчик-испытатель, полковник. Окончил Егорьевскую военно-теоретическую школу лётчиков (1924), Борисоглебскую школу военных лётчиков (1925), Серпуховскую высшую авиационную школу стрельбы, бомбометания и воздушного боя (1926). С 1926 лётчик-инструктор, командир звена Качинской школы военных лётчиков. С 1930 командир звена Луганской школы военных лётчиков. С 1931 на испытательной работе. Построил и облетал авиетку С-1 (1928). Положил начало внедрению высшего пилотажа в практику планёрных полётов; на седьмом Всесоюзном слете (1930) на планёре “Красная звезда” конструкции С. П. Королёва впервые на безмоторном летательном аппарате выполнил петлю Нестерова. Проводил заводские и государственные испытания истребителей конструкции А. Н. Туполева, Н. Н. Поликарпова. Участвовал в испытании “Звена” Вахмистрова. Погиб в испытательном полёте. Награждён орденами Красного Знамени, Отечественной войны 2-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

Лит.: Стефановский П. М., 300 неизвестных, 2 изд., М., 1973.

В. А. Степанченок.

Степанян Нельсон Георгиевич (1913—1944) — советский лётчик, подполковник, дважды Герой Советского Союза (1942, 1945, посмертно). Окончил авиационную школу Гражданского воздушного флота (1935). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны — в авиации ВМФ; был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи, командиром штурмового авиаполка, который совершил около 1500 боевых вылетов, потопил свыше 50 кораблей и судов противника. С. лично совершил 239 боевых вылетов. Погиб в воздушном бою. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, медалями. Бронзовый бюст в Ереване.

Лит.: Матвеев Н. С., Буревестник, М.. 1968, Петросянц X. С., Н. Г. Степанян, в его кн.. Крылатое племя, Ереван. 1980.

Н. Г. Степанян.

степень двухконтурности — параметр рабочего процесса турбореактивного двухконтурного двигателя (см. Параметры рабочего процесса двигателя), равный отношению расхода воздуха в наружном контуре к расходу воздуха во внутреннем контуре. С. д. является одним из основных параметров, определяющих удельный расход топлива в турбореактивном двухконтурном двигателе. Повышение С. д. приводит к снижению удельного расхода топлива, но, как правило, связано с необходимостью повышения температуры газа перед турбиной и сопровождается увеличением габаритов двигателя. Максимальную С. д. (до 8) имеют турбореактивные двухконтурные двигатели для дозвуковых транспортных самолётов. У турбореактивных двухконтурных двигателей сверхзвуковых самолётов С. д. не превышает 2. В перспективных турбореактивных двухконтурных двигателей возможны сверхвысокие значения С. д. (до 15).

степень повышения давления — отношение давления p2 за устройством, предназначенным для сжатия воздуха или любого другого газа, к давлению p1 перед ним: {{p }} = p2/p1. Если сжатие осуществляется за счёт затраты механической работы (компрессор, вентилятор), то С. п. д., как правило, определяется отношением полных давлений {{p }}* = p*2/p*1. Если повышение давления в потоке происходит за счет уменьшения скоростного напора в нём (воздухозаборник, трубка Пито и др.), отношение полных давлений p*2/p*1 характеризует только уровень потерь в процессе и называется коэффициентом потерь полного давления {{d }}. Поэтому для таких процессов С. п. д. называют отношение полного p*2 или статического p2 давления на выходе из устройства к статическому давлению p1 в потоке перед входом в него: {{p }} = p*2/p1 или {{p }}* = p2/p1. Значение {{p }}* = p*2/p*1 может быть определено по формуле

{{формула}}

где k — показатель адиабаты, M1 — Маха число на входе. С. п. д. в компрессорах авиационных газотурбинных двигателей составляет 10—30. В воздухозаборниках {{p }} может достигать таких же значений при скоростях полёта, в 2,5—3,3 раза превышающих скорость звука.

С. М. Шляхтенко.

степень устойчивости, запас устойчивости, — количественная характеристика устойчивости летательного аппарата. В зависимости от характера рассматриваемого движения летательного аппарата для определения С. у. используют различные соотношения. Степень продольной статической устойчивости dmz/dcy характеризует статическую устойчивость летательного аппарата в прямолинейном продольном движении при изменениях углах атаки (mz — коэффициент продольного момента, cy — коэффициент подъёмной силы; см. Аэродинамические коэффициенты). В общем случае каждому значению приборной скорости и другим характеристикам режима полёта (высоте, Маха числу M) соответствует своя зависимость mz от cy. При линейной зависимости от cy С. у. равна {{формула}}, где {{X}}T и {{X}}F — координаты центра масс и фокуса аэродинамического, выраженные в долях аэродинамической хорды (отсюда иногда говорят “запас по {{X}}T”, “запас по {{X}}F”). Степень продольной статической устойчивости по перегрузке {{s }}n характеризует продольную статическую устойчивость летательного аппарата в криволинейном продольном движении, когда угол скольжения летательного аппарата {{b }} = 0 (например, при выходе из пикирования, на “горке”). При этом {{формула}}, {{формула}} — коэффициент момента продольного демпфирования, {{m }} — коэффициент относительной плотности летательного аппарата ({{v }}z = {{w }}zbA/V, {{m }} = 2m/{{r }}SbA, где {{w }}z — скорость тангажа, bA — средняя аэродинамическая хорда крыла, V — скорость летательного аппарата, m — его масса, {{r }} — плотность воздуха, S — площадь крыла). Степень продольной статической устойчивости по скорости {{s }}V характеризует продольную статическую устойчивость при постоянной перегрузке ny = 1 и {{b }} = 0 и определяется значением полной производной dmz/dcy, при ny = l: {{формула}} или {{формула}}, где mzV и mzM — производные mz, соответственно по V и по числу M. Со С. у. по перегрузке и скорости непосредственно связаны характеристики продольной управляемости летательного аппарата Pn, Xn, Pv, Xv. Степень путевой (поперечной) статической устойчивости m{{b }}y (m{{b }}x) характеризует изменение коэффициента my, момента рыскания (коэффициента mx, момента крена) при изменении угла скольжения (при постоянном значении угла крена) и равна производной dmy/d{{b }} (dmx/d{{b }}), обычно берущейся при {{b }} = 0.

Летательный аппарат статически устойчив в прямолинейном или криволинейном движении по перегрузке, по скорости, в путевом или поперечном движении, если соответствующие им С. у. отрицательны.

Лит.: Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. М., 1979.

Ю. Б. Дубов.

Стефановский Пётр Михайлович (1903—1976) — советский лётчик-испытатель, генерал-майор авиации (1944), Герой Советского Союза (1948). В Советской Армии с 1925. Окончил Ленинградскую военно-теоретическую школу лётчиков (1927), Качинскую военную авиационную школу лётчиков (1929). Работал в НИИ ВВС (1931—1949). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром истребительного авиаполка особого назначения, составленного из добровольцев лётчиков-испытателей. Сбил лично 4 самолёта противника. Провёл испытания ряда опытных самолётов, в том числе пикирующего бомбардировщика Пе-2, дальнего высотного бомбардировщика ТБ-7, реактивных истребителей Як-15 и Миг-19 на пилотаж, первого стратосферного самолёта БОК-1 и других (летал на самолётах свыше 300 типов). Награждён 3 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, 3 орденами Красной Звезды, медалями.

Соч.: Триста неизвестных, 2 изд., М., 1973.

П. М. Стефановский.

стехиометрический состав горючей смеси (от греческого stoich{{e}}ion — основа, элемент и metr{{é}}{{o}} — измеряю) — состав смеси, в которой окислителя ровно столько, сколько необходимо для полного окисления горючего. Отношение L теоретически необходимого количества (массы, объёма или молярной массы) окислителя, требующегося для полного окисления горючего, к соответствующему количеству горючего называют стехиометрическим коэффициентом. Различают стехиометрические коэффициенты: L0 — отношение масс окислителя и горючего, LV — отношение их объёмов, LM — отношение молярных масс. Значения стехиометрических коэффициентов для некоторых горючих (окислитель — воздух) при температуре 25{{°}}С и давлении 0,1 МПа приведены в таблице. С. с. г. с. соответствует значение коэффициента избытка воздуха {{a }} = l, и такая смесь называется стехиометрической. Смесь с {{a }} < l (избыток горючего) называется богатой, при {{a }} > l (избыток окислителя) — бедной.

Таблица — Стехиометрические коэффициенты некоторых горючих

Горючее

L0

LV

LM

Водород

34,2

2,43

2,4

Метан

17,2

9,66

9,5

Пропан

15,6

24,2

23,8

Бутан

15,4

30,8

31,0

Бензин Б-70

14,9

9430

54,2

Реактивные топлива:

     

ТС-1

14,7

9630

72,7

РТ

14,7

9620

74,7

Т-6

14,6

10300

96,2

Стечкин Борис Сергеевич (1891—1969) — советский учёный в области гидро- и аэромеханики и теплотехники, академик АН СССР (1953; член-корреспондент 1946), Герой Социалистического Труда (1961). Ученик Н. Е. Жуковского. Окончил Орловский кадетский корпус (1908), МВТУ (1918). Вместе с Жуковским принимал участие в создании Центрального аэрогидродинамического института, работал там в 1918—1930. В последний период работал в Центральном институте авиационного моторостроения и других организациях. Дважды подвергался необоснованным репрессиям, в 1930—1933 и 1937—1943 находился в заключении, работая при этом в специальном техническом бюро в системе ОГПУ и НКВД. Был одним из организаторов Военно-воздушной инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского. С 1921 профессор этой академии, в 1943—1954 начальник кафедры теории лопаточных машин и реактивных двигателей, одновременно заместитель главного конструктора в ОКБ А. А. Микулина (до 1955). Преподавал в МВТУ (1918—1927), в МАИ (1933—1937). Заместитель председателя комиссии по газовым турбинам АН СССР (1949—1961, с 1951 — председатель). В 1954—1962 возглавлял лабораторию двигателей (с 1961 — институт) АН СССР. С. — создатель теории теплового расчёта авиационных двигателей и методики построения их характеристик. В 1929 опубликовал основополагающую работу “Теория воздушно-реактивного двигателя”. Ленинская премия (1957), Государственная премия СССР (1946). Награждён 2 орденами Ленина, орденами Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

Лит.: Чуев Ф. И., Стечкин, М., 1979.

Б. С. Стечкин.

стойка шасси — основной силовой элемент шасси летательного аппарата, воспринимающий и передающий на конструкцию планёра концентрированные статические и динамические нагрузки, возникающие при взлёте и особенно при посадке летательного аппарата. Основные элементы С. ш.: амортизатор шасси (см. Амортизация шасси), при балочной схеме тележки шасси он встроен в С. ш., при рычажной — вынесен; тележка шасси; складывающийся подкос, воспринимающий нагрузку от лотовых сил (уменьшающийся по длине при убирании С. ш.); раскосы — стержни, расположенные по диагонали шарнирного многоугольника, образованного С. ш. и подкосом, и обеспечивающие геометрическую неизменяемость этого многоугольника; траверса — элемент крепления стойки к крылу или фюзеляжу (при подкосной С. ш. связь с летательным аппаратом осуществляется с помощью подкосов); механизм ориентации С. ш., предназначенный для разворота стойки при её убирании или выпуске; узел у нижнего основания С. ш. для крепления оси колёс или тележки к С. ш.; замки, обеспечивающие фиксацию С. ш. в выпущенном и убранном положениях; цилиндры механизма выпуска и убирания шасси. Консольная конструкция С. ш., отличающаяся большой жёсткостью, исключает необходимость заднего подкоса. При рычажной и полурычажной схемах к С. ш. относятся также рычаги, на которых крепятся колёса. Передняя С. ш. включает цилиндры демпфера шимми летательного аппарата — устройство, защищающее летательный аппарат от вибрации колёс, и рулёжное устройство (с гидроцилиндром), предназначенное для поворота передней С. ш. при движении (рулении) летательного аппарата по земле, разбеге перед взлётом и пробеге после посадки.

В начальный период развития авиации С. ш. при полёте самолёта находились в воздушном потоке и являлись одним из основных источников аэродинамического сопротивления. Для его снижения сначала стали устанавливать обтекатели на колёса и С. ш., а в 30-х гг. при создании скоростных самолётов началось широкое применение убирающегося шасси, хотя это и связано с увеличением массы и усложнением конструкции шасси.

Кинематика убирания С. ш. весьма разнообразна. На большинстве отечественных и зарубежных пассажирских самолётов они убираются вдоль по размаху крыла в сторону фюзеляжа; на самолётах семейства Ту, как правило, — назад по потоку в специальные обтекатели; при этом тележка шасси поворачивается на 180{{°}} так, что передние колёса оказываются сзади. Такая компоновка предельно уменьшает размеры обтекателя.

В. М. Шейнин.

сток гидродинамический — см. в статье Источники и стоки.

Стокс (Stokes) Джордж Габриел (1819—1903) — английский физик, член (с 1851) и президент (1885—1990) Лондонского королевского общества, член многих иностранных академий, в том числе Военно-медицинской академии в Петербурге. Окончил Кембриджский университет (1841). Исследовал волновые процессы в различных средах, изучал стационарное движение несжимаемой жидкости с учётом трения и движение твёрдого шара в вязкой жидкости (см. Навье — Стокса уравнения, Стокса формула сопротивления сферы). Портрет см. на стр. 539.

Соч.: Mathematical and physical papers, v. 1—5. Camb., 1880—1905.

Дж. Г. Стокс.

Стокса формула сопротивления сферы — формула, определяющая силу сопротивления X сферы диаметра d, движущейся в покоящейся вязкой несжимаемой жидкости с постоянной скоростью V{{¥ }} при малых Рейнольдса числах Re < < l: X = 3{{p m }}dV{{¥ }}, или в безразмерном виде (см. Аэродинамические коэффициенты):

{{формула}}

где {{r }} — плотность жидкости, {{m }} — динамическая вязкость, cx — коэффициент сопротивления. В отличие от известного результата для умеренных и больших чисел Рейнольдса, когда сила сопротивления пропорциональна квадрату скорости, в рассматриваемом случае она зависит от неё линейно; при этом треть силы сопротивления обусловлена силами давления, а две трети — силами трения. Эти формулы установлены Дж. Стоксом (1851) в результате решения линейных уравнений, которые получаются из Навье — Стокса уравнений отбрасыванием в них инерционных членов и называются уравнениями Стокса. Однако уравнения Стокса некорректно описывают течение на больших расстояниях от поверхности сферы, где инерционные силы и силы трения имеют одинаковый порядок. Более корректное во всём поле течения решение задачи можно получить на основе линейных Осеена уравнений; приближенное решение задачи в этом случае даёт:

{{формула}}

Сравнение результатов расчётов по приведённым формулам с результатами эксперимента (см. рис.) указывает на их применимость при Re < l.

С. ф. используется при анализе движения мелких сферических частиц в сильно вязких жидкостях, пылевидных частиц и капелек воды в атмосфере и т. п.

В. А. Башкин.

Зависимость cx сферы от Re: 1 — расчёт по формуле Стокса; 2 — расчёт по формуле, полученной из уравнений Осеена; 3 — результаты эксперимента.

Столяров Николай Георгиевич (р. 1922) — советский лётчик, полковник, дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). Окончил Свердловскую военную авиационную школу (1941), Полтавскую высшую офицерскую школу штурманов (1946), Военно-воздушную академию (1954; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи, штурманом штурмового авиаполка. Совершил 185 боевых вылетов, сбил 3 самолёта противника. После войны в ВВС. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Отечественной войны 2-й степени, медалями. Бронзовый бюст в Казани.

Лит.: Ханин Л., Н. Г. Столяров, в его кн.: Герои Советского Союза — сыны Татарии, Казань, 1963; Андрианов С., На огненных рубежах, в кн.: Люди бессмертного подвига, 4 изд.. кн. 2, М., 1975.

Н. Г. Столяров.

стоянка летательных аппаратов — специально подготовленная и оборудованная площадка на лётном поле аэродрома, предназначенная для размещения и обслуживания самолётов или вертолётов (рис. 1—3). С. бывают групповые или индивидуальные, открытые или защищённые. Размеры и планировка С. должны обеспечивать размещение расчётного числа летательных аппаратов, безопасность маневрирования их как на тяге собственных двигателей, так и с помощью буксировщиков, безопасный и удобный проезд и размещение спецавтотранспорта, передвижных средств технического обслуживания и перронной механизации, размещение и функционирование стационарного оборудования для технического обслуживания летательных аппаратов, возможность механизированной очистки от снега и удаления гололёда. С. оборудуют заземлительными устройствами от статического электричества и якорными креплениями. Для устранения обдува людей, оборудования и сооружений газовоздушными струями (при запуске и опробовании двигателей) на С. устанавливают струеотклоняюшие щиты. С. на военных аэродромах могут быть открытыми, с обвалованием (так называемые капониры) или закрытыми для защиты от поражения. С. выполняют обычно из тех же материалов, что и перрон, взлетно-посадочные полосы, рулёжные дорожки (см. Аэродромное покрытие).

По назначению различают С.: для хранения летательных аппаратов и их оперативного технического обслуживания, для мойки летательных аппаратов, для периодического обслуживания и доводки летательных аппаратов и другие. На групповых С. летательные аппараты располагаются в один или два ряда (тупиковые — с одной рулёжной дорожкой и прямоточные — с двумя-тремя). Площадь С. для хранения и оперативных видов обслуживания, как правило, объединяется с перроном.

Лит: Изыскания и проектирование аэродромов, М., 1981.

А. П. Журавлев.

Рис. 1. Основные типы стоянок летательных аппаратов: а — групповые (сплошные); б —индивидуальные (отдельные).

Рис. 2. Способы захода самолётов на стоянку: а — хвостом вперёд; б — носом вперёд.

Рис. 3. Схема двухрядной расстановки вертолётов на групповой стоянке.

стратонавт [от страто(сфера) и греческого nautes — мореплаватель] — лицо, совершающее полёт в стратосфере; устаревший термин. Употребителен термин “воздухоплаватель”, обозначающий лиц, профессионально занимающихся полётами на аэростатах всех типов, в том числе и на высотных аэростатах — стратостатах. Применялся также термин “аэронавт”, обозначавший лиц, поднимающихся на свободных аэростатах, включая как пилотов и технический состав, так и наблюдателей, экспериментаторов, а иногда и пассажиров.

стратостат [от страто(сфера) и (аэро)стат] — свободный аэростат большого объёма для подъёма в стратосферу экипажа и аппаратуры для научных исследований, а также для проведения рекордных подъёмов, прыжков с парашютом, испытаний оборудования, астрономических наблюдений и т. п. С конца 50-х гг. наряду с термином “стратостат” применяется термин “высотный свободный аэростат для полёта с людьми”. Полёт с экипажем может проводиться в герметичной или открытой гондоле. Высотный свободный аэростат (ВСА) для полётов с экипажем является разновидностью ВСА кратковременных полётов с исследовательской аппаратурой, которые могут подниматься как с экипажем, так и в автоматическом режиме (см. Дрейфующий аэростат). Свободный аэростат с открытой гондолой используемый для подъёма на высоты 7—12 км, называют субстратостатом.

С., применявшиеся в 30-х гг., имели объём до 105 тысяч м3 и поднимались с экипажем 2—3 человека в герметичных гондолах на высоту до 22 км. Эти С. состояли из оболочки сферической формы, скреплённой сетью или системой строп с гондолой имевшей шаровидную форму. Сферическая герметичная гондола первого советского С. “СССР-1”, совершившего полёт 30 сентября 1933, была создана в Центральном аэрогидродинамическом институте под руководством В. А. Чижевского. Конструкция её послужила основой для разработки герметичных корпусов многих воздухоплавательных аппаратов. Оболочка изготавливалась из прорезиненной хлопчатобумажной ткани. Наружная поверхность была окрашена в жёлтый цвет или имела алюминиевое покрытие. Применялись также С., имевшие так называемый носитель, состоявший из гирлянды резиновых оболочек, растягивающихся в процессе подъёма, или группы оболочек из нерастяжимых плёнок.

Подъём С. осуществлялся в результате преобладания подъёмной силы над его весом (см. Аэростатика, Всплывная сила). Выше зоны равновесия подъём мог проводиться благодаря сбросу балласта (песка или дроби). На максимальной высоте подъёма температура газа в матерчатых оболочках на 55—70{{° }}С превышала температуру окружающего воздуха. Спуск этих С. начинался после выпуска части газа через клапан или вечером после захода солнца, когда подъёмный газ постепенно охлаждался до температуры воздуха или ниже её. Это требовало для уравновешивания аэростата сбрасывать большое кол-во балласта, вес которого достигал 22—25% подъёмной силы С. на максимальной высоте подъёма. Уравновешенный аэростат плавно спускался на землю с помощью гайдропа. При этом оболочка отъединялась от гондолы, а газ из оболочки выпускался через разрывное устройство. Применялся вариант спуска, проходившего вначале на оболочке, а после её отъединения на парашюте. Для уменьшения массы посадочного балласта разрабатывались С. принимавшие при спуске форму парашюта. Оболочки С., изготовленные из прорезиненных тканей, могли использоваться несколько раз. Старты С. в СССР проводились с открытых площадок, что требовало почти штилевых условий и скорости ветра не более 2 м/с. Старт американских С. объёмом 105 тысяч м3 проводился из каньона.

С конца 50-х гг. стали применяться С., имевшие плёночные оболочки одноразового применения. Конструкция этих оболочек аналогична конструкции оболочек дрейфующих автоматических аэростатов. Оболочки имеют клапан с электроприводом для регулирования скорости взлёта и для спуска С. Открытие клапана проводится по команде из гондолы. Благодаря прозрачности плёночных оболочек их разогрев не превышает 10—15{{°}}С, что позволяет иметь значительно меньший вес посадочного балласта и даже совсем не иметь такого балласта при спуске гондолы на парашюте. Старт С. с плёночными оболочками, объём которых на земле составляет 1—3% их объёма на максимальной высоте подъёма, проводится со стартовых площадок с применением устройств, уменьшающих их высоту и парусность, или с морских судов, идущих по ветру со скоростью ветра.

Наибольшей высоты подъёма экипажа на С. достигли американские пилоты М. Росс и В. Прагер 23 мая 1961, поднявшиеся на С. “Стратолаб” с оболочкой объёмом 283,17 тысяч м3 на высоту 34668 м. Старт этого С. состоялся с авианосца. Высота С. перед взлётом достигала 125 м. В СССР 1 ноября 1962 на С. “Волга”, имевшем плёночную оболочку объёмом 72,9 тысяч м3, пилоты П. И. Долгов и Е. Н. Андреев совершили полёт на высоту 25458 м с последующим спуском на индивидуальных парашютах.

Наряду с полётами ВСА с экипажем проводятся кратковременные полёты автоматически управляемых ВСА для подъёма астростанций и другой сложной исследовательской аппаратуры на высоту от 20 до 50 км и более. 27 октября 1972 в США на высоту 52 км был поднят С. объёмом 1,36 миллионов м3 с аппаратурой массой 113 кг. В СССР с 1966 регулярно использовалась автоматическая астрономическая станция “Сатурн” с телескопом-рефлектором, имеющим диаметр главного зеркала 1 м. Подъём астростанции проводился на плёночной оболочке объёмом 107 тысяч м3 на высоту 20 км (масса груза около 6 т).

Наибольшее число полётов С. с экипажем в стратосферу было совершено в 30-х гг. Сведения о некоторых из них приведены в таблице. См. рис. к статье Аэростат.

Р. В. Пятышев.

Таблица — Данные о полётах стратостатов.

Дата полёта

Экипаж и страна

Объём стратостата, тыс. м3

Достигнутая высота, м

Время пребывания в воздухе

27.05.1931

О. Пиккар и П. Кипфер (Бельгия)

14,3

15781

16 ч

12.08.1932

О. Пиккар и М. Козинс (Бельгия)

14,3

16370

11 ч 45 мин

30.09.1933

Г. А. Прокофьев, К. Д. Годунов, Э. К. Бирнбаум (СССР)

25

18800

8 ч 20 мин

30.01.1934

П. Ф. Федосеенко, А. Б. Васенко, И. Д. Усыскин (СССР)

25

22000

7 ч 4 мин

28.07.1934

Кепнер, А. Стивенс, О. Андерсон (США)

85

18000

9 ч 57 мин

18.08.1934

М. Козинс и Н. ван дер Элст (Бельгия)

14,3

16000

14 ч

26.06.1935

К. Я. Зилле, Ю. Г. Прилуцкий, А. Б. Вериго (СССР)

25

16200

2 ч 37 мин

11.11.1935

А. Стивенс и О. Андерсон (США)

105

22066

8 ч. 15 мин

стратосфера (от латинского stratum — слой и греческого sphaira — шар) — см. в статье Атмосфера Земли.

страхование воздушное — страхование от опасностей и случайностей, возникающих при использовании гражданской авиации. Цель С. в.: компенсировать владельцу (собственнику) воздушного судна материальные потери, являющиеся прямым следствием авиационных происшествий; гарантировать пассажирам, грузовладельцам и третьим лицам возмещение в возможно более полном объёме ущерба от причинённого вреда. Развитие С. в. объясняется опасным характером некоторых авиационных происшествий, высокой стоимостью современных транспортных самолётов, а также разными основаниями ответственности за ущерб, действующими в воздушном праве отдельных стран.

Юридическими и физическими лицами, заинтересованными в страховании от авиационных рисков (страхователями), являются авиатранспортные предприятия, другие владельцы (собственники) воздушных судов и аэропортов, органы управления воздушным движением, эксплуатанты (владельцы) спортивных аэроклубов, продуценты (изготовители) авиационной техники, организаторы демонстрационных выставок и показательных полётов и т. п. Практически единственная организационная форма страхования на воздушном транспорте — коммерческое страхование. Операции по С. в. проводятся в обязательной или добровольной форме страховыми коммерческими предприятиями (страховщиками).

С. в. включает несколько видов имущественного и личного страхования, которые применяются самостоятельно или в определенном сочетании: страхование воздушного судна, авиагрузов, ответственности имущественной при воздушных перевозках и полётах, авиационного персонала и пассажиров воздушного транспорта от несчастных случаев и др. При страховании воздушного судна по типовым договорам (например, “авиакаско”) его объектом являются воздушные суда различных типов; возмещение ущерба производится в случае гибели или повреждения воздушного судна. При страховании воздушных судов на условиях “с ответственностью за все риски” круг страховых рисков в принципе неограничен и обычно включает как риски “в полёте”, “при рулении”, так и “наземные”. В этом случае возмещаются убытки, происшедшие по любой причине.

Страхование имущественной ответственности предусматривает обязательство страховщика при наступлении страхового случая возместить в пределах обусловленных в полисе лимитов все суммы, которые авиаперевозчик или иной владелец воздушного судна (страхователь) в силу закона, международной конвенции или договора перевозки должен выплатить.

В СССР развитие получили в первую очередь виды С. в., связанные с деятельностью воздушного транспорта. Государственному обязательному страхованию подлежали пассажиры, перевозимые на воздушных судах (за исключением пассажиров, провозимых в международных сообщениях). В обязательном порядке за счёт предприятий гражданской авиации производилось также страхование от несчастных случаев лётного состава и некоторых иных категорий авиаработников. Проводилось также страхование ответственности “Аэрофлота” перед иностранными пассажирами, грузовладельцами и третьими лицами при выполнении международных перевозок; страхование авиационной техники, поставлявшейся за границу (на время перегона техники иностранным заказчикам), страхование советской авиационной техники — демонстрировавшейся, выполнявшей авиационные работы или участвовавшей в международных спортивных состязаниях за границей. Страховались советские самолёты, переданные в аренду зарубежным авиакомпаниям, если не было предусмотрено её страхование арендатором.

Лит.: Международное воздушное право, кн. 2, М.. 1981.

В. М. Сенчило.

“Cтрела — экспериментальный самолёт конструкции А. С. Москалёва. Построен в 1937 по необычной для того времени аэродинамической схеме (рис. в таблице XIII) — “бесхвостка” с треугольным крылом малого (0,975) удлинения. При взлётной массе 630 кг с поршневым двигателем мощностью 103 кВт развивал скорость свыше 300 км/ч. Схема, наряду с другими, впоследствии нашла применение в реактивной авиации.

стреловидного крыла теория. Особенности и преимущества стреловидного крыла (СК), использующего скольжения принцип, проявляются в чистом виде для крыла бесконечного размаха. В соответствии с этим принципом аэродинамические характеристики СК с углом стреловидности {{c }}, обтекаемого однородным потоком идеальной жидкости со скоростью V{{¥ }}, обусловлены его взаимодействием с поперечным течением, имеющим на бесконечности поперечную скорость Vn{{¥ }} = V{{¥ }}cos{{c }} и их определение сводится к расчёту обтекания профиля (см. Профиля теория). По известным аэродинамическим характеристикам профиля вычисляются соответствующие характеристики СК. В частности, для критического Маха числа M*, подъёмной силы Y, сопротивления аэродинамического X и аэродинамических коэффициентов (подъёмной силы cya и сопротивления cxa) имеют место соотношения: M* = Mn*/cos{{c }}, Y = Yn, X = Xncos{{c }}, cya = cyancos2{{c }}, cxa = cxancos3{{c }}. Таким образом, несущие свойства СК ниже, чем у прямого, однако аэродинамическое сопротивление СК меньше, а аэродинамическое качество и, что особенно важно при трансзвуковых скоростях полёта, число M* больше, чем у прямого крыла.

С. к. т., являясь частным случаем крыла теории, позволяет рассчитывать суммарные и локальные аэродинамические характеристики не только при безотрывном обтекании, но и при наличии срыва потока в заданных местах (в частности, на всех кромках крыла). Вместе с тем применение положений и методов теории крыла к СК имеет некоторые особенности, наиболее существенные при дозвуковых скоростях полёта. В последнем случае для СК характерна пространств, картина обтекания с образованием сложной вихревой структуры. В рамках линейного приближения модель несущей нити, строго говоря, неправомочна для СК даже при большом удлинении крыла, так как поле скоростей тонкого вихря имеет особенность в местах изломов передней кромки. Но если вместо гипотезы плоских сечений воспользоваться условием непротекания на несущей поверхности, то одновихревые схемы допустимы. При расчёте обтекания СК сложной формы в плане вихревую схему необходимо строить с учётом особенностей на изломах. Расчёты показывают, что у СК с наплывом, схематизируемого системой вихрей присоединённых, суммарная циркуляция скорости G = G {{a }} изменяется по размаху плавно (см. рис.), а циркуляции G {{m }} = G {{m a }} отдельных присоединённых вихрей имеют разрывы в сечениях, соответствующих изломам крыла (нумерация {{m }} вихрей ведётся от передней кромки крыла). При больших углах атаки, в особенности при наличии отрыва потока, существенна нелинейность в аэродинамических характеристиках СК, и их расчёт должен проводиться в рамках нелинейной теории, например, методом дискретных вихрей, которая позволяет установить особенности развития вихревой структуры у СК. Устойчивые вихревые жгуты, образующиеся на подветренной стороне СК, повышают его несущие свойства.

При расчёте обтекания СК на сверхзвуковых скоростях необходимо учитывать различные области влияния, в том числе и включающие вихревой след, сходящий с задней кромки крыла.

Применение СК позволило смягчить волновой кризис (резкое возрастание коэффициентов аэродинамического сопротивления и смещение фокуса аэродинамического при трансзвуковых скоростях) и способствовало преодолению звукового барьера.

Большая роль во внедрении СК в практику самолётостроения, проведении необходимых для этого теоретических и экспериментальных исследований в нашей стране принадлежит В. В. Струминскому.

Лит.: Струминский В. В., Аэродинамика и молекулярная газовая динамика, М., 1985.

С. М. Белоцерковский.

В. В. Струминский.

стреловидное крыло — см. Крыло, Стреловидного крыла теория.

Стрельцов Владимир Владимирович (1902—1947) — один из основателей отечественной авиационной медицины, профессор (1938), доктор медицинских наук (1939). Окончил Военно-медицинскую академию (1926). В 1933—1935 возглавлял сектор Научно-исследовательского санитарного института РККА, с 1935 — начальник Центральной психофизиологической лаборатории Гражданского воздушного флота, ставшей впоследствии Центральной лабораторией авиационной медицины. Один из организаторов Института авиационной медицины (1935), кафедры авиационной медицины при Центральном институте усовершенствования врачей (в 1944—1947 — заведующий) и Военного факультета 2-го Московского медицинского института, которые он возглавлял. С 1946 — председатель Бюро организованной им секции авиационной и космической медицины Московского физиологического общества. С. занимался физиолого-гигиеническим обоснованием систем жизнеобеспечения при высотных полётах, вопросами кислородного голодания организма, методами профессионального отбора и врачебно-лётной экспертизы и многими другими проблемами. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, медалями. Портрет см. на стр. 541.

Лит.: Агаджанян Н. А., Стрельцова С. В., В. В. Стрельцов (1902—1947), М., 1982.

В. В. Стрельцов.

стрингер (английское stringer, от string — привязывать, скреплять) — продольный элемент силового набора летательного аппарата; служит для подкрепления обшивки и передачи продольных растягивающих или сжимающих нагрузок. В зависимости от назначения различают С. типовые (обеспечивают жёсткость конструкции), стыковые (по стыкам обшивки) и усиленные (в местах действия сосредоточенных нагрузок или по краям вырезов в обшивке). Для повышения живучести конструкции в местах возможного появления поперечных трещин в обшивке ставятся С. из высокопрочных материалов, которые выполняют роль ограничителей распространения трещин (“стопперов”). Шаг С., как правило, равномерный и выбирается на основе расчета на прочность.

Строев Николай Сергеевич (р. 1912) — советский учёный в области авиации, доктор технических наук (1958), дважды Герой Социалистического Труда (1966; 1982). Окончил МАИ (1937). В 1935—1936 работал в ОКБ Н. Н. Поликарпова, в 1936—1941 — в Центральном аэрогидродинамическом институте, в 1941—1966 — в ЛИИ (в 1964—1966 начальник института). В 1955—1961 преподавал в МАИ (с 1961 профессор). С 1966 на ответственной работе в государственных органах. Внёс большой вклад в развитие авиационной техники, разработку методов летных испытаний и исследований аэродинамических характеристик сверхзвуковых самолётов в натурных условиях. Государственная премия СССР (1949). Награжден 4 орденами Ленина, орденами Октябрьской революции, Отечественной войны 1-й и 2-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями.

Н. С. Строев.

строительная механика авиационных конструкций — область строительной механики сооружений, в которой в качестве объекта исследования рассматриваются конструкции отдельных агрегатов и частей летательных аппаратов или конструкция летательных аппаратов в целом. В ряду научных дисциплин, относящихся к механике деформируемых тел, С. м. занимает промежуточное место между теориями упругости и пластичности и упрощёнными приёмами расчёта инженерных объектов, которые объединены в общий раздел — сопротивление материалов. Основные задачи С. м., связанные с расчётом и проектированием летательных аппаратов, — разработка математических моделей, предназначенных для практических исследований деформаций, внутренних усилий и напряжений, устойчивости и колебаний авиационных конструкций и их элементов при статических и динамических внешних воздействиях различного происхождения (механические нагрузки, неравномерное нагревание и др.). Цели и задачи С. м. в этом случае подчинены требованию создания оптимальной конструкции летательных аппаратов (см. Конструкция авиационная), удовлетворяющей разнообразным условиям прочности, заданному ресурсу, эксплуатационной живучести, обеспечению динамических и аэроупругих характеристик (см. Аэроупругость), экономичности. Решению этих задач предшествует выбор конструктивно-силовой схемы.

Конструкция летательных аппаратов как объект исследования в С. м. является сложной системой, при создании и расчёте которой используют в различных комбинациях традиционные объекты С. м. (стержни, гладкие и подкреплённые пластины и оболочки, массивные тела), а также характерные для авиационных конструкций объекты с существенной нерегулярностью (с перепадами жёсткости, вырезами, с сосредоточенными воздействиями), со сложной геометрией и структурой (сочетание оболочек с различной кривизной, многозамкнутые структуры), подвергающиеся воздействию разнообразных процессов (статических, динамических, упругих) и находящиеся в различных состояниях деформирования упруго-пластическом, ползучести и др.). Для характерных конструкций летательных аппаратов — корпуса (фюзеляж, мотогондола), несущих поверхностей (крыло, оперение, рули), стержневых и балочных систем шасси, органов управления, узлов подвески оборудования и грузов и др. — применяются определенные методы расчёта. Так, для описания тонкостенных элементов широко используют континуальные, дискретно-континуальные и дискретные расчётные схемы. Учёт их специфических особенностей и внешних воздействий позволяет выбрать рациональную расчетную схему, упростить формулировку задач и их решение.

Теоретическую основу С. м. авиационных конструкций составляют общие теоремы и вариационные принципы механики деформируемых тел (принцип возможных перемещений, принцип возможных изменений напряжённых состояний, смешанные вариационные принципы). Благодаря развитию вычислительной техники и программирования большое распространение при реализации этих теорем и принципов получили численные методы С. м. среди которых наиболее эффективный — метод конечных элементов (см. в статье Статическая прочность). Наряду с этим актуальны и перспективны общие схемы реализации, базирующиеся на комбинированном использовании аналитических, численно-аналитических и численных моделей.

Основные направления развития С. м. авиационных конструкций следующие: разработка эффективной методологии исследования конструкций летательных аппаратов на базе системного подхода; развитие методов расчёта напряжённо-деформированного состояния подкреплённых тонкостенных конструкций, многослойных пластин и оболочек, конструкций из композиционных материалов; исследование устойчивости и динамики (в линейной и нелинейной постановках задач), аэроупругости, термоупругости, термопластичности, термоползучести конструкций летательных аппаратов; изучение действия случайных факторов и механики разрушения; дальнейшая разработка теории надёжности применительно к летательным аппаратам; автоматизация процессов исследований авиационных конструкций с использованием ЭВМ.

С. м. конструкций летательных аппаратов как научная дисциплина начала складываться с первых практических шагов становления авиации и базировалась на работах по механике конструкций русских учёных И. Г. Бубнова, Б. Г. Галёркина, А. Н. Крылова, П. Ф. Панковича, С. П. Тимошенко. Основополагающей работой в области С. м. самолёта явилась статья Н. Е. Жуковского “Исследование устойчивости конструкции аэропланов” (1918). Основные достижения С. м. на этапе создания металлических самолётов связаны с трудами В. Н. Беляева, Г. С. Еленевского, А. И. Макаревского, В. М. Стригунова, А. М. Черёмухина. В 50—70-х гг. в С. м. конструкций летательных аппаратов существенный вклад внесли советские учёные В. З. Власов, Р. А. Ададуров, Л. И. Балабух, А. А. Белоус, С. Н. Кан, Ю. Г. Одиноков, А. Ю. Ромашевский, И. А. Свердлов, А. А. Уманский и другие. Значительный вклад в перспективные направления С. м. конструкций летательных аппаратов сделали В. В. Болотин, В. В. Васильев, М. Б. Вахитов, А. С. Вольмир, Э. И. Григолюк, И. Ф. Образцов, В. И. Феодосьев, В. М. Фролов и другие.

Лит.: Ромашевский А. Ю., Климов В. И., Строительная механика самолета, М., 1965; Образцов И. Ф., Онанов Г. Г., Строительная механика скошенных тонкостенных систем, М., 1973.

И. Ф. Образцов, Ю. И. Иванов.

строй летательных аппаратов — строго определённое взаимное расположение летательных аппаратов при их совместном полёте и маневрировании. По месту в С. выделяют ведущий летательный аппарат и ведомый(е) летательный аппарат(ы). Ведущий летательный аппарат маневрирует согласно заданию, а ведомый(е) выдерживает место в С. Место в С. определяется дистанцией, интервалом и превышением (принижением) (рис. 1). По расстоянию между летательными аппаратами различают сомкнутые и разомкнутые С. В сомкнутом С. интервал и дистанция между ближайшими летательными аппаратами не превышают двух размахов крыла и двух длин летательного аппарата. По своей конфигурации С. делят на пеленг, фронт, клин и ромб (рис. 2): пеленг — летательные аппараты располагаются на прямой, составляющей угол меньше 90{{°}} к траектории полёта, фронт — на прямой, перпендикулярной к траектории полёта, клин — на сторонах угла, в вершине которого расположен ведущий летательный аппарат, ромб — в вершинах ромба. В современных условиях С. применяются только на парадах, для отработки групповой слётанности и для перелётов, не связанных с выполнением боевой задачи.

Рис. 1. Элементы строя.

Рис. 2. Строи летательных аппаратов: а — пеленг; б — фронт; в — клин; г — ромб.

струйное течение (СТ) в атмосфере — сильный узкий поток с почти горизонтальной осью в верхней тропосфере или в стратосфере, характеризующийся большими вертикальными и горизонтальными сдвигами ветра и одним или более максимумами скорости. Обычно длина СТ составляет тысячи км, ширина — сотни км, толщина — несколько км. Вертикальный сдвиг ветра около 5—10 м/с на 1 км, а горизонтальный ~5 м/с на 100 км. Нижний предел скорости в СТ условно считается равным 100 км/ч и выбран с учётом того, что ветер, скорость которого превышает 100 км/ч, оказывает заметное влияние на путевую скорость летательных аппаратов, выполняющих полёт в зоне СТ. Центральная часть СТ, где скорости ветра наибольшие, называют сердцевиной, линия максимального ветра внутри сердцевины — осью СТ. Слева от оси, если смотреть по потоку, расположена циклоническая сторона СТ, справа — антициклоническая. Горизонтальные сдвиги на циклонической стороне СТ гораздо больше, чем на антициклонической, вертикальный сдвиг ветра обычно больше над осью СТ, чем под ней. Чем сильнее СТ, тем больше вертикальный сдвиг ветра в нём. Различают тропосферные и стратосферные СТ.

Тропосферные С. т. формируются в переходной зоне между высокими холодными циклонами и высокими тёплыми антициклонами в верхней тропосфере, образующими высотные фронтальные зоны. Высотные фронтальные зоны (ВФЗ) могут объединяться, образуя планетарную (сравнимую по размерам с размерами Земли) фронтальную зону. Оси тропосферных С. т. располагаются вблизи тропопаузы и в северном полушарии находятся на высоте 6—8 км над Арктикой, 8—12 км — в умеренных широтах, 12—16 км — в субтропиках. С. т. высоких и средних широт связаны с ВФЗ и атмосферными фронтами; они меняют своё положение вместе с ними. Субтропическое западное С. т. сравнительно устойчиво и сильно. Наиболее мощное на Земле субтропическое С. т. наблюдается в зимнее время над западной частью Тихого океана, где создаются большие контрасты температуры в тропосфере между тёплым воздухом над поверхностью океана и холодным воздухом над восточной Азией.

На картах представлены средние скорости ветра на изобарической поверхности 300 гПа (соответствует высоте около 9 км) в северном полушарии зимой и летом. Видно, что зимой во внетропических широтах С. т. образуются над севером Атлантического океана и Европы. Субтропические С. т. почти окаймляют земной шар на широте 25—30{{° }}. Они более мощные, чем внетропические С. т. Средние скорости в центре С. т. превышают 150 км/ч, а над Японскими островами — 200 км/ч. Летом в связи с прогревом воздуха во внетропических широтах и уменьшением горизонтального градиента температуры между низкими и высокими широтами С. т. ослабевают. Они чаще образуются над севером Европы. В соответствии с сезонными радиационными условиями субтропические С. т., ослабевая, перемещаются к северу. Над Азией и Северной Америкой они находятся летом на широте 40—45{{°}}. С. т. изображаются и с помощью вертикальных разрезов атмосферы (см. рис.).

Стратосферные С. т. расположены выше тропопаузы. Зимние западные С. т. возникают в зоне больших меридиональных градиентов температуры и давления зимнего стратосферного циклона, расположенных между приполюсной областью и более низкими широтами. Ось этого С. т. находится на высоте 50—60 км на широте около 50{{°}}, скорость ветра меняется от 180 до 360 км/ч. Положение и высота западного стратосферного С. т. может меняться при зимних стратосферных потеплениях, во время которых холодный циклон меняет своё местоположение и интенсивность и замещается теплым антициклоном. В соответствии с радиационными условиями летнее стратосферное С. т. устойчивого восточного направления возникает на обращённой к экватору периферии летнего стратосферного тёплого антициклона. Ось С. т. расположена на высоте 50—60 км, на широте около 45{{°}}; средняя скорость ветра на оси до 180 км/ч. Экваториальное С. т. восточного направления находится летом вблизи экватора (от 0 до 15—20{{°}} широты) с осью на высоте 20—30 км и максимальными скоростями ветра до 180 км/ч.

При метеорологическом обеспечении полётов летательных аппаратов прогнозируется положение тропосферных С. т., высоты осей С. т. и максимальная скорость ветра. Эти данные включаются в авиационные прогностические карты барической топографии, вручаемые экипажам воздушных судов.

С. С. Гайгеров, Л. И. Мамонтова, X. П. Погосян.

Пример распределения скоростей ветра (сплошные линии) и температур (штриховые линии) в вертикальной плоскости: цифры у кривых — скорости ветра в км/ч и температуры в {{° }}C; буквы — направления ветра (E — восточный, SE — юго-восточный, SW — юго-западный, NE — северо-восточный, NW — северо-западный, W — западный).

струйное течение (СТ) в аэро- и гидродинамике — движение жидкости или газа, поле которого ограничено частично твёрдыми, частично жидкими границами (см. Контактная поверхность, Свободная поверхность). СТ часто встречаются в природе и технических приложениях, поэтому их экспериментальное и теоретическое исследование является важным разделом аэро- и гидродинамики.

Обширный класс СТ рассматривается в рамках потенциального движения идеальной несжимаемой жидкости, когда жидкая граница есть свободная поверхность (см. также Струйных течений теория). Если на тело натекает тонкая (по сравнению с его характерным размером) струя жидкости, то она “прилипает” к его поверхности и обтекает её безотрывно — эффект Коандэ. Поскольку свободная поверхность струи граничит с неподвижной средой, в которой давление постоянно, то образующийся пограничный слой развивается практически в изобарических условиях и отрыв пограничного слоя отсутствует; этот эффект используется, например, в Коандэ закрылках.

Теоретические исследования вязких ламинарных СТ проводятся на основе Навье — Стокса уравнений или уравнений пограничного слоя, характерным примером такого СТ может служить струя, истекающая из бесконечно узкого отверстия в покоящуюся среду с теми же физическими свойствами. Для этого СТ максимальное значение скорости на его оси пропорционально x-1/3 в плоском случае и {{¥ }}x-1 в осесиметричном (х — продольная координата, отсчитываемая от отверстия). Для СТ, образующегося при истечении жидкости из отверстия конечного размера, указанные закономерности носят асимптотический характер. В реальных условиях ламинарный режим в СТ обычно быстро сменяется турбулентным, что приводит к изменению закономерностей развития струи (см. Турбулентные струи).

В. А. Башкин.

струйные рули — см. в статье Газодинамическое управление летательным аппаратом.

струйный закрылок — устройство для увеличения подъёмной силы крыла путём выдува струи сжатого воздуха (газа) из щелевого сопла, расположенного вдоль задней кромки крыла, под углом к хорде (см. рис. 1, д к статье Энергетическая механизация крыла). Увеличение подъёмной силы происходит вследствие возрастания циркуляции скорости вокруг крыла и соответствующего повышения аэродинамической силы на его поверхности (так называемый эффект суперциркуляции) и за счёт вертикальной составляющей реакции струи. Коэффициент cy полной подъёмной силы крыла (см. Аэродинамические коэффициенты) изменяется приблизительно пропорционально величине kc1/2{{m }}, где k — коэффициент, зависящий от геометрических параметров крыла и С. з. (угла выдува струи, протяжённости С. з. и его расположения по размаху крыла), c{{m }} — коэффициент импульса струи (см. в статье Управление пограничным слоем). При больших значениях коэффициента импульса струи (c{{m » }} 3—5) значение cy для крыльев с удлинением 8—10 со С. з. может достигать значений 10—15. При малых коэффициентах c{{m }} увеличение подъёмной силы происходит главным образом за счёт воздействия струи на обтекание крыла, при этом аэродинамическая часть приращения подъёмной силы может в несколько раз превышать приращение подъёмной силы за счёт реакции струи. С увеличением коэффициента c{{m }} всё большее значение приобретает вертикальная составляющая реакции струи. При определённых, достаточно больших значениях коэффициента c{{m }} на крыле конечного размаха со С. з. практически прекращается рост аэродинамической части приращения коэффициента подъёмной силы, который достигает своего предельного значения {{D }}cyA lim. Значение {{D }}cyA lim возрастает с увеличением удлинения крыла, размаха С. з. и угла выдува струи.

Первые исследования С. з. были проведены в 1938—1941. Практическая реализация С. з. на самолёте связана с конструктивными трудностями, обусловленными необходимостью обеспечения отбора сжатого воздуха от двигателя или специального газогенератора и размещения каналов в крыле для подачи воздуха к щелевому соплу.

Лит.: Ружицкий Е. И., Безаэродромная авиация, М., 1959; Мартынов А. К., Прикладная аэродинамика, М., 1972.

А. В. Петров.

струйных течений теория — раздел гидродинамики, изучающий течения идеальной жидкости или газа, ограниченные частично твёрдыми стенками и частично свободными поверхностями, на которых давление и, согласно Бернулли уравнению, скорость жидкости постоянны. При этом предполагается, что массовыми силами и поверхностным натяжением можно пренебречь.

Схема струйного течения (СТ) с образованием в жидкости свободных поверхностей тангенциальных разрывов была предложена Г. Гельмгольцем (1868). В 1869 Г. Кирхгоф решил первые задачи плоских потенциальных СТ несжимаемой жидкости, в частности истечения струи из отверстия в стенке и обтекания пластинки под углом атаки {{α}} с отрывом потока от её кромок и образованием “застойной” (отрывной) области, давление p0 в которой равно давлению p{{¥ }} в набегающем потоке (на “бесконечности”, рис., а). При истечении из отверстия С. т. т. позволяет определить форму струи и коэффициент её сжатия. Струйное обтекание пластинки по схеме Кирхгофа, в отличие от сплошного обтекания, при котором тело в потенциальном, потоке не испытывает сопротивления (Д’Аламбера—Эйлера парадокс), дает силу Fn, действующую по нормали к пластинке, и соответственно силу сопротивления Fy = Fnsin{{a }} и подъёмную силу Fy = Fncos{{a }}. Коэффициент нормальной силы Cn на единицу ширины пластинки выражается формулой Рэлея (1876)

{{формула}},

где {{r }} — плотность жидкости, v{{¥ }} — скорость потока на бесконечности, l — длина пластинки. Эта сила, равно как получающаяся по формуле Ньютона (см. Ньютона теория обтекания), —

Cn = 2sin2{{a }},

и по формуле, полученной Н. Е. Жуковским для случая безотрывного обтекания пластинки при наличии подсасывающей силы, —

Cn = {{p }}sin2{{a }},

(последняя при {{a }} > 15° не соответствует экспериментальным данным). Позже были открыты кавитационные течения, возникающие в капельной жидкости с образованием за телом паровых или газовых каверн, в которых давление p0 < p{{¥ }}. Разрежение в каверне характеризуется числом кавитации {{s }}:

{{формула}}.

В отличие от СТ Кирхгофа ({{s }} = 0), кавитационные течения имеют свободные границы конечной длины. Известны различные кавитационные схемы (Жуковского — Рошко, Рябушинского, Эфроса, By, Кузнецова и других), различающиеся способом замыкания каверны. Наиболее совершенной, свободной от “лишних” параметров, является схема Тулина — Терентьева, в которой границы каверны заканчиваются спиралевидными (при математическом описании бесконечнолистными) завитками (рис., б). В реальных отрывных течениях при больших Рейнольдса числах Re давление в отрывных областях вблизи тела практически постоянно, и при правильном выборе {{s }} кавитационного течения оказываются их удовлетворительной расчётной моделью. Для малых углов атаки, когда срыв потока происходит только с передней кромки пластинки, используется схема частичной кавитации (рис., в), оказывающаяся для заданных {{a }} и {{s }} двузначной по длине каверны и значению Cn.

Для построения простых СТ применяется годографа метод комплексной скорости {{v}} = vx - ivy = vexp{-iv}. В заданной области годографа непосредственно или путём её конформного отображения на более простую определяется комплексный потенциал скорости {{w }} = {{j }} + i{{y }} = {{w }}(v), после чего течение в физической плоскости строится квадратурой:

{{формула}}.

Более общий приём был предложен Жуковским (1890). Он ввёл функцию {{w }} = lnv = lnv - iv и производную комплексного потенциала d{{w }}/du как функции параметрического переменного и в канонической области (верхней полуплоскости). В случае СТ с кусочно-прямолинейными твёрдыми границами функции {{w }}(u) и d{{w }}/du определяются по формуле Шварца — Кристоффеля или методом особых точек (С. А. Чаплыгин), после чего находится

z = {{ò }}exp{- {{w }})}(d{{w }}/du)du.

В случае криволинейных профилей заданной формы построение СТ сводится к решению интегродифференциального уравнения, причём точки схода свободных границ в рамках теории невязкой жидкости находятся из условия, согласно которому кривизна свободной границы в этих точках должна быть равна кривизне твёрдой границы.

Чаплыгину принадлежит обобщение теории плоских СТ на случай потенциальных дозвуковых течений газа. Известны также решения более общих задач теории струй: нестационарного обтекания, течений тяжёлой и капиллярной жидкостей и другие. Осесимметричные и пространственные СТ не имеют конечных аналитических решений и изучаются в линейном приближении или численно.

С. т. т. используется для расчёта сил воздействия потока на обтекаемое тело и формы каверн в кавитационных течениях, определения формы струй при их истечении из отверстий, построения каналов, тел и профилей с участками заданной постоянной скорости жидкости или газа, а также в теории отрывных течений вязкой жидкости при больших числах Рейнольдса в качестве модели внешнего потенциального течения, взаимодействующего с пограничным слоем и следом за телом.

Лит.: Биркгоф Г., Сарантонелло Э., Струи, следы и каверны, М., 1964; Гуревич М. И., Теория струй идеальной жидкости, М., 1979; Гогиш Л. В., Степанов Г. Ю., Турбулентные отрывные течения, М., 1979.

Г. Ю. Степанов.

Струйное обтекание пластинки по схемам Кирхгофа (а), Тулина — Терентьева при полном (б) и частичном (в) отрыве; v0 — скорость на границе зоны.

Струминский Владимир Васильевич (р. 1914) — советский учёный в области аэродинамики и теоретических основ самолётостроения, академик АН СССР (1966; член-корреспондент 1958). В 1938 окончил МГУ. Работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (1941—1966). Директор Института теоретической и прикладной механики Сибирского отделения АН СССР (1966—1971), заведующим отделом физической аэромеханики Института проблем механики АН СССР (1971—1977). С 1977 заведующий сектором механики неоднородных сред (позже отдел механико-математических методов в технологии и экономике) АН СССР. Разработал теорию трёхмерного пограничного слоя, с помощью которой были выявлены основные законы обтекания стреловидных и треугольных крыльев самолёта. Эти исследования сыграли существенную роль в преодолении звукового барьера и достижении сверхзвуковых скоростей полёта. Инициатор исследований по использованию водорода в качестве топлива в авиационной и воздушно-космической технике. Премия имени Н. Е. Жуковского (1947), Ленинская премия (1961), Государственная премия СССР (1947, 1948). Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, Дружбы народов, Красной Звезды, “Знак Почёта”, медалями. Портрет см. на стр. 543.

Соч.: Турбулентные течения, М., 1974; Аэродинамика и молекулярная газовая динамика, М., 1985.

В. В. Струминский.

Струхала число — безразмерный параметр Sh, равный отношению характерного времени L/V движения частиц жидкости или газа в поле течения к характерному времени Т нестационарного процесса: Sh = L/(VT), где L, V — характерные длина и скорость соответственно. Названо по имени чешского физика В. Струхала (правильнее Строугаля, V. Strouhal), который в 1878 изучал колебания струн в однородном потоке воздуха и использовал данный параметр при анализе экспериментальных данных. С. ч. характеризует меру влияния нестационарности течения на газодинамические переменные (см. Квазистационарное течение, Нестационарное течение).

ступень компрессора турбины — совокупность вращающегося и неподвижного лопаточных венцов. В компрессоре ступенью называют рабочее колесо и расположенный за ним направляющий аппарат (осевой и диагональный компрессоры) или безлопаточный и лопаточный диффузоры (центробежный компрессор), в турбине — сопловой аппарат и стоящее за ним рабочее колесо (осевая и центростремительная турбины). В зависимости от Маха числа M потока перед венцами ступень называют дозвуковой (M < 1 в обоих венцах), трансзвуковой (M > 1 на части высоты лопатки хотя бы в одном венде) и сверхзвуковой (M > 1 по всей высоте лопатки хотя бы в одном венце). В турбине преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую происходит в каналах лопаточных венцов соплового аппарата и ротора, распределение теплоперепада между венцами характеризуется степенью реактивности ступени (отношением теплоперепадов, срабатываемых в рабочем колесе и ступени). Значение её в зависимости от назначения турбины изменяется в широких пределах: от нуля, когда вся потенциальная энергия преобразуется в кинетическую в сопловом аппарате турбины (активные ступени), примерно до 0,5 (реактивные ступени). В турбинах авиационных газотурбинных двигателей применяются обычно реактивные ступени. В компрессорах также применяются, как правило, реактивные ступени, степень реактивности которых равна 0,5 и выше.

Стэнтона число — то же, что Стантона число.

Су — марка самолётов, созданных в ОКБ, возглавлявшемся П. О. Сухим (см. Машиностроительный завод имени П. О. Сухого).

Самолёты, созданные под руководством его преемников, имеют также марку Су (рис. 1). ОКБ специализировалось по трём основным направлениям: штурмовики и фронтовые истребители;, истребители-перехватчики; бомбардировщики различных типов. Основные данные некоторых самолётов приведены в таблицах 1 и 2. В семействе самолётов Су имело место повторение обозначений. Так, например, в первом поколении советских реактивных самолётов были созданные в 1945—1949 опытные и экспериментальные Су-9, Су-11, Су-15, Су-17. И в ряду более поздних серийных сверхзвуковых самолётов снова были образцы с теми же обозначениями.

Развитие ОКБ началось с разработки двухместного (лётчик и штурман, он же стрелок и радист) многоцелевого самолёта с убирающимся шасси в вариантах ближнего бомбардировщика, штурмовика, разведчика и корректировщика артогня. Опытный экземпляр самолёта под названием “Иванов” (АНТ-51) построен в 1937. Это моноплан цельнометаллической конструкции с поршневым двигателем М-62, двухлопастным металлическим воздушным винтом ВИШ-6. Бомбовая нагрузка 200 кг, стрелковое вооружение — четыре-шесть пулемётов ШКАС. В 1939 самолёт модифицирован под более мощный двигатель М-87А с трёхлопастным винтом ВИШ-23; получил название ББ-1 (ближний бомбардировщик) и в варианте смешанной конструкции (деревянно-металлической) запущен в серийное производство. В процессе серийного выпуска на самолёте (получившем в 1940 обозначение Су-2, см. рис. в таблице XVII) установлен двигатель М-88Б, а с 1941 — М-82 (рис. 2). При нормальной взлётной массе вся бомбовая нагрузка (до 400 кг) размещалась в фюзеляжном бомбоотсеке на кассетных держателях, а не на наружной подвеске, что улучшало аэродинамику самолёта. Эта компоновка неоднократно использовалась и в дальнейшем. Часть самолётов была снабжена восемью держателями для подвески реактивных снарядов (РС-82 или PC-132). Стрелковое вооружение состояло из шести пулеметов ШКАС: четырёх неподвижных крыльевых, одного на вращающейся турельной установке и одного на подвижной (нижней) люковой пулемётной установке. Конструкция серийных самолётов смешанная: двухлонжеронное крыло, центроплан и горизонтальное оперение цельнометаллические; фюзеляж и киль деревянные с несущей обшивкой из шпона. Топливные баки сварные с протектированием. Особое внимание уделено удобству работы лётчика и штурмана (просторные обогреваемые кабины с хорошим обзором, дублированное ручное и ножное управление самолётом и двигателем). В конструкции широко использованы стандартные профили открытого типа и детали, изготовленные горячей штамповкой или литьём; при изготовлении отдельных агрегатов применён плазово-шаблонный метод. Это позволило повысить степень механизации производственных процессов, что важно при решении проблем создания массового самолёта. Все серийные модификации самолёта Су-2 (выпускался до середины 1942) принимали участие в боевых операциях начального периода Великой Отечественной войны, а на отдельных фронтах — до конца 1944, показав высокую живучесть даже при сильном поражении зенитным огнём. В память об участии в боевых операциях на Волге макет самолёта Су-2 установлен в музее-панораме “Сталинградская битва” в Волгограде.

Развивая идею специализированного самолёта непосредственной поддержки войск на поле боя, ОКБ создаёт в 1941 опытный одноместный бронированный штурмовик Су-6 (СА) с поршневым двигателем воздушного охлаждения. Вооружение — до 400 кг бомб в бомбоотсеке за кабиной лётчика; в крыле — четыре пулемёта ШКАС и две пушки ВЯ, под крылом — до 10 ракетных снарядов (РС-82 или РС-132). В 1942, учитывая опыт боевого применения Ил-2, самолёт был переоборудован в двухместный Су-6 (С-2А) с кабиной стрелка, оснащённой крупнокалиберным пулемётом УБ (УБТ) для защиты задней полусферы. Двигатель — М-71Ф. Этот самолёт (рис. 3) — свободнонесущий моноплан с низкорасположенным крылом и убирающимся шасси. Крыло состояло из цельнометаллического центроплана и двух отъёмных деревянных с металлическими лонжеронами консолей. Стабилизатор цельнометаллический, киль и хвостовая часть фюзеляжа деревянные с обшивкой из шпона. Все жизненно важные элементы самолёта защищены бронёй, почти всё управление дублированное (для повышения боевой живучести). Пушки заменены более мощными (НС-37), бомбы (до 200 кг) располагались по бортам около кабины стрелка в контейнерах “навалом”, что значительно ускоряло предполётную подготовку самолёта. Для улучшения манёвренных характеристик крыло снабжено автоматическими предкрылками. В итоге самолёт получился достаточно лёгким, отличался высокими характеристиками по скорости, скороподъёмности, дальности полёта, имел хорошую защиту экипажа. Так как выпуск двигателя М-71Ф налажен не был, Су-6 (С-2А) пришлось переоборудовать под более тяжёлый двигатель АМ-42 с четырёхлопастным винтом, что потребовало установки цельнометаллического крыла увеличенной площади без предкрылков. Для защиты двигателя и кабины экипажа применён бронекорпус, включённый в силовую схему фюзеляжа. Самолёт серийно не строился, так как к этому времени прошёл испытания штурмовик Ил-10.

Су-8 — двухместный бронированный штурмовик с двумя поршневыми двигателями М-71Ф, созданный для обеспечения наступательных операций наземных войск, действовавших на больших удалениях от аэродромов, а также для разрушения коммуникаций противника в глубоком тылу. Конструкция самолёта смешанная: центроплан цельнометаллический, консоли крыла деревянные с металлическими лонжероном и стенками; оперение из дуралюмина; хвостовая часть фюзеляжа деревянная, средняя — из дуралюмина, носовая — целиком из броневой стали. Броня защищала от огня крупнокалиберного оружия экипаж, двигатели, бензо- и маслобаки. По мощности стрелкового (восемь пулемётов ШКАС и один УБ, две пушки НС-45) и бомбардировочного (600—1400 кг бомб и 10 реактивных снарядов) вооружения самолёт не имел себе равных. Он прошёл заводские и государственные испытания, но серийно не строился.

Су-9 (рис. 4 и рис. в таблице XXIII) — опытный фронтовой истребитель цельнометаллической конструкции с двумя турбореактивными двигателями РД-10 в гондолах под крылом — первый реактивный самолёт ОКБ. Создан в 1946. Фюзеляж полумонококовой конструкции; кабина бронированная, снабжена катапультным креслом, разработанным в ОКБ. Управляемый (переставной) стабилизатор закреплён на киле. Крыло однолонжеронное трапециевидной формы. Протектированные баки (впереди и за кабиной) мягкой конструкции. Самолёт имел мощное пушечное (одну пушку Н-37 и две НС-23) и бомбардировочное (500 кг бомб) вооружение. При создании Су-9 решены некоторые проблемы, возникшие с появлением реактивных скоростных самолётов: отработана установка сбрасываемых стартовых пороховых ускорителей, сокративших длину разбега на 45—50%, применён посадочный тормозной парашют (длина пробега сокращена на 30%) и т. д. В процессе испытаний выявлены большие нагрузки на ручку управления лётчика на околозвуковых скоростях, для уменьшения которых впервые в практике отечественного самолётостроения спроектированы, построены и установлены рулевые приводы элеронов и руля высоты. Крыло самолёта снабжено механизацией, состоявшей из закрылков и тормозных щитков оригинальной конструкции (из двух половин), которые при отклонении в разные стороны работали в режиме воздушных тормозов, при отклонении вниз нижней половины — в режиме посадочного щитка.

Су-11 — модификация Су-9 под более мощные двигатели ТР-1 для повышения максимальной скорости. Создан в 1947. Изменены профиль и форма крыла, щитки заменены выдвижными закрылками, гондолы подняты до хорды крыла. Лётные данные Су-9 и Су-11 оказались близкими; серийно не строились.

Су-17 — экспериментальный самолёт с турбореактивным двигателем АЛ-3 и отделяемой носовой частью фюзеляжа с герметичной кабиной (отделение производилось пороховой катапультой, стабилизация — парашютным устройством). Установлено сиденье с изменяемой с перегрузкой конфигурацией; катапультирование из неотделяемой кабины — с перегрузкой 18, а из отделённой, свободнопадающей — с перегрузкой 5—6. Су-17 — цельнометаллический среднеплан с однолонжеронным крылом большой стреловидности. Фюзеляж полумонококовой конструкции, стабилизатор крепился на киле. Самолёт, построенный в 1949, предназначался для исследования особенностей полёта на околозвуковых скоростях и стал прототипом фронтового истребителя. Лётные испытания не проводились.

Су-7 (рис. в таблице XXV) — одноместный фронтовой реактивный истребитель с турбореактивным двигателем АЛ-7Ф — первый серийный сверхзвуковой самолёт ОКБ. Су-7 — цельнометаллический среднеплан со стреловидным однолонжеронным крылом с подкосной балкой. Оперение однокилевое, стреловидное; стабилизатор цельно-поворотный. Фюзеляж типа полумонокок из дуралюмина и стали (основные конструктивные элементы). Воздухозаборник регулируемый. Кабина лётчика герметичная, снабжена катапультиым креслом; лобовая броня прозрачная (толщина 105 мм), передняя стенка из стальной бронеплиты (толщина 8 мм). Управление стабилизатором, рулём направления и элеронами с помощью гидроусилителей по необратимой схеме; надёжность обеспечена наличием независимых систем питания гидроусилителей — основной и дублирующей. Вооружение — две пушки НР-30, 16 реактивных снарядов, бомбы (до 1 т).

Су-7Б — модификация Су-7 (фронтовой истребитель-бомбардировщик с турбореактивным двигателем АЛ-7Ф-1). Увеличено количество топлива, бомбовая нагрузка доведена до 2 т.

Су-7БМ (рис. 5) — модификация самолёта Су-7Б. Увеличен запас топлива (введением крыльевых баков), усилено шасси, установлено новое навигационное и прицельное оборудование, кабина приспособлена для полётов ночью.

Су-7БКЛ — модификация самолёта Су-7БМ. Применены колёсно-лыжное шасси, тормозной парашют увеличенной площади, стартовые пороховые ускорители (что позволило эксплуатировать самолёт с укороченных бетонированных и грунтовых взлётно-посадочных полос). Увеличены запас топлива и боевая нагрузка (до 2,5 т).

Серийно выпускались также двухместные учебно-боевой самолёт Су-7У и на его базе — Су-7БМК и Су-7УМК (экспортные).

С-22И (рис. 6) — экспериментальный самолёт с крылом изменяемой в полёте стреловидности; построен на базе Су-7БМ и испытан в 1966. Это первый самолёт в СССР с таким крылом; в последующие годы на его основе создано несколько серийных модификаций, в том числе семейство самолётов Су-17.

Су-17М4 — одноместный истребитель-бомбардировщик с крылом изменяемой в полёте стреловидности. Предназначен для поражения наземных, надводных и воздушных целей и для ведения комплексной воздушной разведки. Вооружение — встроенные пушечные установки калибра 30 мм, а на 10 точках подвески: бомбы массой от 100 до 500 кг, контейнеры малогабаритных боевых элементов, неуправляемые авиационные ракеты калибра от 57 до 370 мм, контейнерные подвижные пушечные установки калибра 23 мм, управляемые ракеты “воздух — поверхность” с лазерным наведением, управляемые ракеты “воздух — радиолокационная станция” и управляемые ракеты “воздух—воздух” с тепловыми головками самонаведения (ГСН).

Т6-1 — опытный двухместный (лётчик и штурман) маловысотный штурмовик с двумя маршевыми и четырьмя подъёмными двигателями, обеспечивающими укороченный взлёт и посадку. Самолёт цельнометаллической конструкции с высоким расположением крыла трапециевидной формы; носовая часть обычной конструкции, центральная и хвостовая — с применением панелей с продольным и поперечным набором (“вафельной” конструкции), чем объясняется прямоугольное сечение фюзеляжа. На его базе был создан фронтовой бомбардировщик Су-24 с крылом изменяемой в полёте стреловидности (серийный).

Су-24МК (рис. 7) — экспортная модификация самолёта Су-24 с двумя турбореактивными двигателями АЛ-21Ф-ЗА. Предназначен для ведения боевых действий в простых и сложных метеоусловиях, днём и ночью, в том числе на малых высотах, при ручном и автоматическом управлении. Навигационное оборудование обеспечивает точность и надёжность самолётовождения и возможность вести боевые действия с выходом в район цели в режиме автономной навигации по запрограммированному маршруту. Самолёт оборудован системой дозаправки топливом в полете, способен действовать с грунтовых взлётно-посадочных полос. Вооружение — встроенная пушка калибра 23 мм и на восьми точках подвески: бомбы массой от 100 до 1500 кг, контейнеры малогабаритных боевых элементов и разовые бомбовые кассеты; управляемые ракеты “воздух — поверхность” с лазерным и телевизионным наведением и наведением для подавления радиолокационных станций противника; управляемые ракеты “воздух — воздух” с тепловыми головками самонаведения; неуправляемые авиационные ракеты калибра от 57 до 370 мм; три подвижные пушечные установки калибра 23 мм. Максимальная боевая нагрузка 8 т. Строился серийно.

Су-25 (1975) — одноместный цельнометаллический штурмовик с двумя турбореактивными двигателями (в серии — Р-95Ш), предназначенный для непосредственной поддержки сухопутных войск. Простота пилотирования, высокая манёвренность, относительно высокая тяговооружённость позволяют Су-25 поражать цели с первого захода. Выживаемость обеспечивается комплексом конструктивных мер. Вооружение на 10 точках подвески: бомбы массой от 100 до 500 кг, контейнеры малогабаритных боевых элементов; управляемые ракеты “воздух — поверхность” с лазерным наведением и управляемые ракеты “воздух — воздух” с тепловыми ГСН; неуправляемые авиационные ракеты калибра от 57 до 370 мм; подвижные пушечные установки калибра 23 мм. Одна пушка встроенная. Максимальная боевая нагрузка 4,4 т. Самолёт строится серийно и поставляется на экспорт (рис. 8).

Семейство Су-25 включает также варианты для летной подготовки: двухместный учебно-боевой самолёт Су-25УБ, двухместный учебно-тренировочный самолёт начального обучения Су-25УТ и его корабельный вариант Су-2БУТГ.

Второе направление в деятельности ОКБ — истребители-перехватчики. Су-1 с поршневым двигателем М-105П с двумя турбокомпрессорами — первый истребитель ОКБ. Су-1 — низкоплан смешанной конструкции: фюзеляж типа монокок и киль деревянные; однолонжеронное крыло и горизонтальное оперение цельнометаллические; элероны, рули высоты и направления металлические с полотняной обшивкой. Крыло снабжено отклоняемыми посадочными щитками. Центроплан выполнен заодно с фюзеляжем, консоли крыла — отъёмные. Водяной радиатор размещён наклонно за кабиной лётчика, что значительно уменьшило лобовое в сопротивление. Пушка расположена в развале двигателя, а над ним — два синхронных пулемета. Одновременно строился истребитель Су-3, который отличался уменьшенными размахом и площадью крыла. Несмотря на большую работу, проведённую по доводке турбокомпрессоров, их недостатки устранить не удалось, и работы по самолётам Су-1 и Су-3 были прекращены.

Су-5 — опытный одноместный истребитель с основным поршневым двигателем ВК-107А, от которого отбиралась мощность и для привода компрессора вспомогательного реактивного двигателя конструкции Центрального института авиационного моторостроения, который использовался как ускоритель. Низкорасположенное однолонжеронное крыло средней толщины цельнометаллическое со щитками и элеронами. Фюзеляж монококовой конструкции; нерегулируемый стабилизатор и киль установлены над фюзеляжем. В носовой части в развале двигателя размещалась пушка НС-23, над двигателем — два синхронных пулемёта УБ (УБС). Лётчик был защищён стальной бронеспинкой и заголовником из бронестекла. На заводских испытаниях Су-5 при взлётной массе 3804 кг с включением вспомогательного двигателя на высоте 7800 м показал скорость 810 км/ч, потолок 12050 м. Серийно не строился, так как успешное развитие “чисто” реактивных двигателей делало комбинированные силовые установки применённого типа неперспективными.

Т-3 — одноместный истребитель-перехватчик с турбореактивным двигателем АЛ-7Ф-1 и треугольным крылом. Крыло трёхбалочной схемы, с передней и задней стенками, со стреловидностью 60{{°}} по передней кромке, снабжено элеронами и щитками-закрылками. Горизонтальное оперение цельноповоротное, стреловидное. Фюзеляж полумонококовой конструкции, снабжён четырьмя воздушными тормозными щитками; воздухозаборник нерегулируемый, над ним — носовой конус с радиолокатором. На различных модификациях самолёта Т-3 отрабатывались: осесимметричный воздухозаборник с регулируемым центральным телом большого диаметра; боковые секторные воздухозаборники, в которых радиопрозрачная носовая часть самолёта являлась одновременно первой ступенью конуса воздухозаборника (дальнейшее сжатие потока осуществлялось в регулируемом секторном заборнике); воздухозаборник с неподвижным центральным телом (регулирование с помощью створок перепуска) и т. д. На самолёте Т-43-1 (или Т-431) исследовались аэродинамических характеристики. Впервые в практике мирового самолётостроения были применены створки перепуска воздуха с двухсторонним отклонением, обеспечивающие устойчивую работу двигателя на всех режимах полёта; конус воздухозаборника подвижный, с центральным телом, двухскачковый. Вооружение — четыре управляемые ракеты “воздух — воздух”. На самолётах Т-405 и Т-431 в 1959—1962 установлено четыре мировых рекорда скорости и высоты полёта.

Су-9 (рис. 9) создан на базе Т-3 — первый в СССР принятый на вооружение истребитель-перехватчик, являвшийся составной частью единого комплекса перехвата авиации ПВО, включавшего самолётную бортовую систему управления оружием, оружие (четыре управляемые ракеты “воздух  воздух”) и наземную систему целеуказания и наведения. Задача: перехват воздушных целей, летящих на высоте до 20 км в простых и сложны