“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.

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 c_y (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 c_y < c_{y max}, а dc_y/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 c_y({{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 R_A (её называют аэродинамической силой планёра) в скоростной системе координат можно представить в виде двух составляющих — аэродинамической подъёмной силы Y_a и силы лобового сопротивления X_a (в общем случае возможно также наличие и боковой силы Z_a). Сила Y_a определяется в основном подъёмными силами крыла и горизонт, оперения, а противоположно направленная по отношению к скорости полёта сила X_a 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: Y_a = c_yaqS, X_a = c_xaqS, причём коэффициент пропорциональности (коэффициент подъёмной силы c_ya и коэффициент лобового сопротивления c_xa) 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 = Y_a/X_a = c_ya/c_xa В установившемся (V = const) горизонтальном полёте вес самолёта G уравновешивается подъёмной силой (Y_a = G), а тяга Р силовой установки должна компенсировать лобовое сопротивление (P = X_a). 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 = c_yr 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 c_y, 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 K_max перегрузки n_{y 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 }}^x_x;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 }}^x_x ({{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 (см. Звуковой 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 (см. Осесимметричное 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.

Для дальнейшего чтения нажмите кнопку