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

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

В. К. Токарев.

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

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

Г. П. Свищев.

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

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

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

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

Лит. см. при статье Разреженных газов динамика.

В. С. Галкин.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Я. В. Пятышев.

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

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

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

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

В. С. Грязнов.

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

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

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

А. Г. Обрубов.

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

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

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

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

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

Г. И. Северин.

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

Г. А. Седов.

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

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

Л. И. Седов.

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

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

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

А. Ф. Селихов.

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

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

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

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

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

Загрузка удобрений в самолет Ан-2.

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

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

Н. И. Семейко.

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

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

В. В. Сенько.

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

Истребитель-бомбардировщик “Ягуар”.

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

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

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

В. Г. Микеладзе.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

В. Я. Бочаров.

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

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

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

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

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

А. В. Сергеев.

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

С. В. Серенсен.

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

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

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

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

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

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

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

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

М. И. Мазурский.

Структурная схема сертификации гражданских летательных аппаратов.

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

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

“Сессна” —см. “Цессна”.

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

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

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

В. А. Башкин.

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

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

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

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

Г. Ф. Сивков.

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

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

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

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

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

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

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

М. И. Юровицкий.

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

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

И. И. Сидорин.

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

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

Х. де ла Сиерва.

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

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

И. И. Сикорский.

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

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

В. В. Беляев.

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

Рис. 2. Административный вертолёт S-76.

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

И. С. Силаев.

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

А. П. Силантьев.

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

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

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

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

В. М. Вуль.

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

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

М. П. Симонов.

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

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

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

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

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

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

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

Г. И. Ковалёв.

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

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

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

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

Л. М. Шкадов.

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

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

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

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

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

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

В. Н. Силюк.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Ю. А. Нагаев. И. Н. Черняков.

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

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

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

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

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

И. А. Копчиков.

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

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

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

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

М. И. Юровицкий.

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

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

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

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

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

Г. И. Загайнов.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Земная С. к. (OX₀Y₀Z₀) — С. к., начало и оси которой фиксированы по отношению к Земле и выбираются в соответствии с задачей. У нормальной земной С. к. (O₀X_gY_gZ_g) ось O₀Y_g направлена вверх по местной вертикали, совпадающей с направлением силы тяжести в данной точке.

Стартовая С. к. (O₀X_сY_сZ_с) — С. к., начало O₀ которой совпадает с характерной точкой (обычно центром масс) летательного аппарата в начальный момент движения, а направления соответствующих осей выбираются так же, как у нормальной земной С. к.

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

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

М. А. Ерусалимский.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

В. А. Башкин.

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

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

{{формула}}

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

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

Лит. см. при статье Разреженных газов динамика.

В. С. Галкин.

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

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

Н. М. Скоморохов.

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

Н. К. Скоморохов.

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

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

Б. Х. Давидсон.

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

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

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

Для дальнейшего чтения нажмите кнопку