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

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

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

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

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

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

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

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

Л. Е. Васильев.

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

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

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

Н. С. Скрипко.

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

Скула лодки гидросамолёта.

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

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

А. И. Рубан.

Аэродинамический след за летящим со сверхзвуковой скоростью конусообразным телом.

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

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

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

М. Т. Слепнев.

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

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

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

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

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

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

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

В. А. Башкин.

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

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

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

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

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

Я. В. Смушкевич.

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

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

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

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

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

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

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

В. В. Риттер.

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

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

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

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

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

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

Ю. Ф. Шелюхин.

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

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

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

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

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

В. С. Грязнов.

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

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

О. В. Соколовский.

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

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

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

Е. С. Соловьев.

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

П. А. Соловьев.

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

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

Соосный винт самолёта Ан-22 “Антей”.

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

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

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

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

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

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

Б. А. Пономарёв.

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

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

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

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

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

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

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

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

Для крыльев конечного размаха, а также для любых пространственных тел конечных размеров, наряду с рассмотренным выше, имеется и другой механизм образования сопротивления, поэтому при распространении понятий “сопротивление форм” и “профильное сопротивление” на пространств, случай обычно определяют их для условий обтекания при нулевой подъёмной силе (коэффициент подъёмной силы c_y = 0). При наличии подъёмной силы (c_y {{¹ }} 0) образующаяся за телом вихревая пелена вызывает появление индуктивного сопротивления (ИС), являющегося частью СД (коэффициент ИС c_xi пропорционален c_y²). Механизм возникновения ИС связан с тем, что непрерывно порождаемая телом вихревая пелена индуцирует движение всё новых масс среды, то есть имеет место непрерывное увеличение кинетической энергии потока, а это возможно только при работе силы сопротивления, отличной от нуля. Этот механизм ИС может быть объяснён в рамках теории идеальной жидкости, хотя следует помнить, что в действительности генерация завихренности на поверхности тела и её диссипация в потоке обусловлены действием вязкости среды.

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

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

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

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

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

В. А. Башкин, В. В. Сычёв.

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

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

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

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

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

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

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

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

В. А. Башкин.

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

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

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

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

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

Ю. А. Гладков.

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

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

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

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

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

{{формула}}

(закон сохранения массы),

{{формула}}

(закон сохранения импульса),

{{формула}}

(закон сохранения энергии).

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

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

В. А. Башкин.

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

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

Ю. Я. Шилов.

Старт “Спейс шаттла”.

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

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

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

В. А. Яковлев.

спеченные материалы — см. в статье Порошковые материалы.

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

Спираль.

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

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

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

В. И. Кобзев.

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

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

И. Т. Спирин.

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

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

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

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

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

Г. П. Поляков.

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

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

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

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

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

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

Р. П. Поляков.

Рис. 1. Як-55.

Рис. 2. Су-26М.

Рис. 3. Питтс S1T.

Рис. 4. КАП-20LS.

Рис. 5. Экстра-230.

Рис. 6. Злин-50.

среднеплан — см. в статье Моноплан.

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

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

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

Л. Н. Сретерский.

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

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

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

срывное течение — то же, что отрывное течение.

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

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

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

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

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

А. Г. Обрубов.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

А. Ф. Петраков, Г. С. Кривоногов.

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

стандартная атмосфера — см. в статье Международная стандартная атмосфера.

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

{{формула}}

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

{{формула}},

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

В. Я. Боровой.

стапель — см. в статье Сборочная оснастка.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Лит. см. при статье Прочность.

В. Ф. Кутьинов, В. М. Фролов.

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

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

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

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

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

Ю. В. Дубов.

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

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

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

В. Ф. Махов.

Зал статических испытаний ЦАГИ.

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

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

См. также статью Потолок летательного аппарата.

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

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

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

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

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

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

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

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

Б. В. Перов, М. М. Гудимов.

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

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

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

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

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

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

М. А. Левин.

Ударный самолёт F-117A.

стенд пилотажный — см. Пилотажный стенд.

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

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

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

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

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

И. М. Пашковский.

Для дальнейшего чтения нажмите кнопку