Ш-2 — первый советский серийный самолёт-амфибия конструкции ВБШаврова. Летающая лодка — полутораплан (рис. в табл. XI) с поднимаемым шасси, поплавками боковой остойчивости на нижнем крыле и складывающимися (при хранении самолёта) консолями верхнего крыла, трёхместной кабиной и одним ПД М-11 мощностью 80,9 кВт. Конструкция в основном деревянная. Длина самолёта 8,2 м, размах верхнего крыла 13 м, площадь крыльев 24,6 м2. Масса пустого самолёта 660 кг, взлётная масса 937 кг. Максимальная скорость 139 км/ч, потолок 3850 м, дальность полёта 450—1300 км. Был в эксплуатации (в том числе в санитарном варианте) в 1932—64 и использовался для различных перевозок в районах Севера, Сибири и Дальнего Востока, ледовой разведки (при базировании на судах) и т. д.

Б. Г. Чухновский.

Шавров Вадим Борисович (1898—1976) — советский авиаконструктор, историк авиации, кандидат технических наук (1945). Окончил воздушный факультет Ленинградского института инженеров путей сообщения (1924). Работал в различных ОКБ. С 1935 главный конструктор авиационного завода. Под руководством Ш. созданы летающие лодки-полуторапланы Ш-1 и Ш-2 с поплавками боковой остойчивости, высокоплан Ш-5 со съёмной лодкой, высокоплан Ш-7 с подкрыльными поплавками и убираемым в борта лодки шасси.

Соч.: История конструкций самолетов СССР до 1938 г., 3 изд., М., 1985; История конструкций самолетов в СССР, 1938—1950 гг., 2 изд., М., 1988.

В. Б. Шавров.

Шаг винта — расстояние, которое прошёл бы воздушный винт в осевом направлении за один оборот, если бы он двигался в недеформируемой среде (как бы ввинчиваясь в среду). Определяется из соотношения: H = 0,75{{π}}Dtg{{}}, где Н — Ш. в., D — диаметр винта, {{}} — угол установки лопасти винта (угол между хордой профиля лопасти и плоскостью, перпендикулярной оси вращения винта) на расстоянии 0,375D от оси вращения.

Шаг установки кресел — см. в ст. Кресло пассажирское.

Шайбы концевые — пластины круглой или эллиптической формы, устанавливаемые вертикально в концевых сечениях крыла. Предназначены для ослабления выравнивания давления в концевых частях крыла, обусловленного перетеканием воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю (выравнивание давления приводит к уменьшению подъёмной силы). Аэродинамический эффект установки Ш. к. сводится к увеличению перепадов давления и, следовательно, подъёмной силы в концевых сечениях крыла и уменьшению индуктивного сопротивления (так называемый шайбовый эффект). В этом смысле установка шайб эквивалентна увеличению удлинения крыла, или, иначе, эффективного размаха крыла. Для приближённых качественных оценок можно считать, что эффективный размах крыла с Ш. к. lэф = l + 4h/5, где l — размах крыла без шайб, h — высота шайбы. Классические Ш. к. не нашли широкого практического применения из-за большого собственного сопротивления и увеличения массы конструкции. Частично шайбовый эффект реализуется при установке на крыльях так называемых концевых крылышек (см. рис.). Однако основной эффект их применения заключается в появлении небольших тяговых составляющих (составляющих аэродинамической силы, действующих в направлении полёта) на концевых крылышках, находящихся в поле поперечных боковых скосов потока, индуцируемых концевыми вихрями крыла.

Недостатком концевых крылышек является то, что их установка приводит к увеличению изгибающего момента в бортовом сечении крыла и массы конструкции. Наклон крылышек в сторону фюзеляжа позволяет уменьшить приращения изгибающего момента. Концевые крылышки могут устанавливаться как выше, так и ниже плоскости хорд крыла. Относительная площадь крылышек обычно не превышает нескольких процентов от площади крыла. Формы концевых крылышек в плане отличаются большим разнообразием.

ЛЕВасильев.

Концевое крылышко

Шанхайский авиационный завод — авиационное предприятие Китайской Народной Республики. В 1980 на предприятии разработан первый китайский реактивный авиалайнер Y-10, в 1986—90 производилась сборка самолётов Макдоннелл-Дуглас MD-82.

Шанют (Chanute) Октав (1832—1910) — американский учёный, один из пионеров авиации. Родился во Франции. Работал инженером, строителем железных дорог. Был председателем Американского общества гражданских инженеров. В 1881 начал заниматься теоретическими и практическими вопросами авиации, опубликовал книгу “Прогресс в области летательных аппаратов” (1894). В 1895—97 организовал в США постройку и испытания планеров-бипланов и полипланов типа планёра ОЛилиенталя, но с большей устойчивостью (см. рис. в табл. II). Способствовал распространению авиационных знаний в США, выступал с лекциями во многих странах, помогал советами братьям У. и ОРайт. В 1903 прекратил деятельность в области авиации. Портрет см. на стр. 655.

О. Шанют.

Шапошников Евгений Иванович (р. 1942) — советский военачальник, маршал авиации (1991), заслуженный военный лётчик Российской Федерации (1992). Окончил Харьковское высшее военное авиационное училище лётчиков (1963), Военно-воздушную академию имени Ю. А. Гагарина (1969), Военную академию Генштаба Вооружённых Сил СССР (1984). В 1963—75 прошёл путь от лётчика до командира истребительной авиадивизии. Был заместителем командующего ВВС Прикарпатского военного округа (с 1979), заместителем командующего и командующим ВВС Одесского военного округа (с 1984), командующим ВВС Группы советских войск в Германии (с 1987). С 1988 командующим воздушной армией, затем первый заместитель главнокомандующего ВВС, с 1990 главнокомандующий ВВС — заместитель министра обороны СССР, с 1991 — министр обороны, затем главнокомандующий ОВС СНГ. Награждён орденами Красной Звезды, “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 2-й и 3-й степени, медалями, а также иностранными орденами.

Е. И. Шапошников.

Шарль (Charles) Жак Александр Сезар (1746—1823) — французский учёный и воздухоплаватель; создатель свободного аэростата, наполняемого водородом, который по имени изобретателя стали называть “шарльером”. Профессор физики Парижского университета. По поручению Французской АН, извещённой о полёте первого аэростата братьев Ж. и ЭМонгольфье (когда не была известна ни конструкция их аэростата, ни подъёмный газ, который они использовали), Ш. разработал аэростат своей конструкции, выбрав в качестве подъёмного газа водород. Оболочка аэростата, имевшая форму шара, была изготовлена из шёлковой материи, покрытой раствором каучука в скипидаре. Аэростат объёмом 25 м3 был выпущен в воздух 27 августа 1783 при стечении 300 тыс. зрителей. После полёта “монгольфьера” с людьми (21 ноября 1783) началась подготовка к полёту “шарльера” с людьми. Ш. совместно с братьями А. Ж. и М. Н. Робер разработал аэростат, конструкция которого, аппаратура управления и техника пилотирования соответствовали применяющимся на современных свободных аэростатах спортивного и исследовательского типов. Аэростат имел сферическую оболочку объёмом 400 м3. Первый полёт “шарльёра” с экипажем (Ш. и М. Н. Робер) состоялся 1 декабря 1783 в Париже. Аэростат пролетел 40 км за 2 ч. См. рис. к ст. Аэростат.

Ж. А. С. Шарль.

“Шарльер” — термин, часто употребляемый (в основном в публикациях, связанных с историей воздухоплавания) применительно к аэростату, в котором в качестве подъёмного газа используется водород. Аэростат этого типа изобретён и впервые применён ЖАСШарлем (отсюда название).

Шарнирный момент — момент Мш, аэродинамических сил, действующих на орган управления относительно его оси вращения. В аэродинамических исследованиях обычно пользуются коэффициентом шарнирного момента (см. Аэродинамические коэффициенты) mш, равным mш = Мш/(qSbA), где q — скоростной напор, S  площадь поверхности органа управления, bA — его САХ. Ш. м. возникает при отклонении органа управления (ОУ) (характеризуется значением производной mш{{δ}} коэффициента Ш. м. по углу {{δ}} отклонения ОУ) и при изменении угла атаки {{α}} (υарактеризуется производной mш{{α}} коэффициента Ш. м. по {{α}}). Зависимости mш{{δ}} и mш{{α}} от углов {{δ}} и {{α}} в общем случае нелинейны, поэтому важной характеристикой является максимальное значение Ш. м. в рассматриваемом диапазоне углов отклонения ОУ и углов атаки. Ш. м. зависит от геометрических характеристик ОУ, режимов полёта и др. При переходе через скорость звука Ш. м. существенно возрастает. Значение Ш. м. определяет усилие, необходимое для отклонения ОУ; снижение этого усилия достигается компенсацией Ш. м.

Шасси (франц. ch{{â}}ssis, от лат. capsa — ящик, вместилище) — совокупность опор ЛА, необходимых для стоянки и передвижения на земле, для разбега при взлёте, а также пробега и торможения при посадке. Относительная масса Ш. — 3—5,5% взлётной массы ЛА и убывает, по мере роста последней. Наиболее распространены колёсные Ш. Однако для расширения условий базирования авиации могут применяться Ш. с меньшей удельной нагрузкой на поверхность ВПП (см. Давление на грунт) и увеличенной проходимостью ЛА по аэродрому. К ним относится, например, лыжное Ш., широко использовавшееся при эксплуатации самолётов с ледовых и заснеженных аэродромов. Экспериментальную проверку проходило гусеничное Ш., а также шасси на воздушной подушке. На гидросамолёте функции Ш. выполняют поплавки или корпус-лодка. Устойчивость самолёта при разбеге, пробеге и на стоянке обеспечивается надлежащим выбором базы шасси и колеи шасси.

Шсамолёта состоит из основных опор, передней или хвостовой опоры, вспомогательных опор и створок, закрывающих ниши убирания шасси. Основная и передняя (или хвостовая) опоры воспринимают статическую и динамическую нагрузки при перемещении, взлёте и посадке ЛА. Вспомогательные опоры обеспечивают его устойчивость на земле.

Основные элементы опоры: амортизатор (см. Амортизация шасси); стойка шасси (основной силовой элемент) с системой жёстких подкосов, воспринимающих реакцию земли и крепящих опоры к крылу или фюзеляжу; складывающийся подкос, уменьшающийся по длине при убирании стойки Ш.; механизмы (цилиндры) для убирания и выпуска стоек Ш. (см. Подъёмник шасси); замки выпущенного и убранного положений опоры, обеспечивающие её фиксацию; тележка шасси с колёсами шасси; рулёжное устройство, предназначенное для поворота носовой опоры; тормозные устройства (см. Тормоза самолёта) для уменьшения длины пробега. На опорах Ш. часто устанавливают демпферы (обычно гидравлические) для предотвращения шимми.

В зависимости от числа опор и расположения основных опор относительно центра масс самолёта различают трёхопорное, велосипедное и многоопорное Ш. Трёхопорное Ш. (рис. 1) включает две основные опоры и переднюю (носовую) или хвостовую опору. Трёхопорное Ш. с носовой опорой может иметь вспомогательную хвостовую опору, находящуюся в убранном положении при взлёте, в полёте и при посадке и использующуюся для создания устойчивости незагруженного самолёта при стоянке и рулении. Велосипедное Ш. включает основные опоры (переднюю и заднюю), расположенные вдоль фюзеляжа, и две подкрыльные вспомогательные опоры. Многоопорное Ш. имеет более трёх опор. Носовая опора трёхопорного Ш. обычно воспринимает от 5 до 15% взлетной массы. При велосипедной схеме на переднюю опору у лёгких самолётов приходится 15—20% нагрузки, у средних и тяжёлых 35—45%.

Классификация конструкций опор и стоек Ш. может быть выполнена по следующим признакам: по характеру восприятия нагрузок — форменная, балочная консольная, балочная подкосная, ферменно-балочная; по расположению амортизатора относительно стойки — телескопические стойки со встроенным амортизатором и жёсткие стойки с вынесенным амортизатором; по типу крепления колёс к стойкам различают Ш. с непосредственным креплением оси колеса к штоку амортизатора и с рычажной подвеской колес (рис. 2 и 3). Схемы крепления колёс Ш. к стойкам подразделяются на вильчатые, полувильчатые, с консольной осью, со спаренными колёсами (рис. 4) и схемы тележечного типа.

Ш. может быть убирающимся и неубирающимся (у лёгких, спортивных, сельскохозяйственных самолётов). При креплении на крыле опоры убирают в крыло, гондолы двигателей, обтекатели, фюзеляж. Опоры с креплением на фюзеляже убирают в фюзеляж. Перемещение опор при убирании может происходить вперёд, назад или в бок.

Историческая справка. Конструкция Ш. развивалась с ростом взлётной массы и размеров самолёта. Изменялись схемы, увеличивалось число опор и число колёс на каждой из них, появлялись и усложнялись рычажные и тележечные крепления колёс, возрастало давление в пневматиках. До 40-х гг. применялось Ш. с хвостовой опорой. В период 2-й мировой войны и в послевоенные годы получило широкое распространение трёхопорное Ш. с носовой опорой, которое было известно и ранее (например, “Святогор” ВАСлесарева, 1916). Велосипедная схема получила распространение в 40—50-х гг. на некоторых скоростных военных самолётах, например Як-25, М-4, Ил-54 (СССР), Боинг B-47 и B-52 (США).

В 60—70-е гг. пассажирские и транспортные самолёты стали оборудовать многоопорными и многоколёсными Ш.

Швертолёта выполняет те же функции, что и Ш. самолёта. Схемы и конструкции опор, амортизаторов и узлов Ш. в основном аналогичны самолётным. Однако существует и некоторое отличие. Для предохранения хвостовой балки и рулевого винта от повреждений при посадке на вертолётах устанавливается хвостовая опора. В конструкции амортизаторов основных опор предусматриваются устройства, устраняющие явление “земного резонанса”. На лёгких вертолётах, которые совершают взлёты и посадки только “по вертолётному” (то есть без разбега), могут устанавливаться полозковые Ш. (как с амортизаторами, так и без них). При отсутствии амортизаторов кинетическая энергия во время посадки поглощается благодаря упругим деформациям элементов Ш. С учётом того что вертолёты эксплуатируются на неподготовленных посадочных площадках с низкой прочностью грунта, Ш. должно обеспечивать низкое давление на грунт. Для посадки на воду на вертолётах устанавливаются так называемые баллонеты, которые надуваются бортовыми эжекторными устройствами.

Лит.: Шульженко М. Н., Конструкция самолетов, 3 изд., М., 1971; Проектирование самолетов, М., 1972.

ВМШейнин.

Рис1. Схемы шасси: а — с хвостовой опорой; б — с носовой опорой; в — с носовой и вспомогательной хвостовой опорами; г — велосипедная схема; е — вынос главных опор шасси относительно центра масс; В — база шасси; ц. м. — центр масс.

Рис. 2. Телескопические стойки; а — консольного типа; б — тележечного типа; в — подкосного типа; 1 — колесо; 2 — шлиц-шарнир; 3 — амортизационная стойка; 4 — подкос.

Рис3. Шасси с рычажной подвеской колёс; а, б и в — без выноса амортизационного цилиндра из стойки (а и б — шток амортизатора разгружен от поперечных нагрузок, в — шток и цилиндр амортизатора воспринимают осевые и поперечные нагрузки); г — с выносом амортизатора и разгрузкой цилиндра и штока от поперечных нагрузок; 1 — колесо; 2 — одношарнирный рычаг подвески колес; 3 — амортизационная стойка; 4 — двухшарнирный рычаг подвески колёс, 5 — вспомогательный амортизатор; 6 — стойка шасси без амортизатора; 7 — главный (вынесенный) амортизатор.

Рис. 4. Схемы крепления колёс; а — вильчатая; б — полувильчатая; в — с консольной осью; г — со спаренными колёсами.

Шасси на воздушной подушке (ШВП)— совокупность устройств, служащих для создания воздушной подушки (область повышенного статического давления под некоторой частью фюзеляжа и крыла самолёта) как основного опорного элемента, обеспечивающего взлёт, посадку и передвижение самолёта по ВПП. ШВП, как правило, формируется по струйно-щелевой схеме (рис. 1) с баллонным гибким ограждением (рис. 2); воздух нагнетается специальным вентилятором. ШВП может применяться как в сочетании с колёсным шасси, так и самостоятельно (вместо колёсного). Использование ШВП позволяет уменьшить давление на ВПП (важно для тяжёлых самолётов), а посадку самолётов, оборудованных только ШВП, производить на любую ровную неподготовленную поверхность, в том числе на поле, воду, снег, болото, размокший грунт и т. д. (например, экспериментальный самолёт Де Хэвилленд оф Канада — Белл XC-8A “Баффало” с ШВП преодолевал канавы шириной до 3 м, валуны и пни высотой до 0,4 м). ШВП находится в стадии экспериментальных разработок.

Рис. 1. Основные схемы формирования воздушной подушки статическим способом: а — камерная; б — сопловая; в — щелевая; г — струйно-щелевая; h — зазор истечения.

Рис. 2. Гибкие ограждения воздушной подушки; а — гибкое сопло; б — баллонное; в — сегментное; г — баллонно-сегментное.

Шахурин Алексей Иванович (1904—1975) — советский государственный деятель, генерал-полковник инженерно-авиационной службы (1944), Герой Социалистического Труда (1941). После окончания Московского инженерно-экономического института (1932) работал в авиационной промышленности, в ВВИА. В 1938—40 на партийной работе. В 1940—46 нарком авиационной промышленности СССР. В годы Великой Отечественной войны провёл большую работу по организации эвакуации предприятий авиационной промышленности в восточные районы страны, по освоению серийными заводами новых видов боевой авиационной техники, качественному улучшению выпускаемых самолётов и постоянному увеличению их выпуска для нужд фронта. В послевоенные годы (1953—59) заместитель министра авиационной промышленности СССР, заместитель председателя Государственного комитета СМ СССР по внешнеэкономическим связям. С 1959 на пенсии. Награждён 2 орденами Ленина, орденами Красного Знамени, Суворова 1-й степени, Кутузова 1-й степени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

Соч.: Авиационная промышленность накануне и в годы Великой Отечественной войны, в кн.: Советский тыл в Великой Отечественной войне, кн. 2, М., 1974; Крылья победы, 3 изд., М., 1990.

А. И. Шахурин.

Швак (Шпитальный, Владимиров, авиационная крупнокалиберная) — первая советская авиационная пушка, созданная в 1936 БГШпинатальным и СВ. Владимировым. Калибр 20 мм, скорострельность 800 выстрелов в 1 мин, масса снаряда 96 г, начальная скорость 800 м/с, масса пушки 42 кг. Впервые применена в боях у р. Халхин-Гол в 1939 на истребителях И-16. Устанавливалась на многих боевых самолётах периода Великой Отечественной войны.

Швецов Аркадий Дмитриевич (1892—1953) — советский конструктор авиационных двигателей, доктор технических наук (1940), генерал-лейтенант инженерно-авиационной службы (1948), Герой Социалистического Труда (1942). Ученик НЕЖуковского. После окончания МВТУ (1921) работал на заводах “Мотори имени М. В. Фрунзе (с 1926 главный конструктор). Разработал первый советский серийный авиационный двигатель воздушного охлаждения М-11, который нашёл широкое применение в легкомоторной авиации. С 1934 главный конструктор авиамоторного завода и ОКБ в Перми. Здесь под его руководством создан ряд мощных звездообразных ПД воздушного охлаждения, обладавших высокими эксплуатационно-техническими характеристиками, в том числе М-82 — один из основных двигателей периода Великой Отечественной войны. Двигатели Ш. устанавливались на самолётах Н. Н. Поликарпова, А. Н. Туполева, П. О. Сухого, А. С. Яковлева, С. А. Лавочкина, С. В. Ильюшина, О. К. Антонова, вертолётах М. Л. Миля. Депутат Верхнего Совета СССР с 1946. Государственная премия СССР (1942, 1943, 1946, 1948). Награждён 5 орденами Ленина, орденами Суворова 2-й степени, Кутузова 1-й степени, Трудового Красного Знамени, медалями. В Перми и посёлке Суксун Пермской области установлены бронзовые бюсты Ш. См. ст. АШ.

Лит.: Грин Б. Д., Высокое небо, 2 изд., Пермь, 1973.

А. Д. Швецов

Шевелёв Марк Иванович (1904—1991) — советский полярный исследователь, один из организаторов полярной авиации, генерал-лейтенант авиации (1943), Герой Советского Союза (1937). В Советской Армии в 1920—21, 1928 и с 1939. В 1924 окончил факультет воздушных сообщений Ленинградского института инженерных путей сообщения. В 1929—32 заместитель начальника научно-исследовательского управления, начальник авиаслужбы Всесоюзного объединения Комсеверпуть. В 1933—41 и 1955—60 заместитель начальника Главсевморпути, начальник управления полярной авиации. Руководитель 6 арктических экспедиций, в том числе спасательной экспедиции на ледоколе “Красин” зимой 1933 на Новую Землю, заместитель начальника первой воздушной экспедиции на Северный полюс (1937). В 1941—46 заместитель командира авиадивизии, начальник штаба авиации дальнего действия, начальник воздушной трассы Красноярск — Аляска. В 1947—52 заместитель начальника Главного управления ГВФ, в 1953—54 помощник командующего, начальник штаба воздушной армии. В 1960—71 начальник Полярного управления гражданской авиации, руководитель 15 высокоширотных экспедиций, в том числе перелёта Москва — Антарктида — Москва. В 1971—88 государственный инспектор Севморпути. Государственная премия СССР (1984). Награждён 2 орденами Ленина, орденами Кутузова 2-й степени, Отечественной войны 1-й степени, 3 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Дружбы народов, 3 орденами Красной Звезды, медалями.

М. И. Шевелёв.

Шестаков Семён Александрович (1898—1943) — советский лётчик, полковник, заслуженный лётчик СССР (1927). Участник Октябрьской революции 1917 и Гражданской войны. Окончил Егорьевскую авиационную школу (1920), высшую лётно-тактическую школу (1936). Участник дальних перелётов Москва — Токио — Москва (1927) на самолёте АНТ-3 “Наш ответ” и Москва — Нью-Йорк (1929) на самолёте АНТ-4 “Страна Советов”. Командир эскадрильи тяжёлых бомбардировщиков ТБ-3 на Дальнем Востоке (1932). Во время Великой Отечественной войны командовал полком. Погиб в бою. Награждён орденами Красного Знамени, Трудового Красного Знамени.

С. А. Шестаков.

Шимми (англ. shimmy) — автоколебания колёс шасси ЛА, возникающие вследствие неустойчивости процесса их прямолинейного качения. Явление Ш. во многом аналогично явлению флаттера. Ш. проявляется как интенсивные поперечные колебания колёс шасси при движении ЛА по земле с относительно высокой скоростью (обычно более 100 км/ч). Частота колебаний колёс при Ш. зависит от параметров опоры шасси и находится в пределах 5—25 Гц. При Ш. колёса совершают угловые колебания относительно оси, перпендикулярной плоскости земли, сочетаемые с колебаниями той же частоты в поперечном направлении. Ш. возникает под действием поперечных сил со стороны земли на шину катящегося колеса при его колебаниях. Если вектор скорости центра катящегося колеса не параллелен плоскости его симметрии, пятно контакта шины с поверхностью земли благодаря силам сцепления шины с землёй смещается в поперечном направлении, вызывая деформацию шины и реакцию на шину со стороны земли. Действие во времени t поперечной силы F со стороны земли на шину катящегося колеса в случае, когда колесо совершает угловые колебания относительно оси, проходящей через центр колеса перпендикулярно поверхности земли, характеризуется углом {{}} (рис. 1), и в случае, когда колесо совершает поперечные колебания, — смещением S (рис. 2). При некоторых сочетаниях амплитуд и фаз угловых и поперечных колебаний колеса работа силы F за период колебаний становится положительной и, следовательно, к колесу подводится механическая энергия, необходимая для поддержания Ш.

Появление Ш. связано с переходом на шасси трёхопорной схемы с ориентирующимся носовым колесом. Однако Ш. могут быть подвержены как ориентирующиеся (управляемые), так и неориентирующиеся (неуправляемые) колёса. Ш. неориентирующихся колёс возникает вследствие упругости конструкций опоры шасси. При Ш. на шасси действуют значительные динамические нагрузки, способные иногда вызвать разрушение конструкции или существенно сократить срок её службы, поэтому при проектировании опор шасси самолёта принимаются меры, обеспечивающие устойчивость колёс от Ш. на всех возможных при эксплуатации режимах движения самолета по земле. Для предупреждения Ш. ориентирующихся колёс опоры шасси оснащаются демпферами (обычно гидравлическими), противодействующими вращению колеса относительно оси ориентировки. На ЛА с неориентирующимися колёсами с этой целью устанавливают опоры, обладающие достаточно высокой собственной жёсткостью. Иногда на опоре двухколёсного шасси для предупреждения Ш. закрепляют на общей оси два колеса так, чтобы исключить их независимое вращение. При проектировании ЛА устойчивость колёс проверяется расчётом шасси. Кроме того, проводятся подтверждающие расчёт испытания натурных опор шасси на копре с вращающимся барабаном.

ВСГоздек.

Рис1. Действие поперечной силы на колесо случае угловых колебаний.

Рис. 2. Действие поперечной силы на колесо в случае поперечных колебаний.

“Шин мейва” — см. “Син мейва”.

Широкофюзеляжный самолёт — магистральный пассажирский самолёт большой пассажировместимости с повышенной комфортностью. С термином “Ш. с.” обычно связывают также высокий уровень технико-экономического совершенства самолёта. Проектировочные особенности Ш. с. не ограничены большим диаметром фюзеляжа (5,5—6,5 м), они включают также компоновку кресел с двумя продольными проходами, закрытую конструкцию полок, вписанных в поперечные обводы салонов. Такое своеобразие породило понятие “широкофюзеляжный интерьер”.

Появление Ш. с. в конце 60-х — начале 70-х гг. было вызвано быстрыми темпами роста объёма воздушных пассажирских перевозок и перегруженностью воздушного пространства, особенно на линиях с интенсивным движением и в зонах аэропортов. Кроме того, внедрение Ш. с. позволило благодаря резкому повышению пассажировместимости (грузоподъёмности) уменьшить расход топлива на единицу транспортной производительности.

Если повышение экономичности пассажирских самолётов предшествующих поколений обычно сопровождалось увеличением плотности компоновки пассажирских кресел и некоторым снижением комфорта, то рост экономичности Ш. с. возможен и при уменьшении плотности компоновки и повышении комфорта, что привлекает новых пассажиров.

Требования к проектированию Ш. с.: повышенная надёжность (в связи с резким увеличением числа пассажиров); большой ресурс (ввиду большой стоимости Ш. с.); применение новых систем транспортировки багажа, например “багаж при себе” (см. Аэробус) или “багаж при себе плюс контейнеры”; обеспечение возможности базирования на существующих аэродромах (без изменения прочности и длины ВПП).

Термин Ш. с. появился в 60—70-х гг. как синоним термина “аэробус”, применявшегося тогда к самолётам ближней и средней дальности полёта. Позднее Ш. с. стали называться и соответствующие самолёты большой дальности полёта, для которых термин “супер-аэробус” не получил широкого применения. Увеличение пассажировместимости продолжительное время осуществлялось в основном путём увеличения длины фюзеляжа. Предельным для узкофюзеляжных самолётов оказался размер, соответствующий 200—220 пассажирским креслам. Дальнейшее увеличение длины приводит к “тоннельному” (или “трубному”) эффекту в пассажирских салонах: замедляется размещение пассажиров и покидание ими самолёта, что приводит к увеличению времени его стоянки на земле, а это снижает оборачиваемость и экономичность; усложняется эвакуация пассажиров при аварийной ситуации.

Размеры и конфигурация поперечных сечений фюзеляжа также изменялись, но в меньшей степени, чем его длина. Этот процесс до появления Ш. с. носил эволюционный характер: число кресел в ряду возросло с 3—4 до 5—6 (предельное значение для салонов с одним проходом); расширение подпольных помещений для одновременной перевозки на пассажирском самолёте грузов (что повышает эффективность использования самолёта) привело к конфигурациям фюзеляжа, вытянутым по вертикальной оси. Повышение пассажировместимости путём увеличения числа кресел в ряду, а также развитие системы перевозок грузов в стандартных контейнерах обусловили выбор поперечного размера фюзеляжа Ш. с. в пределах 5,5—6,5 м (вместо 3,5—4 м на узкофюзеляжных самолётах).

ВМШейнин.

Шиянов Георгий Михайлович (р. 1910) — советский лётчик-испытатель. Герой Советского Союза (1957), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1959). Окончил Московский радиотехникум (1930), Качинскую военную авиационную школу (1932). В 1934—35 служил в Красной Армии. С 1936 на лётно-испытательской работе. Проводил высотные полёты, взлёт с катапульты, испытывал беспилотные ЛА (самолёты-снаряды), системы автоматической посадки, опытные самолёты: первые стратосферные БОК-11 и БОК-15, истребители СК-1 и СК-2 М, РБисновата, ИС-1 В. В. Никитина и В. В. Шевченко, Су-9, Су-11, МиГ-9, МиГ-19 и др. (всего 152 типа). Участник Великой Отечественной войны. Награждён 2 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, 3 орденами Отечественной войны 1-й степени, медалями.

Г. М. Шиянов.

Шкас (Шпитальный, Комарицкий, авиационный скорострельный) — первый советский пулемёт, разработанный специально для авиационного применения. Создан в 1932 БГШпитальным и И. А. Комарицким. Калибр 7,62 мм, скорострельность 1800 выстрелов в 1 мин, масса пули 9,6 г, начальная скорость 825 м/с, масса пулемёта 10 кг. Широко применялся на советских боевых самолётах 30-х гг. и периода Великой Отечественной войны.

Школа лётчиков-испытателей (ШЛИ) имени А. В. Федотова была создана в 1947 на базе Лётно-исследовательского института (ЛИИ) для подготовки лётчиков и штурманов-испытателей, ведущих инженеров по лётным испытаниям, а также повышения квалификации специалистов в области авиации и их аттестации. Слушатели ШЛИ, как правило, — лётчики и штурманы 1—2-го классов ВВС, имеющие высшее образование и прошедшие конкурсный отбор. Обучение в ШЛИ проводится в течение 1,5 лет высококвалифицированными специалистами с большим опытом лётных испытаний. К чтению лекций привлекаются учёные и инженеры научных подразделений ЛИИ. Для обучения используются самолёты 10—12 типов, оборудованные новейшими средствами бортовых измерений. Тренажёрный комплекс включает тренажёры с контрольно-записывающей аппаратурой. Слушатели осваивают теорию и практику определения лётно-технических характеристик самолётов, выполнение полётов всех видов. С 1984 ШЛИ носит имя АВФедотова. До 1991 подготовлено около 600 классных специалистов-испытателей. 115 выпускникам ШЛИ присвоено звание заслуженного лётчика-испытателя СССР, 15 — звание заслуженного штурмана-испытателя СССР. 50 выпускникам ШЛИ присвоено звание Героя Советского Союза. ШЛИ окончили лётчики-космонавты СССР ИПВолк и АСЛевченко.

Шлихтинг (Schlichting) Герман (1907—1982) — немецкий учёный в области аэродинамики. В 1926—30 изучал математику, физику и прикладную механику в университетах Йены, Вены и Гёттингена. Начальный период научной деятельности протекал в Германии в Институте гидроаэродинамики кайзера Вильгельма, руководимом ЛПрандтлем. Сочетал теоретические и экспериментальные методы исследований. Известен работами по механике вязкой жидкости, аэродинамике самолёта, лопаточных машин и автомобилей, а также в области экспериментальной аэродинамики. В 1951 вышла его книга “Теория пограничного слоя”, переведённая на многие языки мира.

Г. Шлихтинг.

Шнейдера кубок — переходящий приз, учреждённый в 1912 сыном известного французского военного промышленника Ж. Шнейдером (Schneider) для победителей международных состязаний гидросамолётов на скорость полёта. Суммарная протяжённость маршрута гонки должна была составлять не менее 150 морских миль. В числе стран — участниц соревнований (не одинаковом в различные годы) были Франция, Великобритания, Италия, США, Германия, Швеция. Гонка 1931 оказалась последней, после того как англичане выиграли три гонки подряд (см. табл.) и стали постоянными обладателями приза (правилами предусматривалось завершение состязаний в случае трёх побед одной страны в серии из пяти последовательных гонок). Ш. к. хранится в Королевском аэроклубе Великобритании.

Состязания на Ш. к. способствовали популяризации авиации, а также оказали значительное влияние на развитие скоростных самолётов. Если в первых гонках принимали участие переоборудованные (оснащённые поплавками) самолёты наземного базирования, то позднее стали создаваться специальные гоночные гидросамолёты, которые отличались хорошими аэродинамическими формами, большой удельной нагрузкой на крыло (поскольку для посадки на воду допустимы повышенные посадочные скорости), применением мощных высоконагружаемых (поэтому низкоресурсных) двигателей и потребовали решения ряда сложных проблем (флаттер органов управления, охлаждение двигателей и др.). Победителями четырёх последних гонок были самолёты монопланной схемы, которая в последующие годы получила дальнейшее развитие при создании скоростных истребителей. Гоночные гидросамолёты, несмотря на наличие громоздких поплавков, были в числе наиболее быстроходных самолётов своего времени, в 1927—38 им принадлежали абсолютные мировые рекорды скорости полёта.

Табл. — Победители состязаний на кубок Шнейдера

Год

Самолёт

Страна

Средняя скорость, км/ч

1913

“Депердюссен”

Франция

73,63

1914

Сопвич “Таблонд”

Великобритания

139,66

1920

Савойя S.12

Италия

172,55

1921

Макки М.7

Италия

189,74

1922

Супермарин “Си лайон II”

Великобритания

234,48

1923

Кёртисс CR-3

США

285,60

1925

Кёртисc R3C-2

США

374,28

1926

Макки M.39

Италия

396,70

1927

Супермарин S.5

Великобритания

453,28

1929

Супермарин S.6

Великобритания

528,87

1931

Супермарин S.6B

Великобритания

547,31

ВПШенкин.

“Шорт” (Short Brothers Ltd.) — авиационная фирма Великобритании, одна из старейших в мире. Основана в 1898 братьями Юстасом (1875—1932) и Освальдом (1883—1970) Шорт [в 1908 в число владельцев вошёл и третий брат Хорас (1872—1917)]. Современное название с 1977. Деятельность начала с производства воздушных шаров. В 1909 построила завод для выпуска самолётов братьев Райт. В 1911 фирмой были созданы первые двухмоторные самолёты “Трайпл твин” и “Тандем твин” (см. рис. в табл. IV). В том же году начала строить гидросамолёты для ВМС Великобритании (выпущено более 900). В годы 1-й мировой войны применялись бомбардировщики фирмы “Ш.” (см. рис. в табл. VIII). Среди продукции 20-х — начала 40-х гг. наиболее известны гражданские и военные гидросамолёты и летающие лодки “Калькутта” (первый полёт в 1928), “Эмпайр флайинг боут” (1936), “Сандерленд” (1937, см. рис. в табл. XIX), “Шетленд” (1944), бомбардировщик “Стёрлинг” (1939, построено 2380). Фирма разработала один из первых в мире экспериментальных СВВП SC.1 (1957), построила военно-транспортный самолёт “Белфаст” (1964). В 80-х гг. велось производство лёгкого транспортного многоцелевого самолёта SC.7 “Скайвэн” (1963), пассажирского самолёта для коротких авиалиний Шорт 330 (1974) и его транспортного многоцелевого варианта “Шерпа” (1982), пассажирского самолёта Шорт 360 (1981), учебно-тренировочного самолёта “Тукано” (1986, создан на основе модели бразильской фирмы “Эмбраэр”). Фирма разрабатывает и производит также зенитные УР, воздушные мишени, беспилотные ЛА. Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в табл.

ВВБеляев.

Табл. — Самолёты фирмы “Шорт”

Основные данные

Транспортный многоцелевой SC.7

Военно-транспортный “Белфаст”

Пассажирский Шорт 360

Учебно-тренировочный “Тукано”

Первый полёт, год…........

1967

1964

1981

1986

Число и тип двигателей…......

2 ТВД

4 ТВД

2 ТВД

1 ТВД

Мощность двигателя, кВт....

533

4270

959

820

Длина самолёта, м....….

12,6

41,7

21,5

9,86

Высота самолёта, м.........

4,6

14,3

7,2

3,4

Размах крыла, м

19,79

48,42

22,8

11,28

Площадь крыла, м2….........

36,7

229

42,1

19,33

Максимальная взлётная масса, т

6,58

104,3

11,66

3,27

Масса пустого самолёта, т…......

3,35

56,7

7,8

2,02

Максимальная перевозимая нагрузка, т..........

2,08

35,4

3,1

Максимальная скорость полёта, км/ч……

330

565

390

510

Максимальная дальность полёта, км……...

1115

6400

1460

1665

Потолок, м..........

9150

10365

Экипаж, чел........

2

5

2—3

2

Число пассажиров.........

19

200

36

Шпангоут (голл. spanthout, от spant — балка, ребро и hout — дерево) — основной поперечный элемент силового набора ЛА; обеспечивает форму и жёсткость сечения и передаёт местные сосредоточенные нагрузки на оболочку или др. силовые элементы. Обычно устанавливается перпендикулярно к оси агрегата ЛА или под углом действия сосредоточенной нагрузки, имеет, как правило, форму, соответствующую форме оболочки. Различают Ш. типовые (обеспечивают жёсткость контура) и силовые (служат для передачи сосредоточенных нагрузок). Типовые Ш. подразделяются на подкрепляющие (обшивка крепится только к стрингеру) и распределяющие (обшивка крепится к шпангоуту и стрингеру); выполняются в виде гнутого обода, соответствующего контуру оболочки. Силовые Ш. бывают стеночные, форменные, рамные, в виде подковообразных балок и т. д.; размещаются по краям вырезов в обшивке (под двери, люки и т. д.), в местах крепления крыла, шасси, силовой установки, оперения, по торцам грузоотсеков и т. п. Сдвоенные Ш., используемые по разъёмам агрегатов, называются стыковыми; Ш., устанавливаемые на части длины контура оболочки, называются полушпангоутами. Шаг Ш. выбирается на основе расчёта общей жёсткости оболочки. В местах пристыковки основных агрегатов силовой установки, крыла, шасси и оперения шаг Ш. может нарушаться (в этом случае он определяется расстояниями между узлами крепления стыкуемых агрегатов).

Силовая схема Ш. выбирается из условий его нагружения и общей компоновки агрегата. При действии больших сосредоточенных нагрузок в плоскости Ш. предпочтительна схема стеночного Ш. При наличии во внутреннем объёме фюзеляжа силовой установки, грузовой или пассажирской кабины высота Ш. ограничена их размерами, и Ш. может быть выполнен в виде кольца или подковы, работающих, как правило, на изгиб. В гермокабинах высокоресурсных пассажирских самолётов Ш. обеспечивает сохранение формы оболочки и воспринимает часть растягивающей нагрузки от внутреннего избыточного давления.

ВКРахилин.

Шпитальный Борис Гаврилович (1902—1972) — советский конструктор авиационного стрелково-пушечного вооружения, доктор технических наук (1940), Герой Социалистического Труда (1940). Окончил Московский механический институт имени М. В. Ломоносова (1927). Совместно с И. А. Комарицким создал скорострельный пулемёт ШКАС калибра 7,62 мм (1932) и совместно с С. В. Владимировым 20-мм пушку ШВАК (1936). В 1934—53 начальник и главный конструктор ОКБ. Преподавал в Московском институте инженеров геодезии, аэрофотосъёмки и картографии (с 1949 профессор). Государственная премия СССР (1941, 1942). Награждён 2 орденами Ленина, орденами Кутузова 1-й степени, Суворова 2-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями. Портрет см. на стр. 662.

Лит.: Сытин В. А., Изобретатель сверхпулемета, М., 1941.

Б. Г. Шпитальный.

Штопор самолёта — движение самолёта по вертикальной нисходящей спирали малого радиуса при больших углах атаки, возникающее после потери скорости полёта и сваливания. В режиме Ш. резко изменяются характеристики управляемости вплоть до полной её потери или появления обратной реакции самолёта на отклонения рулей. По ориентации самолёта относительно земли различают нормальный Ш. — самолёт занимает по отношению к земле положение, близкое к естественному (лётчик в кабине находится головой вверх), и нормальная перегрузка ny>0; перевёрнутый Ш. — лётчик расположен головой к земле и ny<0. В подавляющем числе случаев реализуется нормальный Ш.; перевёрнутый Ш. крайне редок и является либо следствием неправильного выхода из нормального Ш., либо возникает при сваливании на отрицательных углах атаки. В зависимости от углов атаки, на которых реализуется режим Ш., различают крутой Ш. (углы атаки {{α}}<40—50{{°}}) и плоский Ш. ({{α ≈}} 50—70{{°}}), οредставляющий наибольшую опасность.

Ш. может происходить при практически постоянных угловых скоростях крена {{ω}}x, рыскания {{ω}}у, и тангажа {{ω}}z, и углах атаки и скольжения, но во многих случаях движение в Ш. сопровождается колебаниями (колебательный Ш.). В ряде случаев эти колебания могут носить характер биений; при нарастающих по амплитуде колебаниях данный режим Ш. может оказаться неустойчивым, и самолёт либо переходит на другой режим Ш., либо выходит из него.

Вращение самолёта в Ш. носит, как правило, достаточно интенсивный характер: угловая скорость рыскания может достигать значения {{ω}}у {{≈}} 1 рад/с и более (для плоских Ш. характерны меньшие угловые скорости: {{ω}}у {{≈}} 0,1—0,5 рад/с). Предельным случаем движения самолёта в Ш. является так называемое падение листом, когда вращение по спирали практически отсутствует ({{α}} {{≈}} 90{{°}}, {{ω}}у {{≈}} 0).

Основные причины попадания самолётов в Ш.: сваливание при отсутствии чётких действий со стороны экипажа по предотвращению выхода самолёта на большие углы атаки и парированию сваливания с переводом его на меньшие углы атаки; возникновение несимметричного обтекания самолёта на больших углах атаки, вследствие чего на самолёт действуют значительные моменты рыскания и крена, вызывающие его вращение в Ш. (см. Самовращение); отклонение органов управления, вызванное рефлекторным стремлением лётчика вывести самолёт из Ш. К таким действиям лётчика относится в первую очередь отклонение элеронов против вращения самолёта в Ш. Но на закритических углах атаки элероны из-за возникающих моментов рыскания при их отклонении дают обратную реакцию самолёта по крену вместо привычной для лётчика на малых углах атаки, которую принято называть прямой. В результате возможен переход самолёта в режим более интенсивного вращения, что вызывает увеличение угла атаки, переход в другой режим Ш. (более плоский) и изменение угловых скоростей до значений, соответствующих новому режиму. Точно так же штопорное движение в ряде случаев не прекращается из-за того, что летчик рефлекторным отклонением органов управления продольным движением пытается вывести самолёт из режима снижения и отрицательных углов тангажа, в результате чего самолёт продолжает вращение на б{{ó}}льших углах атаки.

Систематическое изучение Ш. и методов вывода из него было начато ККАрцеуловым, который в 1916 первый в России совершил преднамеренный Ш., и продолжается в течение многих десятилетий. Значительный вклад в развитие теории Ш. и разработку экспериментальных методов его исследования внесли АНЖуравченко и ВСПышнов. Основными методами исследования Ш. являются специально организуемые лётные испытания (с предусмотрением особых мер безопасности, например установки противоштопорных ракет или противоштопорного парашюта — см. Противоштопорные устройства), а также испытания свободно летающих динамически-подобных моделей в вертикальных аэродинамических трубах с восходящим направлением потока (рис. 1). В 70-е гг. получили развитие еще два метода исследований Ш.: на свободно летающих моделях большой размерности (1/5—1/2 размеров натурного самолёта) с дистанционным и автоматическим управлением (модель сбрасывается с вертолёта или самолета и по окончании полёта приземляется на парашюте); расчётные исследования на ЭВМ моделирование с участием летчиков на пилотажных стендах. Этот вид исследований проводится на основе тщательного изучения аэродинамических характеристик самолётов на больших углах атаки (в стационарном режиме и при нестационарном движении) в аэродинамических трубах (рис. 2). В результате исследований устанавливаются конкретные виды Ш., характерные для данного типа самолёта, и методы вывода из него.

Каждый тип самолёта может иметь свои индивидуальные особенности вывода из Ш., однако в целях удобства обучения лётчиков принято несколько стандартных методов вывода самолёта из Ш. в порядке возрастания сложности действий рулями.

1-й метод — поставить все рули в нейтральное положение (в данном случае можно говорить о преднамеренном Ш., возникающем при отклонениях органов управления). При прекращении Ш. перейти к обычной манере пилотирования.

2-й метод — отклонить руль направления против Ш., элероны и руль высоты — в нейтральном положении. При прекращении вращения поставить руль направления в нейтральное положение.

3-й метод — отклонить руль высоты (стабилизатор) на кабрирование, руль направления — против вращения; элероны — в нейтральном положении. При прекращении вращения поставить руль направления в нейтральное положение, а руль высоты — в нейтральное положение или на пикирование (для уменьшения угла атаки).

4-й метод — отклонить руль направления против Ш., элероны по Ш., руль высоты на кабрирование. При прекращении вращения элероны и руль направления поставить в нейтральное положение, руль высоты — в положение, обеспечивающее уменьшение угла атаки.

Ш. относится к критическим режимам полёта (наряду со сваливанием и инерционным вращением) и является наиболее опасным по своим последствиям: за годы существования авиации Ш. был одной из основных причин потерь самолетов и гибели лётчиков. Это объясняется рядом причин. Для распознания лётчиком режимов Ш. и овладения техникой пилотирования для вывода самолёта из Ш. требуется большой объём лётной тренировки. Такое обучение проходят только лётчики-испытатели, и лишь незначительная часть из них специализируется в лётных испытаниях на Ш. Несмотря на внешнюю простоту стандартных методов вывода самолёта из Ш., в реальных условиях каждому, в том числе опытному, лётчику необходимо решить несколько задач: 1) установить, какой режим Ш. реализовался в конкретном случае (из-за возможной неоднозначности аэродинамических характеристик на данных углах атаки и влияния предыстории движения и положения рулей на одном и том же самолёте может реализоваться несколько режимов Ш.); 2) выбрать соответствующий метод вывода; 3) произвести чёткие действия рулями на вывод самолёта из Ш., при необходимости зафиксировать максимальное отклонение соответствующих рулей; в ряде случаев подобрать удачный момент для отклонения рулей (при колебательном Ш. — к моменту уменьшения вращения); 4) не проявляя излишней поспешности (вывод из Ш. может происходить в течение 1—2 и более витков), убедиться в наличии или отсутствии реакции самолёта на выбранный метод вывода при неизменном положении рулей; 5) к моменту уменьшения угловой скорости рыскания до нуля необходимо своевременно вмешаться в управление, чтобы добиться перехода на малые углы атаки и не оказаться в Ш. противоположного вращения или попасть в перевёрнутый. Лётчики, не имеющие достаточного опыта выведения самолётов из Ш., как правило, совершают ошибочные действия по пунктам 3) и особенно 4).

В режиме Ш. скоростные манёвренные самолёты снижаются со скоростью 80—100 м/с, и за один виток высота может уменьшиться на 0,6—1 км. Поэтому резерв времени у лётчика на принятие правильных решений и своевременные действия рулями очень мал и нужно возможно раньше предпринимать попытки выйти из этого режима. Но необходимо учитывать то, что собственно выход самолёта из Ш. будет сопровождаться потерей высоты ещё на 1—2 км. При этом должен ещё оставаться запас высоты для вывода самолёта из крутого пикирования, разгона самолёта до скоростей, достаточных для горизонтального полёта, минимального маневрирования и увода его от столкновения с землёй, а в некоторых случаях — для запуска двигателей (при заглохании или преднамеренном их останове в Ш.). Таким образом, попытки вывода самолёта из Ш. можно предпринимать до высот 4—5 км, на меньших высотах необходимо принимать экстренные меры к спасению экипажа.

Учитывая высокую опасность Ш., попадание пассажирских и др. неманёвренных самолётов в режимы Ш. исключается специальными ограничителями углов атаки, а на стадии разработки самолётов — созданием достаточных запасов по углу атаки, то есть разницы между углами атаки, которые используются в эксплуатации, и углами атаки, на которых возникает сваливание. Такой подход принят в мировой практике для этих классов самолётов в 60-х гг. С тех пор на самолётах этого типа лётные испытания на Ш. не проводятся. На манёвренных самолётах лётные испытания на сваливание и Ш. продолжаются. Однако с начала 70-х гг. самолёты этого класса также оборудуются ограничителями угла атаки, системами сигнализации о превышении допустимого угла атаки, ведётся поиск компоновочных решений и способов управления для расширения используемых углов атаки без попадания в режимы сваливания и Ш. В 80-е гг. в связи с развитием расчётных методов исследования Ш. и более глубоким изучением особенностей аэродинамики самолётов на закритических углах атаки начались работы по созданию манёвренных самолётов, не имеющих режимов сваливания в Ш. в широком диапазоне углов атаки (вплоть до {{α ≈}} 50—70{{°}}).

ГИЗагайнов.

Рис. 1. Штопорная аэродинамическая труба Т-105 (ЦАГИ).

Рис. 2. Испытания модели самолёта на штопор в аэродинамической трубе.

Штормовое предупреждение — информация об ожидаемом возникновении (или усилении) опасного для авиации явления погоды (туман, гроза, гололёд, гололедица, шквалы, сильный — более 15 м/с — ветер, снегопад, дождь или град, ухудшающие видимость, сильное обледенение, пыльная или песчаная буря, смерч). Ш. п. составляется синоптической службой авиаметеорологической станции по аэродрому, обслуживаемым трассам, зонам испытательных и учебно-тренировочных полётов и т. д. Ш. п. составляется в тех случаях, когда опасные явления не были предусмотрены прогнозом погоды, а также с целью уточнения времени их возникновения, интенсивности и продолжительности. Ш. п. в отличие от штормового оповещения является прогностическим.

Штурвальное управление — условное наименование систем, связывающих отклонение рычагов управления (РУ) ЛА (колонка штурвальная, центральная или боковая ручка управления, педали управления) с отклонением органов управления (ОУ). Через систему Ш. у. (СШУ) лётчик осуществляет управление летательным аппаратом. Основными требованиями к СШУ являются её надёжность, обеспечение удовлетворительных характеристик управляемости и устойчивости ЛА и, следовательно, безопасности полёта. В простейшем случае СШУ представляет собой механическое соединение (с помощью проводки управления) РУ с рулями управления, при этом усилия на РУ пропорциональны шарнирному моменту ОУ. В этом случае удовлетворительные характеристики устойчивости ЛА обеспечиваются аэродинамические характеристиками ЛА и его центровкой, а управляемость — выбором ОУ и их компенсации для обеспечения приемлемых усилий на РУ при управлении. Усилия на РУ при управлении должны противодействовать соответствующим отклонениям. Для уменьшения или изменения усилий на РУ по воле лётчика на ОУ устанавливаются триммеры или специальные триммерные механизмы.

Развитие аэродинамических схем ЛА, увеличение их размеров, освоение новых режимов полёта, а также стремление упростить пилотирование привело к необходимости автоматизации СШУ. Основным требованием к автоматизированной СШУ является независимость её работы от действий лётчика; лётчик должен воспринимать ЛА как единую динамическую систему вместе с работающей автоматикой.

Первоначально автоматизация СШУ сводилась к уменьшению усилий на РУ при управлении: для уменьшения шарнирных моментов ОУ применялись кинематические или пружинные сервокомпенсаторы (см. Сервокомпенсация, Сервоуправление небольшие аэродинамические поверхности на хвостовой части ОУ, отклоняемые в зависимости от отклонения ОУ.

Рост размеров самолётов и увеличение скорости полёта (до сверхзвуковой) вызвали необходимость искать новые пути уменьшения усилий на РУ при управлении; начало внедряться бустерное управление, сначала в виде обратимого, в этом случае только определенная часть шарнирного момента ОУ передаётся на РУ, а затем и необратимого, где шарнирный момент ОУ на РУ не передаётся. В последнем случае для создания у лётчика чувства управления необходимо применять автоматы загрузки (см. Рычагов управления загрузка) с триммерными механизмами; в ряде случаев используется пружинная загрузка. В качестве силового привода при бустерном управлении, как правило, используются гидравлические рулевые приводы (РП). Первоначально РП устанавливались на истребителях, развивающих сверхзвуковые скорости полёта и снабжённых средствами спасения лётчика. После получения опыта создания и эксплуатации бустерных систем они начали применяться и на пассажирских самолетах.

Необходимость применения на сверхзвуковых самолётах целиком управляемого стабилизатора (без рулей высоты) привела к избытку эффективности этого ОУ (см. Эффективность органов управления) на дозвуковых скоростях и малых высотах полёта и в СШУ стал вводиться автомат регулирования усиления. Этот автомат изменяет кинематическое передаточное отношение от рычага к органу управления в зависимости от режима полёта (обычно в зависимости от высоты и скорости полёта).

Увеличение высоты полёта уменьшает демпфирование (см. также Аэродинамическое демпфирование) углового движения самолёта, что привело к появлению нового вида автоматизации СШУ — к дополнительным, независимым от лётчика, отклонениям ОУ в зависимости от угловой скорости самолёта в сторону, повышающую демпфирование (демпферы рыскания, крена, тангажа). Для реализации такой автоматики используется “раздвижная тяга” — в проводку управления включается электрический или гидравлический сервопривод. Чтобы задаваемые раздвижной тягой перемещения передавались только к ОУ и не сказывались на усилиях при управлении, необходимо использование необратимого бустерного управления, а также чтобы трение на участке от РУ до раздвижной тяги было больше усилий, потребных для управления бустером (в противном случае в системе управления между РУ и раздвижной тягой устанавливается вспомогательный привод по схеме необратимого управления, что, кроме того, уменьшает трение в системе, ощущаемое лётчиком).

Отклонение элеронов для осуществления манёвра по крену на больших углах атаки сопровождается образованием моментов рыскания и увеличением угла скольжения, препятствующих кренению; кроме того, на больших углах атаки для кренения самолёта относительно вектора скорости необходим дополнительный момент по рысканию. Это привело к введению в СШУ кинематических связей от РУ по крену к рулю направления.

Развитие и освоение электроники, вычислительных устройств позволило значительно расширить возможности автоматизации управления самолётом. Использование сигналов угловой скорости, перегрузки, углов атаки и скольжения, высоты полёта, скорости и т. п. для отклонений ОУ по выбираемым законам позволяет не только улучшать устойчивость и управляемость самолёта, но и создавать их искусственным путём; появился термин “компоновка самолёта, определяемая системой управления”. Такой подход к проектированию ЛА ослабляет требования к выбору его аэродинамической компоновки для обеспечения наилучших лётно-технических характеристик, например позволяет обеспечить продольную статическую устойчивость (см. Степень устойчивости) при статически неустойчивой аэродинамической схеме и уменьшить площади вертикального и горизонтального оперений и т. п.

Возможности автоматизации управления в первую очередь определяются достаточностью эффективности ОУ, а затем быстродействием исполнительных механизмов (бустеров), то есть максимально возможными скоростями отклонения ОУ и минимальным запаздыванием между моментами подачи сигнала и его реализации.

По мере развития степени автоматизации СШУ в их состав стали включать подсистемы непосредственного управления подъемной и боковой силами и механизации адаптивного крыла, активные системы управления и др. системы, влияющие на динамические характеристики самолёта как объекта управления лётчиком.

В реальной эксплуатации любая система управления может отказать; поэтому рассматривают два рода систем (или подсистем): отказобезопасные и практически безотказные системы. Отказ отказобезопасной системы не должен приводить к появлению аварийной ситуации, и продолжение полёта возможно, хотя и с дополнительными ограничениями и повышенной нагрузкой на лётчика. Обычно отказобезопасность возможна или при малом возможном возмущении на движение самолёта при отказе системы управления (малое отклонение ОУ от автоматики, как, например, при отказе демпфера колебаний) или медленном, замечаемом лётчиком изменении регулируемого параметра (например, при малой скорости изменения передаточного отношения в проводке от РУ к ОУ). Отказобезопасные подсистемы можно отнести к “комфортным”, то есть улучшающим, но не приводящим к кардинальному изменению устойчивости и управляемости самолёта.

Если отказ системы или подсистемы влечёт за собой появление аварийной или катастрофической ситуации, например потерю управляемости самолёта, то такая система должна быть практически безотказной. Это, как правило, достигается резервированием её каналов. При отказе одного из каналов он отключается и система продолжает функционировать. Обычно принимается, чтобы система продолжала функционировать после двух последовательных отказов. Отказ каналов обязательно индицируется лётчику (или экипажу), и в зависимости от обстоятельств должно быть принято решение об изменении полётного задания или о немедленной посадке. Для того чтобы один отказ не мог вывести из строя одновременно несколько каналов управления, эти каналы должны быть независимыми, то есть не иметь “общих точек”. Отключение канала производится по выбранному критерию отказа. Если есть такой критерий отказа в самой системе (например, падение давления в гидросистеме), то система будет продолжать функционировать после двух отказов при наличии трёх каналов управления. В сложных автоматизированных системах такого критерия, как правило, нет, и выявление отказавшего канала производится методом сравнения — “голосованием”; поэтому в таких случаях для продолжения функционирования системы после двух отказов необходимо четырёхкратное резервирование. Практически безотказными можно считать такие системы, надёжность которых подтверждена большим опытом создания и эксплуатации, например механические системы. Однако в начале 80-х гг. ИКАО вынесла решение о необходимости иметь на пассажирских самолётах дублированную механическую проводку управления.

Практически безотказная автоматизированная электродистанционная система управления (ЭДСУ) позволяет не использовать механическую проводку управления (если же без автоматизации полёт невозможен, то механическая связь РУ с ОУ теряет смысл); это позволяет уменьшить вес системы управления. ЭДСУ получают в настоящее время широкое распространение.

Большие возможности предоставляет использование в системах управления бортовых цифровых вычислительных машин (БЦВМ), позволяющих реализовывать сложные законы управления с использованием логических операций. Однако такая резервированная система может иметь “общую точку” — программное обеспечение БЦВМ, одинаковое во всех каналах. В этом случае целесообразно иметь или разное программное обеспечение в каналах или резервную (цифровую или аналоговую) систему управления, позволяющую безопасно завершить полёт.

СШУ современных самолётов, как правило, весьма сложны, их структура и алгоритмы автоматизации определяются особенностями аэродинамических характеристик ЛА, областью режимов полёта по скоростям и углам атаки, длительностью полёта, наличием средств спасения, условиями эксплуатации.

ГВАлександров.

Штурмовик — низковысотный боевой самолёт для поражения малоразмерных и подвижных наземных (морских) целей, а также живой силы противника на поле боя и в ближних тылах с применением бомбардировочного, ракетного и стрелково-пушечного вооружения. Ш. обычно используются для непосредственной поддержки сухопутных войск и сил флота. Одно из основных требования к Ш. — высокая точность поражения объектов (прежде всего танков), что достигается выполнением боевых операции с малой высоты полёта. Обычно Ш. имеет бронирование для защиты экипажа и наиболее важных частей самолёта от огня противника. Броня может быть несущей (включается в силовую схему самолёта) и встроенной (не воспринимает действующих нагрузок).

Первые попытки создания самолёта с вооружением для борьбы с наземными силами противника были предприняты в 1912 в России. В 1914 А. А. Пороховщиков построил опытный Ш. “БИ-КОК” (“Двухвостка”). В 1918 в Германии фирма “Юнкерс” разработала Ш. Ju-10. В США в 20-е гг. проблему бронирования Ш. сочли неразрешимой и переключились на разработку многоцелевых самолётов и пикирующего бомбардировщика. В 1931 были успешно проведены опытные бомбометания с пикирования. В Германии решение проблемы воздушной поддержки наземных войск в 30-е гг. шло по двум направлениям: создание Ш. либо пикирующего бомбардировщика. Предпочтение было отдано пикирующему бомбардировщику Ju-87.

В СССР массовый отечественный самолет разведчик Р-5 Н. Н. Поликарпова в 30-х гг. строился и в вариантах небронированных Ш. Попытки создания специализированного самолёта-Ш. предпринимались рядом конструкторов: в 1936 были разработаны проекты Ш. по программе “Ив{{á}}нов” ОКБ Д. П. Григоровича, С. А. Кочеригина, И. Г. Немана, Н. Н. Поликарпова и П. О. Сухого. Эти работы обогатили отечественное самолётостроение новым опытом и подтвердили точку зрения о необходимости разработки специализированного самолёта для поддержки войск, но проблема оставалась нерешённой. Для создания бронированного Ш. нужны были принципиально новые идеи. В середине 30-х гг. их разработал и заложил в проект Ш. Ил-2 С. В. Ильюшин (см. Ил). Было найдено оптимальное сочетание скорости и манёвренности, дальности полёта, бомбовой нагрузки, огневой мощи наступательного оружия, средств самозащиты, неуязвимости и боевой живучести. Этому способствовало включение бронекорпуса в силовую схему фюзеляжа, что было сделано впервые. Вооружение: крупнокалиберные пушки, пулемёты, бомбы, реактивные снаряды. Создание этого самолёта положило начало развитию штурмовой авиации. За годы Великой Отечественной войны было выпущено свыше 36 тыс. Ш. Ил-2 и около 5 тыс. Ил-10 (усовершенствованная модель Ил-2). В годы войны их уподобляли “летающему танку”, поскольку параметры и характеристики самолётов, их конструкция, оборудование, бронирование были подчинены этой идее. В послевоенный период развитие Ш. в основном шло в направлении повышения манёвренности, увеличения боевой нагрузки и улучшения взлётно-посадочных характеристик.

ВМШейнин.

Боевое применение штурмовиков: а — атака с пикирования; б — атака с бреющего полёта.

Шум двигателя — основной источник шума ЛА, оказывающий неблагоприятное воздействие на население вблизи аэропортов, технический персонал в аэропортах и пассажиров, а также на прочность конструкций ЛА, находящихся в зоне действия интенсивного шума.

Шум ВРД имеет преимущественно аэродинамическое происхождение и возникает либо в движущемся потоке, либо при взаимодействии его с элементами двигателя. Шумность ВРД зависит от его размеров, принципиальной схемы, расчётных параметров и конструкции узлов, а также от режима работы. Основные источники шума ВРД — реактивная струя, вентилятор, турбина, компрессор, камера сгорания, а также так называемые внутренние источники в выпускном тракте. Каждый из источников характеризуется спектральным составом шума и направленностью его излучения. Воздухозаборник и выпускной тракт двигателя влияют на спектральный состав и диаграмму направленности источников шума, расположенных внутри двигателя. Возникающий при движении самолёта спутный поток также оказывает влияние на акустические характеристики Ш. д.

В зависимости от степени двухконтурности m и режима работы ТРД соотношение между интенсивностью шума различных источников изменяется. Так, шум реактивной струй на всех режимах работы преобладает у “чистых” ТРД (m = 0), в особенности у ТРДФ. У ТРДД с большой степенью двухконтурности (m>4) на всех режимах работы преобладает шум вентилятора. Шум ТВД и турбовальных двигателей обычно меньше шума винта. Шум ВРД может быть снижен с помощью специальных шумоглушителей. ПД характеризуются существенно более низкими уровнями шума, чем уровень шума ВРД. Их уровень шума обычно ниже уровня шума воздушного винта.

Измерения Ш. д. производятся на открытых стендах для испытаний двигателей, при этом Ш. д. регистрируется на окружности измерительного пояса вокруг двигателя с угловым шагом 10—30{{°}}. Шум изолированных авиационных двигателей не нормируется. Требования к Ш. д. предъявляются косвенно, путём ограничения шума ЛА (см. Нормы шума).

Лит.: Авиационная акустика, под ред. А. Г. Мунина и В. Е. Квитки, М., 1973; Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, В. А. Сосунова, М., 1979.

РАШипов.

Шума источники летательных аппаратов. Основными источниками шума, создаваемого ЛА на местности, являются силовая установка (СУ) и обтекающий планёр воздушный поток; шум в кабине и салоне ЛА, наряду с указанными выше Ш. и., создаётся и агрегатами системы кондиционирования воздуха.

Если в качестве СУ используются ТРД или ТРДД, то Ш. и. являются реактивная струя, вентилятор, турбина, компрессор и камера сгорания (см. Шум двигателя); в случае же применения винтового движителя шум в основном создаётся воздушны винтом. Таким образом, основные Ш. и. ЛА имеют аэродинамическую природу. Причинами их образования являются создаваемые двигательной установкой воздушные или газовые потоки, а также обтекание и движение тел, находящихся в потоке, а не колебания твёрдых тел, с чем имеет дело классическая акустика.

Турбулентные струи создают широкополосный, практически сплошной шум, а его мощность определяется в основном скоростью истечения струи и пропорциональна приблизительно восьмой степени этой скорости. Воздушный винт и лопаточные машины излучают шум, в спектре которого наблюдаются гармонические составляющие, частоты которых пропорциональны произведению числа лопастей (лопаток) на частоту вращения, и составляющие широкополосного шума, обусловленные обтеканием лопастей потоком. В случае, когда скорость струи или скорость обтекания лопастей становится больше скорости звука, возникают ударные волны, которые являются источниками интенсивных дискретных составляющих шума. Спектр шума камеры сгорания обычно сплошной.

Обтекание планёра ЛА воздушным потоком обусловливает два типа Ш. и.: ударные волны, возникающие при сверхзвуковых скоростях полёта и создающие дискретный шум на местности (см. Звуковой удар), и возникающий на обтекаемых поверхностях турбулентный пограничный слой, который в основном определяет шум в кабине и салоне (см. также ст. Акустика авиационная. Нормы шума).

АГМунин.

Основные источники и индикатрисы излучения шума ТРДД (вверху) и ТРД (внизу); 1 — вентилятор; 2 — струя; 3 — турбина; 4 — компрессор.

Шумоглушитель силовой установки — одно из основных средств снижения шума реактивных самолётов гражданской авиации. Различают Ш., предназначенные для снижения шума вентилятора, турбины, реактивных струй, а также так называемых внутренних источников шума в выпускном тракте ВРД.

Ш. турбомашин и внутренних источников шума в ВРД представляют собой участки газовоздушного тракта силовой установки, облицованные звукопоглощающими конструкциями (ЗПК). Наибольшей надёжностью в работе и стабильностью характеристик обладают трёхслойные сотовые ЗПК, состоящие (см. рис.) из обращённого к потоку перфорированного листа 1, воздушного объёма с сотовым заполнителем 2, делящим его на отдельные ячейки, и непроницаемого основания 3. Экспериментальная отработка Ш. с сотовыми ЗПК производится на стендах со сдвоенными реверберационными камерами и на открытых стендах для испытаний двигателей. Применение в ТРДД Ш. турбомашин позволяет снизить уровень шума самолёта на 7—8 EPN дБ (единицы эффективного уровня воспринимаемого шума с учётом особенностей субъективной реакции человеческого уха и продолжительности воздействия шума) при незначительном увеличении массы силовой установки и гидравлических потерь в её газовоздушном тракте.

Конструкции Ш. реактивных струй основаны на принципах уменьшения зоны смешения реактивной струи с окружающим воздухом, а также уменьшения скорости реактивной струи. Ш. реактивных струй широкого применения не нашли в связи с высоким уровнем гидравлических потерь.

РАШипов.

Шумоглушитель с сотовыми звукопоглощающими конструкциями: 1 — перфорированный лист; 2 — сотовый заполнитель; 3 — непроницаемое основание.

Шэньсийский авиационный завод — авиационное предприятие Китайской Народной Республики. С начала 80-х гг. выпускал транспортный самолёт Y-8 (на основе самолёта Ан-12, производился также в морском патрульном варианте).

Шэньянский авиационный завод — авиационное предприятие Китайской Народной Республики. В 50-х гг. завод выпускал по лицензии самолёты Як-18 (под обозначением CJ-5), Ан-2 (Y-5), МиГ-15, МиГ-17 (J-5 и F-5), вертолёт Ми-4 (Z-5) и двигатели АШ-62 и АШ-82. С конца 50-х гг. производил самолёты МиГ-19 (J-6), с конца 70-х гг. выпускает J-8 (на основе Е-152А). Разработан усовершенствованный самолёт J-8II (первый полёт в 1984).

Hosted by uCoz