Энциклопедия "Авиация" (1994)
Статьи на букву "С" (часть 3, "СИС"-"СОП")

Статьи на букву "С" (часть 3, "СИС"-"СОП")

Система улучшения устойчивости и управляемости

Статья большая, находится на отдельной странице.

Системы координат

Статья большая, находится на отдельной странице.

Скачок конденсации

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

Скачок уплотнения

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

Скольжение летательного аппарата

Скольжение летательного аппарата - движение летательного аппарата, при котором вектор его скорости не лежит в плоскости симметрии летательного аппарата; характеризуется углом скольжения (а) - углом между направлением скорости и плоскостью OXY связанной системы координат летательного аппарата. Угол (β) считается положительным, если проекция скорости на поперечную ось положительна. С. возникает при полётах с боковым ветром, при отказе двигателей, в разворотах и т. д. С. может быть преднамеренным и непреднамеренным. Например, С. используют для выдерживания прямолинейного полёта по глиссаде при заходе на посадку при боковом ветре, при прицеливании по воздушной или наземной цели. В некоторых случаях С. недопустимо, например, при координированном развороте. Непреднамеренное С. обычно возникает при ошибках в пилотировании. Управление С. осуществляется органами управления рысканием, обычно рулём направления. Для облегчения балансировки летательного аппарата в полёте со С., как правило, создают крен. Измерение угла С. осуществляется так называемым флюгер-датчиком. См. также Боковое движение.

Скольжения принцип

Скольжения принцип - в аэродинамике - разложение потока, обтекающего цилиндрическое тело бесконечного размаха, на два течения, одно из которых происходит вдоль оси тела (скользящее течение), другое - в нормальной плоскости (поперечное течение). Применение С. п. позволяет понизить на единицу размерность решаемой задачи. При движении идеальной жидкости или газа скользящее течение имеет постоянную скорость скольжения VT = V(()sin((), а изменение поля скоростей b других газодинамических переменных обусловлено поперечным течением, скорость которого Vn = V(()cos((); (() - угол скольжения. Оба эти течения не взаимодействуют между собой (скользящее течение представляет собой однородный поток, а расчёту подлежит только поперечное течение), поэтому С. п. часто называют также принципом независимости. В аэродинамике С. п. широко используется при решении разнообразных задач. Простейшим примером служит плоская косая ударная волна, когда С. п. позволяет свести задачу к исследованию прямой ударной волны. С помощью С. п. результаты расчётов профилей и других плоских тел используются для анализа обтекания скользящих цилиндрических тел бесконечного размаха. При движении вязкой несжимаемой жидкости поперечное течение также не зависит от продольного, и, следовательно, в этом смысле справедлив принцип независимости, который впервые был установлен В. В. Струминским. При движении сжимаемого газа этот принцип нарушается, но и в этом случае С. п. позволяет упростить решение пространственной задачи (вырожденное течение, d/dz = 0). В авиации С. п. используется при создании скоростных самолётов путём применения стреловидных крыльев для улучшения их аэродинамических характеристик (повышение критического Маха числа и т. п.). При этом эффект скольжения ослабляется из-за конечности размаха крыла, что обусловливает различные интерференционные явления (концевой эффект, срединный эффект и т. п.). В авиационно-космической технике использование С. п. позволяет снизить максимальные тепловые потоки q(() на передних кромках крыльев: q(() = q((()/q((() = 0 = (cos (())5/4.

Скольжения условия

Скольжения условия - граничные - граничные условия на поверхности тела, в которых касательная к обтекаемой поверхности составляющая вектора скорости газа не равна касательной составляющей скорости элемента поверхности. С. у. применяются при исследовании течений слабо разреженного газа на основе Навье - Стокса уравнений, когда граничные условия прилипания (скорость прилегающего газа относительно поверхности равна нулю) неприменимы; вместо них используются С. у.

Скоморохов Николай Михайлович

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

Скориков Григорий Петрович

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

Скороподъёмность

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

Скоростной напор

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

Скорострельность

Скорострельность - способность оружия производить определенное число выстрелов в единицу времени. Различают С. техническую (темп стрельбы) и практическую (боевую). Техническая С. определяется временем цикла автоматики оружия и характеризует интенсивность её функционирования. Конкретная схема оружия характеризуется технической С., которая ограничивается живучестью стволов (в одноствольных схемах), динамическими нагрузками на звенья автоматики и патрон (в одноствольных и некоторых двуствольных системах), прочностью патронной ленты или мощностью привода автоматики (в многоствольных системах). Для характерных схем 30-мм авиационных пушек предельная техническая С. достигает значений: одноствольная схема - 1800, двуствольная - 3500, многоствольная (6 стволов) - 7000 (ограничение по динамическим нагрузкам на ленту) выстрелов в 1 мин. Практическая С. определяется как предельная С. с учётом прицеливания, заряжания и пр. при боевом применении. Она ниже технической С., её увеличение - одна из основных задач совершенствования авиационного пулемётно-пушечного вооружения.

Скорость звука

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 ( ), 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(())1/2 = ((()p/(())1/2 = ((()RT/(())1/2, где dp/d(() - производная давления по плотности для изоэнтропического процесса, (-) - показатель адиабаты, R - универсальная газовая постоянная, (-) - молекулярная масса (в воздухе a 20,1T1/2 м/с. при 0(°)C a = 332 м/с). В газе с физико-химическими превращениями, например, в диссоциирующем газе, С. з. будет зависеть от того, как - равновесно или неравновесно - протекают эти процессы в волне возмущения. При термодинамическом равновесии С. з. зависит только от состава газа, его температуры и давления. При неравновесном протекании физико-химических процессов имеет место дисперсия звука, то есть С. з. зависит не только от состояния среды, но и от частоты колебаний ( ). Высокочастотные колебания ((тт ), ()) - время релаксации) распространяются с замороженной С. з. aj, низкочастотные ((,, ) 0) - с равновесной С. з. ae, причём aj > ae. Отличие aj от ai как правило, невелико (в воздухе при Т = 6000(°)С и p = 105 Па оно составляет около 15%). В жидкостях С. з. значительно выше, чем в газе (в воде a 1500 м/с).

Скорость 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 отрыва

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

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

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.

Скржинский Николай Кириллович

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», 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

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.

Скула лодки гидросамолёта

Скула лодки гидросамолёта - пересечение поверхностей днища и бортов . 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.

След аэродинамический

След аэродинамический - область вихревого течения за летящим самолётом или другим летательным аппаратом . 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.

Слепнев Маврикий Трофимович

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.

Слесарев Василий Андрианович

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».

Слив топлива аварийный

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

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

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

Слоистые металлические материалы - см. Многослойные металлические материалы.

Смешанное течение

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. 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.

Смирнов Алексей Семёнович

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.

Смоленский авиационный завод

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

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.

Снаряжение экипажа

Статья большая, находится на отдельной странице.

Снекма

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

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

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 = (()RT (p - давление, (-) - 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

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.

Соглашения о воздушном сообщении

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.

Соко

Соко (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). 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

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.

Солнечный самолет

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. 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

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.

Соловьев Павел Александрович

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.

Сондерс-Ро

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).

Соосный винт

Соосный винт - два воздушных (несущих) винта, расположенных непосредственно один за другим на соосных валах и вращающихся в противоположных направлениях . 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.

Сопвич

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), «Кэмел» (1917, построено около 5500, лётчики этих самолётов сбили 1294 самолёта противника), «Снайп» (1918, построено около 1,5 тысяч, после войны был стандартным истребителем ВВС Великобритании), палубный торпедоносец «Куку» (1918).

Сопвич Томас Октейв Мёрдок

Сопуит (Sopwith), (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».

Сопло

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

Сопловой аппарат турбины - лопаточный венец, ограниченный поверхностями, образованными полками по торцам лопаток, неподвижно закреплённый в корпусе турбины . 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.