Энциклопедия "Авиация" (1994)
Статьи на букву "С" (часть 4, "СОП"-"СТЕ")

Статьи на букву "С" (часть 4, "СОП"-"СТЕ")

Сопротивление аэродинамическое

Статья большая, находится на отдельной странице.

Сопротивление трения

Статья большая, находится на отдельной странице.

Сопротивление усталости

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

Сотовая конструкция

Статья большая, находится на отдельной странице.

Сохранения законы

Сохранения законы - в аэро- и гидродинамике - фундаментальные законы механики, сформулированные для движущейся сплошной среды и выражающие собой законы сохранения массы, импульса и энергии. Если поверхностные интегралы с помощью формулы Грина выразить через объёмные и воспользоваться связью вектора поверхностной силы с давлением гидродинамическим и тензором скоростей деформаций, то из интегральных С. з. выводятся дифференциальные формы их записи: неразрывности уравнение, Навье - Стокса уравнения и энергии уравнение. С. з., записанные как в интегральной, так и дифференциальной форме, служат основой для теоретического исследования аэрогидродинамических задач.

Спад

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

Спейс шаттл

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

Спектр потока

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

Спектральные методы исследования

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

Спеченные материалы

Спеченные материалы - см. в статье Порошковые материалы.

Спираль

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

Спиральная устойчивость

Спиральная устойчивость - стремление летательного аппарата уменьшить угол крена до нуля без вмешательства лётчика. С. у. - составная часть боковой устойчивости - определяется малым действительным корнем (так называемым спиральным корнем) характеристического уравнения линеаризованных уравнений четвёртого порядка бокового возмущённого движения. В зависимости от знака спирального корня спиральное движение может быть устойчивым либо неустойчивым. В случае устойчивого спирального движения угол крена без вмешательства лётчика медленно уменьшается, в случае неустойчивого - медленно увеличивается. В условиях нормального пилотирования при хорошем визуальном контроле линии горизонта и исправных пилотажно-навигационных приборах медленно развивающееся спиральное движение (как устойчивое, так и неустойчивое) легко контролируется и корректируется лётчиком. На практике допускается спиральная неустойчивость самолёта, если время удвоения начального угла крена не менее определенного значения (20-40 с). При отказах пилотажно-навигационых приборов в условиях плохой видимости спиральная неустойчивость приводит к незаметному для летчика снижению самолёта по спиральной траектории и возникновению опасной ситуации, связанной как с потерей высоты, так и с появлением предпосылок к сваливанию и попаданию в штопор. Автоматизация ручного управления с использованием системы улучшения устойчивости и управляемости позволяет целенаправленно влиять на С. у. самолёта.

Спирин Иван Тимофеевич

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

Сплошная среда

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

Спойлер

Спойлер - употребляемое в иностранной литре название гасителя подъёмной силы (см. в статье Интерцептор).

Спортивный вертолет

Спортивный вертолет - предназначается для обучения, тренировки и соревнований спортсменов (экипажей) в выполнении специальных упражнений (см. Вертолётный спорт). С. в. способен совершать полёт на малой высоте с выполнением заданных эволюции и осуществлять свободный пилотаж в крайне ограниченном пространстве. Важнейшие требования к С. в. - небольшой вес, высокие лётно-технические характеристики и энерговооружённость, хороший обзор и простота управления. До 1987 специальные С. в. в СССР серийно не строились. Спортсмены соревновались на лёгких вертолётах, предназначенных для решения различных народно-хозяйственных задач. В 1948 в ОКБ, руководимом М. Л. Милем, был разработан лёгкий трёхместный вертолёт Ми-1. Советские лётчики многократно устанавливали на нём рекорды, утверждавшиеся в качестве мировых для вертолётов этого класса. В 1961 на базе Ми-1 создан лёгкий вертолёт Ми-2. На вертолётах Ми-1 и Ми-2 советские спортсмены участвовали в чемпионате мира 1978 и завоевали 38 медалей из 42. В 1987 создан С. в. Ми-34, который призван стать массовым для подготовки спортсменов в аэроклубах. За рубежом специально С. в. также не создавались. На международных состязаниях использовались лёгкие военные вертолёты или вертолёты, изготовленные по частному заказу. Из современных зарубежных С. в. наиболее распространены «Линкс» (Великобритания), BK-117 (ФРГ), R-22 и OH-6A (США), SA315, SA317, AS355 (Франция).

Спортивный самолёт

Статья большая, находится на отдельной странице.

Среднеплан

Среднеплан - см. в статье Моноплан.

Средняя аэродинамическая хорда

Средняя аэродинамическая хорда (САХ) - см. в статье Хорда.

Сретенский Леонид Николаевич

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

Срыв потока

Срыв потока - отрыв потока, - одно из наиболее распространённых явлений в механике жидкости и газа. Оно может наблюдаться при обтекании крыла самолёта и его хвостового оперения, около кормовой части фюзеляжа, в диффузорах и т. д. С. п. состоит в том, что взамен гладкого обтекания тела реализуется поток, содержащий область возвратно-вихревого течения, которая может быть замкнутой или открытой. Обычно передняя часть тела обтекается гладко, а вихревая область расположена около его задней части. Характерным для этой области является такое течение жидкости (газа), в котором частицы движутся не только в направлении основного потока (потока вне области возвратно-вихревого течения), но и в противоположном направлении. С. п. при обтекании элементов летательного аппарата (таких, например, как крыло самолёта) крайне нежелателен, поскольку его появление приводит к значительному росту сопротивления аэродинамического и, как правило, к снижению подъёмной силы. Используются различные методы улучшения формы крыльев с целью затягивания отрыва потока - приближения точки отрыва к задней кромке крыла. Тем самым достигается уменьшение влияния С. п. на аэродинамические характеристики крыла. Исключением является, например, треугольное крыло малого удлинения, при обтекании которого С. п. с передних кромок сопровождается образованием над его верх, поверхностью двух вихревых жгутов, что приводит к снижению давления над ней и, следовательно, к увеличению подъёмной силы. См. также Вихревое течение, Отрывное течение, Отрыв пограничного слоя.

Срывное течение

Срывное течение - см. Отрывное течение.

Срывной флаттер

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

Стабилизатор

Стабилизатор (заднее горизонтальное оперение) - аэродинамическая поверхность, предназначенная для обеспечения продольной устойчивости, продольной управляемости летательного аппарата. Иногда С. называется часть горизонтального оперения без руля высоты. С. самолёта располагается на хвостовой части фюзеляжа или на киле и обычно выполняется неподвижным. При этом продольная управляемость (балансировка и осуществление манёвра) обеспечивается рулём высоты. При переходе от до- к сверхзвуковым скоростям полета эффективность руля высоты (см. Эффективность органов управления) существенно уменьшается, поэтому на манёвренных сверхзвуковых самолётах применяют целиком управляемый С. В этом случае С. используется для обеспечения как манёвра, так и балансировки летательного аппарата. Перекладка С. осуществляется электрическими или гидромеханическими системами, связывающими С. с рычагом управления продольным движением (штурвалом или ручкой управления). Скорость перекладки С. достигает 20-40(°)/с. На тяжёлых неманёвренных самолётах, имеющих большой диапазон эксплуатационных центровок и высокую эффективность механизации крыла, для обеспечения балансировки на взлётно-посадочных режимах возникает необходимость использования дискретно-переставляемого или триммируемого С. Дискретно-переставляемый С. - подвижный С., отклоняемый лётчиком или автоматически на фиксированные углы. Триммируемый С. используется для продольной балансировки самолёта и снятия усилий с рычага управления. Такой С. отклоняется лётчиком на любой угол в пределах рабочего диапазона через специальную кнопку управления. Скорость отклонения триммируемого С. небольшая: 0,3-0,5(°)/с. Применение триммируемого С. для балансировки летательного аппарата позволяет на всех режимах полёта использовать весь диапазон возможных углов отклонения руля высоты Для манёвра и парирования возмущений, что повышает безопасность полёта и расширяет эксплуатационные возможности самолёта. Вследствие этого такая схема управления продольным движением получила наибольшее распространение на пассажирских самолётах. На сверхзвуковых манёвренных самолётах цельноповоротный С. может использоваться и для управления по крену, для чего его консоли отклоняются от балансировочного положения в противоположные стороны (дифференциальный стабилизатор).

Стабилизация летательного аппарата

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

Стабилизация пламени

Стабилизация пламени - фиксация зоны горения топлива в камере сгорания воздушно-реактивного двигателя. Так как средняя скорость потока топливовоздушной смеси в основной и форсажных камерах сгорания намного превышает скорость распространения пламени по этой смеси, то С. п. требует формирования в камере локальных зон с пониженной скоростью. Как правило, это зоны с циркуляционным течением. Они создаются в потоке плохо обтекаемыми телами - стабилизаторами, а также вдувом закрученных или втекающих под углом струй воздуха или топливовоздушной смеси. Инициированное электрической искрой (или другим источником) пламя при определенных условиях держится в таких зонах благодаря пониженной скорости течения и циркуляции горячих продуктов горения от ниже расположенной части пламени к месту его стабилизации. С. п. возможна в некотором диапазоне изменения концентрации топлива в смеси (коэффициента избытка воздуха ( )). При увеличении или уменьшении расхода топлива в камере, выводящем значение ()) за пределы диапазона устойчивого горения, происходит срыв пламени. Этот диапазон сужается по мере увеличения скорости u и степени турбулентности ( ) потока смеси в камере , а также при понижении давления p и температуры T смеси и уменьшении размера циркуляционной зоны (или стабилизатора) d. При достижении некоторых критических значений этих параметров С. п. становится невозможной при любых значениях ( ). Пределы стабилизации пламени в потоке углеводородно-воздушной смеси стабилизатором в форме диска: 1. d = 20 мм, р 100 кПа, T = 473 К, 1 = 12%; 2. d = 25,4 мм, р d100 кПа, T = 305 К, (() = 4%; 3. d = 20 мм, р d100 кПа, T = 473 К, (() = 45%; 4. d = 25,4 мм, р = 33,7 кПа, T = 305 К, (() = 4%; 5. d = 6,35 мм, р = 100 кПа, T = 305 К, (() = 4%;

Сталь

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

Сталь в авиастроении

Статья большая, находится на отдельной странице.

Стандартная атмосфера

Стандартная атмосфера - см. в статье Международная стандартная атмосфера.

Стантона число

Стэнтона число (по имени английского учёного Т. Стантона (Th. Stanton), - безразмерный параметр St, равный отношению местного теплового потока q(ω) к произведению характерных плотности ())*, скорости V* газа и разности характерных энтальпий ir - i(ω) (ir - адиабатическая энтальпия газа, i(ω) - энтальпия газа на обтекаемой поверхности). Характеризует интенсивность теплообмена газа с поверхностью обтекаемого тела. В рамках теории пограничного слоя в качестве характерных величин (ρ)*, V* обычно используются их значения (ρ)e, Ve на внешней границе слоя. С. ч. зависит от формы тела и других определяющих параметров задачи и находится либо в результате интегрирования уравнений пограничного слоя, либо экспериментально. В частности, для плоской пластины, обтекаемой под нулевым углом атаки потоком с дозвуковой скоростью при ламинарном течении в пограничном слое, С. ч. выражается формулой St = 0,332 S Re-1/2Pr-2/3, где Re - Рейнольдса число, Pr - Прандтля число. Вследствие аналогии между процессами переноса теплоты и количества движения существует простая связь между С. ч. и коэффициентом трения cj: St = 1/2cjPr-2/3. В аэродинамических расчётах используется также суммарное С. ч. St(ω), равное отношению суммарного теплового потока Q(ω) к поверхности к произведению характерных значений плотности (ρ), скорости V, разности энтальпий (Δ)t и площади S (индекс ( ) обозначает параметры набегающего потока).

Стапель

Стапель - см. в статье Сборочная оснастка.

Статическая прочность

Статья большая, находится на отдельной странице.

Статическая устойчивость

Статья большая, находится на отдельной странице.

Статические испытания

Статические испытания - экспериментальный метод исследования напряжённо-деформированного состояния и статической прочности конструкции летательного аппарата. С. и. проводятся для оценки фактической прочности летательного аппарата путём испытания конструкции до разрушения. Необходимость С. и. определяется тем обстоятельством, что методы проектирования и расчётов летательных аппаратов на прочность используют, как правило, некоторые идеализированные расчётные схемы, отличающиеся от реальной конструкции. При С. и. воспроизводятся значения и распределение расчётных нагрузок, действующих на летательный аппарат в различных случаях нагружения, - при манёврах, при посадке и т. п. (см. также статью Нормы прочности); прочностные характеристики исследуются методами тензометрии, измерениями перемещения ряда точек конструкции и др. Разработка основной методики С. и. и создание экспериментальной базы для их обеспечения в СССР были начаты в 20-х гг. Н. И. Мариным, Г. А. Софроновым, И. И. Сидориным. Впервые С. и. целого самолёта в СССР были проведены в 1937. Для С. и. натурных самолётов были созданы испытательные залы, оборудованные так называемым силовыми полом, потолком и колоннами, где проводились нагружения конструкции летательных аппаратов системой сосредоточенных сил. Для воспроизведения распределённых аэродинамических и инерционных нагрузок в 40-х гг. М. П. Наумов предложил нагружать конструкцию с помощью наклеенных на её поверхность парусиновых лямок. В 50-х гг. разработан способ нагружения конструкции с помощью силовых гидравлических цилиндров . На испытываемую конструкцию нагрузка прикладывается ступенчато - по 5-10% от расчётной нагрузки. Наличие большого числа (120-150) независимых каналов нагружения (нагружающих систем) в случае применения автоматизированных систем нагружения позволяет повысите точность нагружения и производить комплексную проверку конструкции при различных комбинациях нагрузок одной и той же системой нагружения. В соответствии с требованиями Норм прочности летательных аппаратов проводится нагружение конструкции нагрузкой до 2/3 расчётной. При этом производятся тензометрия и измерение общих деформаций. После снятия нагрузки производится осмотр конструкции для обнаружения остаточных деформаций и местных разрушений и анализ напряжённо-деформированного состояния конструкции. Если остаточных деформаций и местных разрушений не обнаружено, а напряжение и деформация не превышают расчётные значения, проводятся испытания летательного аппарата нагрузкой, заданной в программе (составляет 80-90% расчётной). После завершения С. и. на все заданные программой расчётные случаи для определения несущей способности и критериев разрушения проводятся испытания на отдельные расчётные случаи до разрушения конструкции.

Статический потолок

Статический потолок - летательного аппарата. Для самолёта С. п. - наибольшая высота, на которой при максимальной тяге (мощности) силовой установки и при данной массе самолёта возможен установившийся полёт (горизонтальный полёт с постоянной скоростью). С. п. является точкой максимума границы области установившихся режимов полёта . Для дозвукового самолёта эта граница имеет один максимум. Граница области для сверхзвукового самолёта может иметь один или два максимума, соответствующие до- и сверхзвуковой С. п., между которыми граница опускается в области Маха чисел полёта M(() = 1,1-1,3. С увеличением максимальной скорости самолёта сверхзвуковой С. п. становится больше дозвукового. Другое название С. п. - теоретический потолок. С. п. вертолёта - то же, что потолок висения. См. также статью Потолок летательного аппарата.

Статический преобразователь рода тока

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

Стационарное течение

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

Стеглау

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

Стекло в авиастроении

Самолеты и вертолёты остекляют однослойными или многослойными материалами на основе органических и силикатных С. В качестве однослойного (листового) материала для остекления летательных аппаратов применяется только органическое С. Изделия и него получают вакуумформованием, пневмоформованием и штамповкой в интервале температур между температурами стеклования и термостабильности. Используется также метод холодного формования при температуре ниже температуры стеклования. Листовое органическое С. можно подвергать всем видам механической обработки с помощью инструмента. Для крепления листового органического С. на летательном аппарате применяются 2 способа: жёсткое (болтовое) и мягкое (безболтовое), посредством так называемой крепежной ленты. Многослойные материалы изготовляют путём склеивания между собой пластин из силикатного или (и) органического С., материалы, представляющие собой комбинацию этих С., называются органосиликатными или гетерогенными. Различают триплекс (в материале 3 слоя), пентоплекс (5 слоев) и полиплекс (более 5 слоев). Многослойные С. делят также на силовые (толщина 10-100 мм), рассчитанные на эксплуатацию в условиях ударных и других нагрузок, и несиловые (толщина 3-6 мм). Стеклянные пластины склеивают при помощи полимерных плёнок, располагаемых между ними, или путём заливки между пластинами смесей мономеров, содержащих инициатор, с последующей их полимеризацией или поликонденсацией. При изготовлении светофильтрующих и других специальных многослойных С. используют цветные или металлизированные стеклянные пластины. Многослойные С. часто снабжают встроенными электронагревателями проволочного или плёночного типа. При изготовлении гетерогенного многослойного С. силикатные пластины обычно склеивают поливинилбутиральной плёнкой, а полученный многослойный силикатный элемент соединяют с пластиной из органическим С. методом заливки. Многослойные силикатные и органосиликатные С. не разлетаются на осколки при ударе. Силикатные стеклянные пластины, входящие в состав многослойного С., часто подвергают упрочнению закалкой и травлением. Разрушение закалённого силикатного С. приводит к почти полной потере прозрачности, так как С. покрывается сетью мелких трещин. Многослойные С. обладают способностью выдерживать удар птицы при её столкновении с летательным аппаратом и пулестойкостью. Металлизированные многослойные С. могут служить защитными экранами от различных видов излучений (радиоволн, УФ или ИК излучения и т. д.). Органический триплекс с проволочным электрообогревателем широко используется в качестве смотрового С. гермошлемов лётчиков. Силикатные и гетерогенные полиплексы применяют для остекления военных самолётов и вертолётов.

Стелс техника

Статья большая, находится на отдельной странице.

Стенд пилотажный

Стенд пилотажный - см. Пилотажный стенд.

Стендовые испытания

Стендовые испытания - комплекс наземных экспериментов, которым подвергаются двигатели, бортовые системы и оборудование и летательный аппарат в целом в ходе подготовки его к лётным испытаниям; вид наземных испытаний. В зависимости от характера решаемых задач С. и. проводятся в лабораториях, ангарах, боксах, на специально оборудованных площадках или непосредственно на месте стоянки летательного аппарата на аэродроме. Обычно С. и. (автономно или в составе летательного аппарата) подвергаются элементы конструкции летательного аппарата, силовая установка и её системы (топливная, масляная, нейтрального газа, пожаротушения, заправки топливом в полёте и другие), все штатные бортовые системы летательного аппарата (система управления летательного аппарата, взлётно-посадочные устройства, электрические, гидравлические и пневматические системы и т. д.), штатное оборудование летательного аппарата (в том числе радиосвязное, пилотажно-навигационное и светотехническое), а также все устанавливаемые на летательного аппарата специальные системы и оборудование. Основные задачи С. и. летательного аппарата: контрольная проверка работоспособности и надёжности функционирования систем летательного аппарата, его силовой установки н оборудования; контрольная проверка характеристик силовой установки по статической тяге и расходу топлива и калибровка топливомеров; контрольная проверка характеристик всех функций, систем летательного аппарата, в том числе и характеристик систему управления (динамических характеристик, характеристик загрузочных и триммируюших устройств, трения в проводке управления и т. д.). Выполняются также проверка систем на отказобезопасность (в том числе систем улучшения устойчивости и управляемости летательного аппарата, систем автоматического и совмещённого управления, взлётно-посадочных устройств, систем управления механизацией крыла и воздушными тормозами); контрольная проверка и калибровка штатного и специального бортового оборудования, контрольно-измерительной аппаратуры и некоторых видов экспериментального оборудования. Проводится уточнение весовых характеристик летательного аппарата (взлётной и посадочной масс, положений центра масс при различных вариантах загрузки летательного аппарата и при различных запасах топлива в баках, значений моментов инерции летательного аппарата). По результатам С. и. летательного аппарата оценивается готовность его к полигонным испытаниям (рулёжкам, пробежкам, подлётам) и к вылету первому.

Стенды для испытаний двигателей

Статья большая, находится на отдельной странице.

Степаненко Иван Никифорович

Степаненко Иван Никифорович (р. 1920) - советский лётчик, генерал-майор авиации (1958), заслуженный военный лётчик СССР (1966), дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил Качинскую военную авиационную школу имени А. Ф. Мясникова (1941), Военную академию имени М. В. Фрунзе (1949), Высшую Военную академию (1957; позже Военная академия Генштаба Вооружённых Сил СССР). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-истребителем, командиром звена, командиром эскадрильи истребит, авиаполка. Совершил 414 боевых вылетов, сбил лично 33 и в составе группы 8 самолётов противника. После войны на командных должностях в ВВС. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Отечественной войны 2-й степени, 5 орденами Красной Звезды, орденом «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3-й степени, медалями. Бронзовый бюст в с. Нехайки Черкасской области.

Степанищев Михаил Тихонович

Степанищев Михаил Тихонович (1917-1946) - советский лётчик, майор, дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1937. Окончил Ворошиловградскую военную авиационную школу (1938). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром экскадрильи, штурманом и заместителем командира штурмового авиаполка. Совершил 234 боевых вылета. После войны продолжал службу в армии. Награждён орденом Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденами Богдана Хмельницкого 3-й степени, Александра Невского, Отечественной войны 1-й степени, медалями. Бронзовый бюст в с. Хмелинец Липецкой области.

Степанченок Василий Андреевич

Степанченок Василий Андреевич (1901-1943) - советский лётчик-испытатель, полковник. Окончил Егорьевскую военно-теоретическую школу лётчиков (1924), Борисоглебскую школу военных лётчиков (1925), Серпуховскую высшую авиационную школу стрельбы, бомбометания и воздушного боя (1926). С 1926 лётчик-инструктор, командир звена Качинской школы военных лётчиков. С 1930 командир звена Луганской школы военных лётчиков. С 1931 на испытательной работе. Построил и облетал авиетку С-1 (1928). Положил начало внедрению высшего пилотажа в практику планёрных полётов; на седьмом Всесоюзном слете (1930) на планёре «Красная звезда» конструкции С. П. Королёва впервые на безмоторном летательном аппарате выполнил петлю Нестерова. Проводил заводские и государственные испытания истребителей конструкции А. Н. Туполева, Н. Н. Поликарпова. Участвовал в испытании «Звена» Вахмистрова. Погиб в испытательном полёте. Награждён орденами Красного Знамени, Отечественной войны 2-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

Степанян Нельсон Георгиевич

Степанян Нельсон Георгиевич (1913-1944) - советский лётчик, подполковник, дважды Герой Советского Союза (1942, 1945, посмертно). Окончил авиационную школу Гражданского воздушного флота (1935). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны - в авиации ВМФ; был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи, командиром штурмового авиаполка, который совершил около 1500 боевых вылетов, потопил свыше 50 кораблей и судов противника. С. лично совершил 239 боевых вылетов. Погиб в воздушном бою. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, медалями. Бронзовый бюст в Ереване.

Степень двухконтурности

Степень двухконтурности - параметр рабочего процесса турбореактивного двухконтурного двигателя (см. Параметры рабочего процесса двигателя), равный отношению расхода воздуха в наружном контуре к расходу воздуха во внутреннем контуре. С. д. является одним из основных параметров, определяющих удельный расход топлива в турбореактивном двухконтурном двигателе. Повышение С. д. приводит к снижению удельного расхода топлива, но, как правило, связано с необходимостью повышения температуры газа перед турбиной и сопровождается увеличением габаритов двигателя. Максимальную С. д. (до 8) имеют турбореактивные двухконтурные двигатели для дозвуковых транспортных самолётов. У турбореактивных двухконтурных двигателей сверхзвуковых самолётов С. д. не превышает 2. В перспективных турбореактивных двухконтурных двигателей возможны сверхвысокие значения С. д. (до 15).

Степень повышения давления

Степень повышения давления - отношение давления p2 за устройством, предназначенным для сжатия воздуха или любого другого газа, к давлению p1 перед ним: (π) = p2/p1. Если сжатие осуществляется за счёт затраты механической работы (компрессор, вентилятор), то С. п. д., как правило, определяется отношением полных давлений (π)* = p*2/p*1. Если повышение давления в потоке происходит за счет уменьшения скоростного напора в нём (воздухозаборник, трубка Пито и др.), отношение полных давлений p*2/p*1 характеризует только уровень потерь в процессе и называется коэффициентом потерь полного давления ( ). Поэтому для таких процессов С. п. д. называют отношение полного p*2 или статического p2 давления на выходе из устройства к статическому давлению p1 в потоке перед входом в него: (π) = p*2/p1 или (π)* = p2/p1. С. п. д. в компрессорах авиационных газотурбинных двигателей составляет 10-30. В воздухозаборниках (в) может достигать таких же значений при скоростях полёта, в 2,5-3,3 раза превышающих скорость звука.