Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»

В СССР С. с. в 20—30 х гг. не получил широкого распространения. Соревнования носили эпизодический характер и проводились аэроклубами отд. городов. Развитие С. с. связано с деятельностью массовых добровольных обществ — Общества друзей воздушного флота, Осоавиахима (впоследствии — с ДОСААФ СССР). Первые всесоюзные соревнования на спортивных самолётах с порневыми двигателями состоялись в 1949 и с тех пор проводились ежегодно. Им предшествовали клубные, зональные, республиканские, межведомственные состязания. Организационный уровень соревнований возрос после создания в 1959 Федерации авиационного спорта СССР (в её составе — самолётного комитета), которая в 1960 вступила в международную комиссию ФАИ по высшему пилотажу (СИВА). В 1965 образована самостоятельная Федерация самолётного спорта СССР.

Подготовка спортсменов по С. с. проводилась в аэроклубах и авиаспортклубах ДОСААФ, в которых начинающие лётчики проходили курс теоретической и практической учёбы, совершали самостоятельные полёты, сдавали разрядные нормы. В СССР до 1990 были подготовлены десятки тысяч лётчиков-перворазрядников, свыше 2600 мастеров спорта СССР, 70 мастеров спорта СССР международного класса, 30 заслуженных мастеров спорта СССР.

По С. с. один раз в два года проводятся чемпионаты мира (с 1960) и чемпионаты Европы (с 1977). На этих чемпионатах мужчины и женщины выступают по одной программе и разыгрывают упражнения: обязательный комплекс (18—20 фигур высшего пилотажа); произвольный комплекс, составленный самим спортсменом не более чем из 18 фигур; неизвестный («тёмный») комплекс, составленный членами жюри из 16—18 фигур и выдаваемый спортсмену не менее чем за 12 ч до полётов; финальный произвольный комплекс, который выполняют пилоты, вышедшие в финал (30% мужчин и 50% женщин, набравших больше очков по сумме трёх упражнений). Комплексы выполняются в ограниченном воздушном пространстве в пределах 100—1000 м по высоте и в квадрате на земле размером 1000{{×}}1000 м. Оценка производится бригадой судей по десятибалльной системе.

Эвакуация раненых и больных при помощи авиации была впервые осуществлена во Франции (1917) в период Первой мировой войны. Первый в СССР специализированный санитарный самолёт К-3 был создан в 1927 в КБ К. А. Калинина в Харькове (см. Калинина самолёты). Самолёт (рис. 1) перевозил одного медработника с комплексом санитарных средств и двух больных на носилках или четырёх на сиденьях. Носилки системы А. Ф. Лингарта размещались друг над другом и крепились на специальных стойках и подвесках. К-3, как и его облегчённый вариант К-4, успешно применялся в санитарной авиации СССР. Здесь использовались также самолёты Ш-2 В. Б. Шаврова, С-1, С-2, С-3, По-2С и По-2Л Н. Н. Поликарпова, АИР-6, Як-12С, Як-12М и Як-12_А. А. С. Яковлева, САМ-5 А. С. Москалёва; широкое применение нашёл самолёт Ан-2С О. К. Антонова. В 1980 в ОКБ Антонова создан санитарный самолёт Ан-26М с реанимационно-хирургической палатой (рис. 2), палатой интенсивной терапии и отсеком медперсонала. Система кондиционирования воздуха поддерживает в палатах заданные температуру и давление. Оснащение палат позволяет медперсоналу из трёх-четырёх человек производить широкий комплекс реанимационно-хирургических и лечебных мероприятий как на земле, так и в полёте.

В США с 1969 эксплуатируется военный самолёт С-9А, выполненный на базе пассажирского самолёта Макдоннелл-Дуглас DC-9.

Первый в СССР санитарный вертолёт был вариантом лёгкого вертолёта Ми-1 М. Л. Миля. Он имел две подвешенные по бокам фюзеляжа легкосъёмные гондолы для перевозки больных (по одному на носилках в каждой гондоле). Гондолы посредством туннеля соединялись с кабиной, в которой размещался столик для инструментов и медикаментов. Подобные гондолы использованы и на санитарных вариантах вертолётов Ка-15М и Ка-18 Н. И. Камова. На санитарных вариантах вертолётов Ми-2, Ми-4, Ми-8Т, Ми-17 (рис. 3) и Ка-25К больные размещаются внутри кабины, причём кабины вертолётов Ми-8ТМ и Ми-17 оборудованы как операционные.

Рис. 1. Санитарный самолёт К-3.

Рис. 2. Реанимационно-хирургическая палата самолёта АН-20М

Рис. 3. Летающий пункт неотложной медицинской помощи на борту вертолёта.

Б. Ф. Сафонов.

По составу сборных частей различают узловую, панельную, секционную, агрегатную и общую С.; по составу применяемой оснастки — стапельную и внестапельную сборку. К стапельной относится С. с применением стационарной сборочной оснастки — сборочных приспособлений и стапелей, а к внестапельной — без применения стационарной сборочной оснастки.

По степени законченности частей летательного аппарата различают предварительную и окончательную С. Предварительная С. применяется главным образом при изготовлении сборных частей летательного аппарата с внутришовной герметизацией. С. может быть с частичной и полной взаимозаменяемостью. В зависимости от степени механизации и автоматизации С. подразделяют на ручную, механизированную и автоматизированную. В зависимости от последовательности установки составных частей С. может быть последовательной, параллельной и параллельно-последовательной; по наличию или отсутствию перемещения составных частей летательного аппарата в процессе С. — стационарной и подвижной.

По форме организации сборочного процесса различают непоточную, поточную, стендовую, поточно-стендовую С. Поточная С. частей летательного аппарата ведётся с регламентированным ритмом их выпуска, на специализированных рабочих местах, расположенных по ходу технологического процесса. Стендовая С. частей летательного аппарата осуществляется на сборочных стендах, оснащённых средствами механизации и автоматизации технологических операций, При поточно-стендовой С. части летательного аппарата, расположенные на стендах, собираются в условиях поточной организации С. Для уменьшения объёма подгоночных работ при С. частей летательного аппарата, содержащих сопрягаемые по большой площади жёсткие детали, особенно из труднообрабатываемых материалов, применяются полимерные компенсирующие заполнители, которые в процессе С. наносятся на одну из сопрягаемых деталей и при их соединении выполняют роль идеально подогнанной прокладки (компенсатора).

Агрегаты летательных аппаратов (крылья, фюзеляжи, кили, стабилизаторы, пилоны, мотогондолы, воздухозаборники) и их отсеки собирают в стапелях (см. рис.); секции (носовые, средние и хвостовые части отсеков крыла, верхние, боковые и нижние части фюзеляжа и др.) и узлы (панели, шпангоуты, нервюры, лонжероны и др.) — в сборочных приспособлениях.

Сборку частей летательных аппаратов одного типоразмера (панелей, шпангоутов, нервюр, отсеков и агрегатов) осуществляют в специальной С. о. Для сборки группы однотипных секций и узлов летательных аппаратов служит специализированная (групповая) С. о.

Составные части С. о.: каркасные (несущие), фиксирующие, зажимные, установочные, а также вспомогательные элементы — механизации, обслуживания и энергоснабжения. Каркас воспринимает все статические и динамические нагрузки и обеспечивает жёсткость и прочность всей конструкции. Он состоит из колонн (чугунные или железобетонные блоки), стоек, швеллеров, кронштейнов, основания, фундаментной плиты. Фиксирующими и зажимными элементами служат фиксаторы с зажимами, плиты разъёмов, ложементы, опоры и т. п., обеспечивающие требуемое по чертежу положение деталей, узлов, отсеков, входящих в собираемый агрегат летательного аппарата. Установочные элементы (стаканы, вилки, плиты с сеткой координатных отверстий и т. п.) монтируются на каркасе с помощью специального цемента и служат базой для фиксирующих и зажимных частей. Элементы механизации осуществляют передвижение плит разъёмов и балок, подъём и опускание ложементов. Элементы обслуживания (настилы, стремянки, лестницы) обеспечивают достижение любой зоны сборки при работе на С. о. К элементам энергоснабжения относятся все электро-, пневмо- и гидрокоммуникации для подвода соответствующих видов энергии к рабочим местам, механизированному инструменту, устройствам механизации.

Стапель: 1 — каркасные элементы; 2 — установочные элементы; 3 — фиксирующие и зажимные элементы.

Наиболее характерны два вида С.: апериодическое и колебательное (см. рис.), причём апериодическое С. наиболее опасно, так как развивается весьма быстро. Известны самолёты, у которых скорость крена при С. возрастает от 0 до 2—2,5 с^—1 за время t  1 с. Значение {{}}_св и поведение летательного аппарата при С. определяются как аэродинамической компоновкой, так и условиями полёта (наличием скольжения, Маха числом полёта, высотой полёта, режимом работы двигателя, положением органов управления и т. д.). Режимы полёта после С. классифицируются по более или менее отличным друг от друга движениям по углам атаки (которые, как правило, больше {{}}_св), скольжения и отсутствием установившихся движений крена и рыскания. Среди этих режимов следует выделить «вращение после С.» (реализуются {{}} > {{}}_св, но могут иметь место и выходы летательного аппарата на С. при {{}} < {{}}_св) и «глубокое С.» (реализуются малые угловые скорости и углы атаки значительно большие, чем {{}}_св). В литературе сваливанием иногда называют подхват, приводящий к С.

Несмотря на то, что основным методом изучения С. остаются лётные испытания, значительное развитие получили расчётные методы, а также моделирование С. на пилотажных стендах с участием лётчиков; при этом главная трудность состоит в получении достоверной и полной модели аэродинамики летательного аппарата вследствие срывного обтекания на больших углах атаки. Для предварительной оценки тенденции к С., что особенно важно на ранней стадии создания летательного аппарата, может быть использован ряд приближенных критериев, основанных на минимальной информации об аэродинамических характеристиках. Такими критериями, показавшими хорошее соответствие с результатами лётных испытаний, являются неравенства: m{{^}}^x_x ({{}}) < 0 (сохраняется демпфирование крена), {{_}}({{}}) < 0 (обеспечивается боковая динамическая устойчивость), m{{^}}_y({{}})m{{^}}_x({{}}) — m{{^}}_x({{}})m{{^}}_y({{}}) > 0 [условие сохранения «прямой» реакции летательного аппарата по крену на отклонение органов поперечного управления, нарушение которого воспринимается лётчиком как С. (m{{^}}_x, m{{^}}_y — частные производные аэродинамических коэффициентов моментов крена и рыскания по углу отклонения {{}} органов поперечного управления)]. Значение угла атаки, при котором перестаёт выполняться хотя бы одно из неравенств, и является приближенным значением {{}}_св.

Со С. и штопором связана наибольшая доля лётных происшествий. Методы вывода из С. довольно сложны и в определенной степени индивидуальны для каждого типа самолётов. Особая острота проблемы заключается в частичной или полной потере лётчиком пространственной ориентации при попадании в С. и необходимости преодоления им некоторых привычных приёмов и рефлексов при выводе самолёта из С. Мерами предупреждения приближения к С. могут служить как естественные (рост интенсивности бафтинга, появление боковых колебаний, увод носа самолёта в сторону и т. д.), так и искусственные [тактильная (механические воздействием на кожу лётчика), звуковая, световая сигнализация] признаки. Для улучшения поведения летательного аппарата при С. и затягивания его начала на большие {{}} могут использоваться системы улучшения устойчивости и управляемости. Для предотвращения выхода самолёта на опасный режим применяются различного рода системы ограничения угла атаки, а также автоматические системы вывода из начальной стадии С. Известны также способы вывода из С. с помощью парашюта. Много внимания уделяется созданию «несваливающегося» самолёта.

Зависимости скоростей крена {{}}_x и рыскания {{}}_y и угла атаки {{}} от времени t при колебательном (а) и апериодическом (б) сваливании.

При адиабатическом движении газа в сверхзвуковой трубке тока его поведение прямо противоположно случаю дозвукового потока. В С. т. при расширении трубки тока скорость газа увеличивается, а при сужении — уменьшается. Это вызвано тем, что при М > 1 рост (или падение) скорости вдоль трубки тока происходит менее интенсивно, чем соответствующее падение (или рост) плотности газа. Такой эффект используется для получения С. т. в Лаваля сопле. Другое специфическое свойство С. т. — возможность образования в нём ударных волн, или скачков уплотнения, представляющих собой тонкие слои (приближённо принимаемые за поверхности разрыва), при переходе через которые параметры потока изменяются скачкообразно. Ударные волны, в которых происходят необратимые термодинамические процессы с возрастанием энтропии, являются источником волнового сопротивления. В С. т. могут также возникать слабые разрывы гидродинамические, при переходе через которые испытывают скачок не сами газодинамические функции, а лишь их производные. При больших сверхзвуковых скоростях (гиперзвуковое течение) и температурах в газе протекают различные равновесные или неравновесные физико-химические превращения (возбуждение внутренних степеней свободы молекул, диссоциация, ионизация, излучение). Эти реального газа эффекты могут существенно влиять на параметры С. т.

Основной проблемой при рассмотрении С. т. в аэродинамике ов является определение сил, моментов и тепловых потоков, действующих на летательный аппарат и отдельные его элементы (см. Аэродинамические силы и моменты, Аэродинамическое нагревание). К задаче внешнего обтекания примыкают задачи о внутреннем С. т. в диффузорах и соплах, об истечении сверхзвуковой струи, о взаимодействии ударных волн между собой и с препятствиями. Эти проблемы исследуются как экспериментальными, так и теоретическими методами.