Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»
жүктеу/скачать 14.24 Mb.
|
С. п. вертолёта — то же, что потолок висения. См. также статью Потолок летательного аппарата. Границы области установившихся полётов дозвукового (кривая 1) и сверхзвуковых (кривые 2, 3) самолётов: Н — высота полёта; V — скорость полёта; Vmin — граница, обусловленная минимальной скоростью полёта: qmах — граница, обусловленная максимально допустимым (по условиям прочности конструкции) значением скоростного напора; Hст (точки) — статический потолок. статический преобразователь рода тока — полупроводниковое бортовое устройство, применяемое для преобразования пост, тока напряжением 27 В в переменный ток стабильной частоты. Может быть однофазным или трёхфазным. Выходная мощность от 25 до 1600 ВА. С. п. используется для аварийного электропитания потребителей переменного тока при отказе основных источников электроэнергии и переходе на электроснабжение от аккумуляторных батарей. Иногда С. п. применяют для питания оборудования, рассчитанного на переменный ток частоты, отличной от стандартной. стационарное течение, установившееся течение, — течение, в каждой точке которого (в данной системе координат) газодинамические переменные не изменяются во времени. В С. т. движение частиц газа (жидкости) происходит вдоль линий тока. Общие свойства С. т. достаточно подробно изучены и разработаны методы интегрирования описывающих их уравнений, что позволяет проводить аэродинамический расчёт летательного аппарата на основных режимах полёта. Эти результаты распространяются на так называемые квазистационарные течения, в которых нестационарные эффекты незначительны и которые соответствуют движению газа при малых Струхала числах (взлет, посадка и другие переходные режимы движения летательного аппарата). «Стеглау» — обозначение самолетов, которые в 1911—1914 строил в своих мастерских и испытывал в полёте И. И. Стеглау, выходец из Прибалтики, владелец санитарно-технической конторы в Петербурге. Его двухместный биплан «С.» №2 (рис. в табл. V) с двигателем «Аргус» мощностью 73,5 кВт участвовал в конкурсе военных отечественных аэропланов в 1912 и привлёк внимание рядом новых технических решений (фанерная работающая обшивка крыла, сварные Х-образные стояки коробки крыльев и др.). стекло в авиастроении. Самолеты и вертолёты остекляют однослойными или многослойными материалами на основе органических и силикатных С. В качестве однослойного (листового) материала для остекления летательных аппаратов применяется только органическое С. Изделия и него получают вакуумформованием, пневмоформованием и штамповкой в интервале температур между температурами стеклования и термостабильности. Используется также метод холодного формования при температуре ниже температуры стеклования. Листовое органическое С. можно подвергать всем видам механической обработки с помощью инструмента. Для крепления листового органического С. на летательном аппарате применяются 2 способа: жёсткое (болтовое) и мягкое (безболтовое), посредством так называемой крепежной ленты. Многослойные материалы изготовляют путём склеивания между собой пластин из силикатного или (и) органического С., материалы, представляющие собой комбинацию этих С., называются органосиликатными или гетерогенными. Различают триплекс (в материале 3 слоя), пентоплекс (5 слоев) и полиплекс (более 5 слоев). Многослойные С. делят также на силовые (толщина 10—100 мм), рассчитанные на эксплуатацию в условиях ударных и других нагрузок, и несиловые (толщина 3—6 мм). Стеклянные пластины склеивают при помощи полимерных плёнок, располагаемых между ними, или путём заливки между пластинами смесей мономеров, содержащих инициатор, с последующей их полимеризацией или поликонденсацией. При изготовлении светофильтрующих и других специальных многослойных С. используют цветные или металлизированные стеклянные пластины. Многослойные С. часто снабжают встроенными электронагревателями проволочного или плёночного типа. При изготовлении гетерогенного многослойного С. силикатные пластины обычно склеивают поливинилбутиральной плёнкой, а полученный многослойный силикатный элемент соединяют с пластиной из органическим С. методом заливки. Многослойные силикатные и органосиликатные С. не разлетаются на осколки при ударе. Силикатные стеклянные пластины, входящие в состав многослойного С., часто подвергают упрочнению закалкой и травлением. Разрушение закалённого силикатного С. приводит к почти полной потере прозрачности, так как С. покрывается сетью мелких трещин. Многослойные С. обладают способностью выдерживать удар птицы при её столкновении с летательным аппаратом и пулестойкостью. Металлизированные многослойные С. могут служить защитными экранами от различных видов излучений (радиоволн, УФ или ИК излучения и т. д.). Органический триплекс с проволочным электрообогревателем широко используется в качестве смотрового С. гермошлемов лётчиков. Силикатные и гетерогенные полиплексы применяют для остекления военных самолётов и вертолётов. Б. В. Перов, М. М. Гудимов. «стелс» техника (английское Stealth technology, от stealth — скрытность) — термин, используемый с середины 70 х гг. для обозначения средств и методов уменьшения радиолокационной (РЛ), ИК, оптической и акустической заметности военной техники. Применение «С.» т. предусматривается практически во всех крупных американских и западноевропейских программах создания новых военных самолётов. В начальный период развития авиации предпринимались попытки уменьшить визуальную заметность летательных аппаратов применением прозрачных обшивок, но камуфляжная окраска оказалась более приемлемой. В 60 х гг. в США были разработаны лёгкие малошумные самолёты воздушного наблюдения. Однако основным современным средством дальнего обнаружения летательных аппаратов в системах ПВО являются радиолокационные станции, и наибольшее внимание уделяется уменьшению радиолокационной заметности летательных аппаратов. Впервые средства уменьшения радиолокационной заметности были использованы фирмой «Локхид» в конце 50 х гг. при проектировании самолёта A-12 и на его основе разведчика SR-71. Широкомасштабное применение «С.» т. было предпринято фирмами «Локхид» и «Нортроп» в конце 70 х—80 х гг. и определило облик разработанных ими ударного самолёта F-117A (см. рис.) и стратегического бомбардировщика B-2 (см. рис. при статье «Нортроп»). Известны три пути снижения радиолокационной заметности: применение малоотражающих форм, радиопоглощающих материалов (РПМ) и усовершенствованного бортового радиоэлектронного оборудования. К малоотражающим относятся компоновки летательного аппарата с плавным сопряжением элементов конструкции (в частности схема «летающее крыло»), с определённой ориентацией плоских поверхностей (например, «фасеточная» поверхность) и кромок для уменьшения числа максимумов эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) и их вывода из сектора наиболее вероятного облучения, с заделанными щелями на внешней поверхности, с внутренним размещением двигателей, с тоннельными или утопленными воздухозаборниками или воздухозаборниками с экранами и изогнутыми каналами для предотвращения радиолокационного облучения компрессора двигателя, с внутренним или конформным размещением подвесного вооружения. Существует большое многообразие РПМ, обеспечивающих поглощение, рассеяние и интерференцию энергии электромагнитных волн. На летательных аппаратах возможно применение ферромагнитных, резонансных, широкополосных и интерференционных (электрический экран) радиопоглошающих покрытий. Используются конструкционные РПМ и радиопоглощающие конструкции. Сложную проблему представляет задача подавления излучений бортовых радиоэлектронных систем вследствие того, что любое радиоэлектронное устройство является источником излучения и любая антенна переизлучает часть падающей на неё энергии. Решение заключается в максимальном использовании пассивных оптикоэлектронных обзорно-прицельных систем и неизлучающих навигационных систем (например, астроинерциальных систем), радиолокационных станций с малой вероятностью перехвата сигналов (с пониженной мощностью и временем излучения, изменяемой рабочей частотой, малым уровнем боковых лепестков диаграммы направленности антенны и т. д.), в уменьшении числа бортовых антенн, улучшении обработки данных, автоматизации обнаружения и классификации угрожающих объектов противника, усовершенствовании средств РЭБ. ИК диапазон является единственным (помимо радиолокационного), в котором в современных условиях возможно надёжное обнаружение целей за пределами визуальной видимости, и снижение ИК заметности представляет собой второе по важности направление «С.» т. Различают по меньшей мере три источника теплового излучения летательного аппарата: элементы двигателя, выхлопные газы двигателя и подвергшийся аэродинамическому нагреванию планёр. ИК заметность снижается экранированием горячих компонентов двигателя (например, применением плоского сопла, уменьшающего сектор обзора внутреннего канала двигателя с задней полусферы), охлаждением и изменением направления выхода газов двигателя, применением присадок к топливу для уменьшения интенсивности ИК излучения или изменения его спектра. Для предотвращения аэродинамического нагревания желателен полёт летательного аппарата с дозвуковой скоростью. Рекомендуется установка систем кондиционирования с замкнутым циклом для предотвращения выделения тепла наружу. Считается, что «С.» т. является наиболее революционным усовершенствованием в области военной авиации после появления реактивных двигателей и стреловидного крыла. Однако следует иметь в виду, что дальность радиолокационного обнаружения цели пропорциональна корню четвёртой степени из величины ЭПР цели, и даже большое снижение ЭПР даёт сравнительно малое уменьшение дальности обнаружения. Кроме того, использование малоотражающих форм часто требует компромиссов в области аэродинамики летательных аппаратов. Общий недостаток РПМ — относительно невысокая диапазонность, что обусловливает необходимость многослойных покрытий и приводит к увеличению массы летательного аппарата. Исследуются различные системы обнаружения малозаметных летательных аппаратов, в том числе нерадиолокационные (акустические, основанные на регистрации космических лучей и магнитного поля и т. д.). Но основным средством дальнего обнаружения в будущем останутся, как полагают, радиолокационные станции. Изучаются радиолокационные станции следующих типов: сверхширокополосные, метрового, дециметрового и миллиметрового диапазона и загоризонтные, многопозиционные, космического и аэростатного базирования и т. д.
Ударный самолёт F-117A. стенд пилотажный — см. Пилотажный стенд. стендовые испытания — комплекс наземных экспериментов, которым подвергаются двигатели, бортовые системы и оборудование и летательный аппарат в целом в ходе подготовки его к лётным испытаниям; вид наземных испытаний. В зависимости от характера решаемых задач С. и. проводятся в лабораториях, ангарах, боксах, на специально оборудованных площадках или непосредственно на месте стоянки летательного аппарата на аэродроме. Обычно С. и. (автономно или в составе летательного аппарата) подвергаются элементы конструкции летательного аппарата, силовая установка и её системы (топливная, масляная, нейтрального газа, пожаротушения, заправки топливом в полёте и другие), все штатные бортовые системы летательного аппарата (система управления летательного аппарата, взлётно-посадочные устройства, электрические, гидравлические и пневматические системы и т. д.), штатное оборудование летательного аппарата (в том числе радиосвязное, пилотажно-навигационное и светотехническое), а также все устанавливаемые на летательного аппарата специальные системы и оборудование. Основные задачи С. и. летательного аппарата: контрольная проверка работоспособности и надёжности функционирования систем летательного аппарата, его силовой установки н оборудования; контрольная проверка характеристик силовой установки по статической тяге и расходу топлива и калибровка топливомеров; контрольная проверка характеристик всех функций, систем летательного аппарата, в том числе и характеристик систему управления (динамических характеристик, характеристик загрузочных и триммируюших устройств, трения в проводке управления и т. д.). Выполняются также проверка систем на отказобезопасность (в том числе систем улучшения устойчивости и управляемости летательного аппарата, систем автоматического и совмещённого управления, взлётно-посадочных устройств, систем управления механизацией крыла и воздушными тормозами); контрольная проверка и калибровка штатного и специального бортового оборудования, контрольно-измерительной аппаратуры и некоторых видов экспериментального оборудования. Проводится уточнение весовых характеристик летательного аппарата (взлётной и посадочной масс, положений центра масс при различных вариантах загрузки летательного аппарата и при различных запасах топлива в баках, значений моментов инерции летательного аппарата). По результатам С. и. летательного аппарата оценивается готовность его к полигонным испытаниям (рулёжкам, пробежкам, подлётам) и к вылету первому. Лит.: Пашковский И. М., Леонов В. А., Поплавский Б. К., Летные испытания самолетов и обработка результатов испытаний, М.. 1985. И. М. Пашковский. стенды для испытаний двигателей — комплексные технические устройства для испытаний полноразмерных двигателей в условиях моделирования заданных скоростей и высот полёта. С. д. и. д. имеют приспособления для закрепления двигателя в заданном положении на раме или динамометрической платформе, которые располагаются в боксе или, в термобарокамере, где имитируются условия проведения испытаний. В комплект стенда входят следующие системы: подачи воздуха из атмосферы или от компрессорных машин (или подачи окислителя от стендовых или транспортных ёмкостей); подачи топлива или специальных горючих компонентов; подачи масла, воды, гидравлических смесей; отвода отработавших газов непосредственно в атмосферу через выпускные каналы с отбойной стенкой, через холодильник газа и шумоглушитель или в эксгаустерные машины, отсасывающие газы и повышающие их давление до атмосферного. Мощность, развиваемая поршневым двигателем, турбовинтовым двигателем, вертолётным газотурбинным двигателем, измеряется на стенде гидротормозом, тяга воздушно-реактивного двигателя, реактивного двигателя — тягоизмерительными системами. Управление технологическим процессом испытания двигателя производится из кабины управления. Для определения основных параметров и характеристик двигателей стенды оснащаются системами для статических измерений температуры, давления, скорости, расхода жидкости и газа, крутящего момента, частоты вращения, механических колебаний. Наибольшее распространение получили открытые стенды, на которых производится имитация окружающих условий, близких к атмосферным. Испытательные стенды (рис. 1) изолированы от других помещений и имеют всасывающую часть с шумоглушителем 1, рабочую часть 2, в которой устанавливаются двигатель и испытательное оборудование, выпускную часть 3 с шумоглушителем. Двигатель 1 (рис. 2) устанавливается на стойки и закрепляется в силовых узлах корпусов. Стойки жёстко связаны с динамометрической платформой 2, которая выполняется в виде сварной рамы и опирается или подвешивается на пластины (шарниры) 3. Другие концы пластин крепятся к раме 5 или к подвижным термокомпенсационным опорам. Упругие пластины воспринимают вес платформы, двигателя, вспомогательных устройств и выдерживают боковые усилия. Силоизмерительное устройство 4 уравновешивает и измеряет тягу и состоит из рычажного редуктора, весовой головки, датчика усилий (виброчастотного, тензорезисторного или гидравлического), показывающего устройства. На рис. 3 приведена схема стенда с гидротормозом. Двигатель 2 с подмоторными стойками укрепляется на станине 6, и его свободная турбина 3 или вал соединяется с гидротормозом 5 (у турбовинтового двигателя при гидротормозных испытаниях гидротормоз соединяется непосредственно с компрессором). Валы устанавливаются соосно с высокой точностью и соединяются при помощи муфты 4. Воздух к двигателю поступает через лемнискатный насадок 1. Тип С. д. и. д. определяется в зависимости от метода моделирования скорости и высоты полёта. Так, кроме рассмотренных испытательных стендов используются стенды с камерой разрежения, на которых обеспечиваются испытания двигателей при давлениях на срезе реактивного сопла ниже атмосферного; стенды с наддувом и подогревом воздуха, где двигатели испытываются при заданных температуре и давлении воздуха; высотно-скоростные стенды с присоединённым воздухопроводом или с аэродинамическим соплом, на которых испытываются двигатели с охлаждением или подогревом воздуха до заданной температуры, при различном давлении воздуха на входе, а также при различных давлениях газа на срезе реактивного сопла, в том числе и на неустановившихся режимах работы, и с изменением углов атаки. Для таких стендов необходимы уникальные системы охлаждения и подогрева воздуха, компрессорные станции и эксгаустерные машины, запорные и регулирующие органы, разнообразные электрическое оборудование и гидравлические устройства, объединённые в комплекс высотной станции.
Рис. 1. Открытый стенд. Рис. 2. Рабочая часть стенда с двигателем. Рис. 3. Схема стенда с гидротормозом. 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. Лит.: Куц С., Бесстрашный витязь, в кн.: Отчизны звезды золотые, Львов, 1977; Василенко Б. М., Соколиный взлет, в его кн.: Соколиный взлет, 2 изд., Киев, 1982. И. Н. Степаненко. 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. Лит.: Смольянинов Н., Ровесник Октября, в кн.: Дорогой славы и бессмертия, Воронеж, 1966; Дриго С. В., М. Т. Степанищев, в кн.: За подвигом — подвиг, Калининград, 1977. М. Т. Степанищев. 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. Лит.: Стефановский П. М., 300 неизвестных, 2 изд., М., 1973. В. А. Степанченок. 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. Лит.: Матвеев Н. С., Буревестник, М.. 1968, Петросянц X. С., Н. Г. Степанян, в его кн.. Крылатое племя, Ереван. 1980. Н. Г. Степанян. 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 — отношение давления p2 за устройством, предназначенным для сжатия воздуха или любого другого газа, к давлению p1 перед ним: {{}} = p2/p1. Если сжатие осуществляется за счёт затраты механической работы (компрессор, вентилятор), то С. п. д., как правило, определяется отношением полных давлений {{}}* = 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: {{}} = p*2/p1 или {{}}* = p2/p1. Значение {{}}* = p*2/p*1 может быть определено по формуле {{формула}} где k — показатель адиабаты, M1 — Маха число на входе. С. п. д. в компрессорах авиационных газотурбинных двигателей составляет 10—30. В воздухозаборниках {{}} может достигать таких же значений при скоростях полёта, в 2,5—3,3 раза превышающих скорость звука. С. М. Шляхтенко. степень устойчивости, запас устойчивости, — количественная характеристика устойчивости летательного аппарата. В зависимости от характера рассматриваемого движения летательного аппарата для определения С. у. используют различные соотношения. Степень продольной статической устойчивости dmz/dcy характеризует статическую устойчивость летательного аппарата в прямолинейном продольном движении при изменениях углах атаки (mz — коэффициент продольного момента, cy — коэффициент подъёмной силы; см. Аэродинамические коэффициенты). В общем случае каждому значению приборной скорости и другим характеристикам режима полёта (высоте, Маха числу M) соответствует своя зависимость mz от cy. При линейной зависимости от cy С. у. равна {{формула}}, где {{X}}T и {{X}}F — координаты центра масс и фокуса аэродинамического, выраженные в долях аэродинамической хорды (отсюда иногда говорят «запас по {{X}}T», «запас по {{X}}F»). Степень продольной статической устойчивости по перегрузке {{}}n характеризует продольную статическую устойчивость летательного аппарата в криволинейном продольном движении, когда угол скольжения летательного аппарата {{}} = 0 (например, при выходе из пикирования, на «горке»). При этом {{формула}}, {{формула}} — коэффициент момента продольного демпфирования, {{}} — коэффициент относительной плотности летательного аппарата ({{}}z = {{}}zbA/V, {{}} = 2m/{{}}SbA, где {{}}z — скорость тангажа, bA — средняя аэродинамическая хорда крыла, V — скорость летательного аппарата, m — его масса, {{}} — плотность воздуха, S — площадь крыла). Степень продольной статической устойчивости по скорости {{}}V характеризует продольную статическую устойчивость при постоянной перегрузке ny = 1 и {{}} = 0 и определяется значением полной производной dmz/dcy, при ny = l: {{формула}} или {{формула}}, где mzV и mzM — производные mz, соответственно по V и по числу M. Со С. у. по перегрузке и скорости непосредственно связаны характеристики продольной управляемости летательного аппарата Pn, Xn, Pv, Xv. Степень путевой (поперечной) статической устойчивости m{{}}y (m{{}}x) характеризует изменение коэффициента my, момента рыскания (коэффициента mx, момента крена) при изменении угла скольжения (при постоянном значении угла крена) и равна производной dmy/d{{}} (dmx/d{{}}), обычно берущейся при {{}} = 0. Летательный аппарат статически устойчив в прямолинейном или криволинейном движении по перегрузке, по скорости, в путевом или поперечном движении, если соответствующие им С. у. отрицательны. Лит.: Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. М., 1979. Ю. Б. Дубов. Стефановский Пётр Михайлович (1903—1976) — советский лётчик-испытатель, генерал-майор авиации (1944), Герой Советского Союза (1948). В Советской Армии с 1925. Окончил Ленинградскую военно-теоретическую школу лётчиков (1927), Качинскую военную авиационную школу лётчиков (1929). Работал в НИИ ВВС (1931—1949). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром истребительного авиаполка особого назначения, составленного из добровольцев лётчиков-испытателей. Сбил лично 4 самолёта противника. Провёл испытания ряда опытных самолётов, в том числе пикирующего бомбардировщика Пе-2, дальнего высотного бомбардировщика ТБ-7, реактивных истребителей Як-15 и Миг-19 на пилотаж, первого стратосферного самолёта БОК-1 и других (летал на самолётах свыше 300 типов). Награждён 3 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1 й степени, 3 орденами Красной Звезды, медалями. Соч.: Триста неизвестных, 2 изд., М., 1973. П. М. Стефановский.
Таблица — Стехиометрические коэффициенты некоторых горючих
Стечкин Борис Сергеевич (1891—1969) — советский учёный в области гидро- и аэромеханики и теплотехники, академик АН СССР (1953; член-корреспондент 1946), Герой Социалистического Труда (1961). Ученик Н. Е. Жуковского. Окончил Орловский кадетский корпус (1908), МВТУ (1918). Вместе с Жуковским принимал участие в создании Центрального аэрогидродинамического института, работал там в 1918—1930. В последний период работал в Центральном институте авиационного моторостроения и других организациях. Дважды подвергался необоснованным репрессиям, в 1930—1933 и 1937—1943 находился в заключении, работая при этом в специальном техническом бюро в системе ОГПУ и НКВД. Был одним из организаторов Военно-воздушной инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского. С 1921 профессор этой академии, в 1943—1954 начальник кафедры теории лопаточных машин и реактивных двигателей, одновременно заместитель главного конструктора в ОКБ А. А. Микулина (до 1955). Преподавал в МВТУ (1918—1927), в МАИ (1933—1937). Заместитель председателя комиссии по газовым турбинам АН СССР (1949—1961, с 1951 — председатель). В 1954—1962 возглавлял лабораторию двигателей (с 1961 — институт) АН СССР. С. — создатель теории теплового расчёта авиационных двигателей и методики построения их характеристик. В 1929 опубликовал основополагающую работу «Теория воздушно-реактивного двигателя». Ленинская премия (1957), Государственная премия СССР (1946). Награждён 2 орденами Ленина, орденами Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями. Лит.: Чуев Ф. И., Стечкин, М., 1979. Б. С. Стечкин. стойка шасси — основной силовой элемент шасси летательного аппарата, воспринимающий и передающий на конструкцию планёра концентрированные статические и динамические нагрузки, возникающие при взлёте и особенно при посадке летательного аппарата. Основные элементы С. ш.: амортизатор шасси (см. Амортизация шасси), при балочной схеме тележки шасси он встроен в С. ш., при рычажной — вынесен; тележка шасси; складывающийся подкос, воспринимающий нагрузку от лотовых сил (уменьшающийся по длине при убирании С. ш.); раскосы — стержни, расположенные по диагонали шарнирного многоугольника, образованного С. ш. и подкосом, и обеспечивающие геометрическую неизменяемость этого многоугольника; траверса — элемент крепления стойки к крылу или фюзеляжу (при подкосной С. ш. связь с летательным аппаратом осуществляется с помощью подкосов); механизм ориентации С. ш., предназначенный для разворота стойки при её убирании или выпуске; узел у нижнего основания С. ш. для крепления оси колёс или тележки к С. ш.; замки, обеспечивающие фиксацию С. ш. в выпущенном и убранном положениях; цилиндры механизма выпуска и убирания шасси. Консольная конструкция С. ш., отличающаяся большой жёсткостью, исключает необходимость заднего подкоса. При рычажной и полурычажной схемах к С. ш. относятся также рычаги, на которых крепятся колёса. Передняя С. ш. включает цилиндры демпфера шимми летательного аппарата — устройство, защищающее летательный аппарат от вибрации колёс, и рулёжное устройство (с гидроцилиндром), предназначенное для поворота передней С. ш. при движении (рулении) летательного аппарата по земле, разбеге перед взлётом и пробеге после посадки. В начальный период развития авиации С. ш. при полёте самолёта находились в воздушном потоке и являлись одним из основных источников аэродинамического сопротивления. Для его снижения сначала стали устанавливать обтекатели на колёса и С. ш., а в 30 х гг. при создании скоростных самолётов началось широкое применение убирающегося шасси, хотя это и связано с увеличением массы и усложнением конструкции шасси. Кинематика убирания С. ш. весьма разнообразна. На большинстве отечественных и зарубежных пассажирских самолётов они убираются вдоль по размаху крыла в сторону фюзеляжа; на самолётах семейства Ту, как правило, — назад по потоку в специальные обтекатели; при этом тележка шасси поворачивается на 180{{°}} так, что передние колёса оказываются сзади. Такая компоновка предельно уменьшает размеры обтекателя.
Соч.: Mathematical and physical papers, v. 1—5. Camb., 1880—1905. Дж. Г. Стокс.
{{формула}} где {{}} — плотность жидкости, {{}} — динамическая вязкость, cx — коэффициент сопротивления. В отличие от известного результата для умеренных и больших чисел Рейнольдса, когда сила сопротивления пропорциональна квадрату скорости, в рассматриваемом случае она зависит от неё линейно; при этом треть силы сопротивления обусловлена силами давления, а две трети — силами трения. Эти формулы установлены Дж. Стоксом (1851) в результате решения линейных уравнений, которые получаются из Навье — Стокса уравнений отбрасыванием в них инерционных членов и называются уравнениями Стокса. Однако уравнения Стокса некорректно описывают течение на больших расстояниях от поверхности сферы, где инерционные силы и силы трения имеют одинаковый порядок. Более корректное во всём поле течения решение задачи можно получить на основе линейных Осеена уравнений; приближенное решение задачи в этом случае даёт: {{формула}} Сравнение результатов расчётов по приведённым формулам с результатами эксперимента (см. рис.) указывает на их применимость при Re < l.
жүктеу/скачать 14.24 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|