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

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.

В. С. Грязнов.

«Cоко» (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; см. рис. в таблице XXXVII). 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 (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.

О. В. Соколовский.

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.

Е. С. Соловьев.

П. А. Соловьев.

Соосный винт самолёта Ан-22 «Антей».

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.

Конструктивная схема соплового аппарата турбины: 1 — наружный корпус турбины; 2 — силовая шпилька; 3 — сопловая лопатка; 4 — торцовые полки; 5 — внутренний корпус турбины; 6 — жаровая труба камеры сгорания.

При движении тела с его стороны на среду (жидкость, газ) действует сила, которая, согласно закону Ньютона, равна по значению и противоположна по направлению С. а.; эта сила, в отличие от подъёмной силы, совершает работу и сообщает жидкости (газу) определенную энергию, которая рассеивается в вязкой среде. С. а., в конечном счёте, обусловлено действием сил трения и процессами диссипации механической (кинетической) энергии движения среды, то есть необратимыми процессами перехода механической энергии в тепловую.

Согласно Д'Аламбера — Эйлера парадоксу С. а. любого тела в однородном стационарном потоке идеальной (невязкой) несжимаемой жидкости равно нулю. Вопреки этому в реально наблюдаемых течениях даже очень маловязких жидкостей С. а. может быть достаточно велико, например, С. а. сферы, отнесённое к скоростному напору и площади большого круга, есть величина порядка единицы. Отметим, что при нестационарном движении тело обладает С. а., которое возникает за счёт ускорения некоторой части окружающей тело среды (см. Присоединённая масса); этот компонент СД имеет место и при движении в идеальной среде. Поэтому ниже всюду речь будет идти только о стационарном движении тела.

Разрешение парадокса Д'Аламбера — Эйлера было дано в 1904 Л. Прандтлем, установившим, что сколь угодно малая вязкость среды при определенных условиях может приводить к полной перестройке течения по сравнению с теоретической картиной, соответствующей безотрывному движению идеальной жидкости. Причиной такой перестройки, состоящей в переходе от безотрывной формы обтекания к отрывной, является действие сил внутреннего трения в пограничном слое.

Рассмотрим крыло бесконечного размаха (профиль) в потоке несжимаемой вязкой жидкости. При движении профиля вблизи его поверхности образуется пограничный слой, который определяет СТ профиля. Наличие пограничного слоя приводит к оттеснению струек тока от поверхности профиля и образованию за ним следа аэродинамического. В результате обтекается как бы новый контур, состоящий из утолщённого тела и вязкого следа за ним. Вдоль такого контура поток тормозится меньше, и давление в кормовой части профиля не восстанавливается до значения, соответствующего обтеканию его невязким потоком. Устанавливающееся при этом распределение давления на поверхности профиля определяет СД, значение которого зависит от толщины и формы контура профиля, поэтому его часто называют сопротивлением формы (СФ). Сумма сопротивлений формы и трения представляет собой профильное сопротивление (ПС), которое в данном случае совпадает с С. а. У относительно тонких профилей с острой задней кромкой (хорошо обтекаемые профили), которые на малых углах атаки обтекаются практически без отрыва потока и которые нашли широкое применение в авиации, СФ составляет небольшую часть ПС (рис. 1); при возрастании числа Рейнольдса ПС уменьшается. За плохо обтекаемыми телами образуется область развитого отрывного течения, что обусловливает СД, намного большее СТ. В качестве примера на рис. 2 в одном масштабе показаны хорошо обтекаемый профиль и круговой цилиндр, обладающие одинаковым С. а. При больших числах Рейнольдса ламинарное течение из-за неустойчивости переходит в турбулентное. Турбулентный пограничный слой по сравнению с ламинарным может выдержать большие перепады давления. Это приводит к смещению точки отрыва пограничного слоя вниз по потоку (рис. 3), сокращению поперечного размера срывной зоны и резкому уменьшению ПС, хотя СТ при этом возрастает (см. Кризис сопротивления).

Для крыльев конечного размаха, а также для любых пространственных тел конечных размеров, наряду с рассмотренным выше, имеется и другой механизм образования сопротивления, поэтому при распространении понятий «сопротивление форм» и «профильное сопротивление» на пространств, случай обычно определяют их для условий обтекания при нулевой подъёмной силе (коэффициент подъёмной силы c_y = 0). При наличии подъёмной силы (c_y {{}} 0) образующаяся за телом вихревая пелена вызывает появление индуктивного сопротивления (ИС), являющегося частью СД (коэффициент ИС c_xi пропорционален c_y²). Механизм возникновения ИС связан с тем, что непрерывно порождаемая телом вихревая пелена индуцирует движение всё новых масс среды, то есть имеет место непрерывное увеличение кинетической энергии потока, а это возможно только при работе силы сопротивления, отличной от нуля. Этот механизм ИС может быть объяснён в рамках теории идеальной жидкости, хотя следует помнить, что в действительности генерация завихренности на поверхности тела и её диссипация в потоке обусловлены действием вязкости среды.

При больших дозвуковых скоростях полёта начинает проявляться сжимаемость воздуха, и при некотором критическом Маха числе M_* на обтекаемой поверхности тела скорость потока достигает скорости, равной местной скорости звука. При числах Маха M_* > M{{_}} около тела образуются местные зоны сверхзвукового течения, которые замыкаются узкими областями с большими градиентами газодинамических переменных — скачками уплотнения. В этих скачках существенно действие вязкости и теплопроводности, в результате чего происходит необратимый переход части кинетической энергии в тепловую, что обусловливает появление волнового сопротивления, являющегося частью СД. В рамках идеального газа этот механизм образования сопротивления воспроизводится в теории ударных волн. Замыкающие скачки уплотнения часто вызывают отрыв пограничного слоя, что приводит к дополнительному возрастанию СД (рис. 4). При сверх- и гиперзвуковых скоростях полёта волновое сопротивление также обусловлено образованием ударных волн, в которых происходит диссипация механической энергии. Тела, движущиеся со сверх- и гиперзвуковыми скоростями, часто имеют затупленную кормовую часть, которая обтекается со срывом потока, что обусловливает дополнительное увеличение СД; эту часть СД обычно рассматривают отдельно и называют донным сопротивлением.

При движении реальных летательных аппаратов потоки воздуха, обтекающие его отдельные элементы, взаимодействуют между собой, то есть имеет место интерференция аэродинамическая, которая также приводит к изменению СД; эта часть СД называется сопротивлением интерференции. Кроме того, летательные аппараты на своей поверхности имеют различного рода надстройки, выступы, неровности и щели, которые связаны с конструкцией и технологией изготовления и неизбежно обусловливают появление вредного сопротивления. На режиме движения с нулевой подъёмной силой оно может достигать 15% С. а.

При равномерном прямолинейном движении летательного аппарата С. а. определяет потребную тягу двигателей, поэтому для увеличения скорости и дальности полёта стремятся его уменьшить. Наибольший эффект достигается при снижении того вида сопротивления, которое является наибольшим для рассматриваемого режима полёта. Например, для летающего с малыми дозвуковыми скоростями самолёта с крылом обычного удлинения, в первую очередь необходимо уменьшить ПС и ИС: ПС можно снизить либо путем уменьшения толщины крыла и фюзеляжа (снижение СД), либо путём улучшения отделки поверхности летательного аппарата (снижение СТ), а ИС — путём увеличения удлинения крыла. При транс- и сверхзвуковых скоростях С. а. снижается путём использования стреловидных крыльев и оперения, уменьшения относительных толщин крыльев, оперения и фюзеляжа, а также рациональной компоновкой летательного аппарата в целом с применением площадей правила.

В некоторых случаях для уменьшения скорости полёта, например при входе гиперзвукового летательного аппарата в плотные слои атмосферы, прибегают к увеличению С. а., что достигается либо увеличением площади лобовой поверхности, либо выходом на большие углы атаки.

Лит.: Бэтчелор Дж., Введение в динамику жидкости, пер. с англ., М., 1973; Петров К. П., Аэродинамика ракет, М., 1977; Микеладзе В. Г., Титов В. М., Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет. М., 1982; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

В. А. Башкин, В. В. Сычёв.

Рис. 1. Зависимость коэффициента с_x аэродинамического сопротивления и вкладов в него сопротивлений трения 1 и давления (формы) 2 для симметричного профиля Жуковского от его относительной толщины — {{c}} (в процентах САХ) при нулевом угле атаки.

Рис. 2. Сравнительные размеры профиля 1 и цилиндра 2 при одинаковом значении профильного сопротивления (Re = 410⁵).

Рис. 3. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления c_x поперечно обтекаемого цилиндра от числа Рейнольдса: 1 — точка отрыва ламинарного пограничного слоя; 2 — точка отрыва турбулентного пограничного слоя; V{{_}} — скорость набегающего потока.

Рис. 4. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления c_x от числа M{{_}} для профиля с относительной толщиной 9% при нулевом угле атаки и вкладов в него волнового сопротивления 1, сопротивления формы 2 и сопротивления трения 3. Жирная линия над профилем — замыкающий скачок уплотнения; на штриховой линии М = 1.

сопротивление трения — проекция касательных напряжений, приложенных к обтекаемой поверхности тела, на направление его движения. С. т. есть составная часть сопротивления аэродинамического (СА) и обусловлено проявлением действия сил внутреннего трения (вязкости); при движении тела в идеальной среде (см. Идеальная жидкость) оно отсутствует. С. т. и его доля в СА зависят от параметров движения, формы тела, характера обтекания, режима течения среды (ламинарное, переходное или турбулентное) и т. п. Так, например, при безотрывном обтекании потоком несжимаемой жидкости тонкого профиля крыла с затупленной передней и острой задней кромками под малым углом атаки С. т. вносит основной вклад в СА, поскольку в потоке идеальной жидкости его сопротивление равно нулю (Д'Аламбера — Эйлера парадокс). В вязкой среде наряду с С. т. из-за вытесняющего действия вязкости появляется также сопротивление давления (СД), которое при больших Рейнольдса числах пропорционально толщине вытеснения пограничного слоя. Аналогичная картина имеет место в дозвуковом потоке сжимаемой среды. Для крыла конечного размаха доля С. т. несколько уменьшается из-за наличия индуктивного сопротивления. При транс- и сверхзвуковых скоростях движения при обтекании такого профиля образуются ударные волны, которых происходит диссипация энергии, обусловливающая значительное волновое сопротивление (ВС), являющееся частью СД; вследствие этого с увеличением Маха числа набегающего потока вклад С. т. в СА профиля быстро уменьшается, при сверхзвуковых скоростях им можно пренебречь по сравнению с СД. Но если при сверхзвуковых скоростях у профиля сделать переднюю кромку острой, то его ВС резко уменьшится и С. т. будет сравнимо с СД. Для плохо обтекаемых тел, например, для сферы, при всех скоростях движения СД намного превышает С. т., при этом характер течения среды в пристеночном слое оказывает заметное влияние на СД из за разного положения точки отрыва потока (см. Кризис сопротивления). В силу сказанного для дозвуковых самолётов С. т. играет существенную роль. Поскольку движение самолётов происходит при больших числах Рейнольдса, и на большей части обтекаемой поверхности в пограничном слое реализуется турбулентный режим течения, то для уменьшения С. т. применяют различные методы направленные на увеличение области течения с ламинарным режимом (см. Ламинарный профиль, Ламинаризация пограничного слоя).

Для сверхзвуковых самолётов, и в особенности для летательных аппаратов, спускаемых с орбиты, С. т. относительно мало по сравнению с СД, поэтому здесь основное внимание уделяется снижению ВС. Хотя С. т. и мало, но с ним связано проявление вязкости среды и, следовательно, аэродинамическое нагревание летательного аппарата (подводимая к обтекаемой поверхности летательного аппарата тепловая энергия пропорциональна С. т.).

При больших числах Рейнольдса С. т. обычно рассчитывается в рамках теории пограничного слоя. При очень больших сверхзвуковых скоростях движения становится существенным учёт взаимодействия пограничного слоя с внешним невязким потоком; иногда расчёт С. т., а также и аэродинамического нагревания проводится на основе полных Навье — Стокса уравнений или уравнений Навье—Стокса, в которых отброшены некоторые члены для облегчения численного анализа задачи. Для определения С. т. применяются также экспериментальные методы исследования.

В аэродинамических расчётах широко используется безразмерный суммарный коэффициент С. т. c_f, равный отношению суммарной силы С. т. X{{_}}, к характерному скоростному напору q и характерной площади S: c_f = X{{_}}/qS.

Принципы работы С. к.: при нагруженин жёсткий на сдвиг и лёгкий сотовый заполнитель воспринимает поперечный сдвиг и предохраняет тонкие несущие слои от потери устойчивости при продольном сжатии, обеспечивая в то же время их совместную работу. Несущие слои воспринимают растяжение-сжатие, сдвиг в плоскости слоев и поперечный изгиб и предохраняют от внешнего воздействия сотовый заполнитель. Такое взаимодействие элементов С. к. обеспечивает большую жёсткость и высокую несущую способность С. к. при малой массе. С. к. по принципу работы относятся к слоистым (трёхслойным) конструкциям, а по конструктивному исполнению заполнителя (в виде сотовых ячеек) являются ячеистыми конструкциями. С. к. различают: по форме в плане — прямоугольные, параллелограммные, трапециевидные, круглые; по толщине — постоянной толщины и переменной; по структуре поперечного сечения — симметричного строения и несимметричного; по кривизне поверхности — плоские, пологие криволинейные панели, оболочки; по материалам несущих слоев — металлические, неметаллические, композиционные, комбинированные, по форме ячеек сотового заполнителя — четырёхгранные, шестигранные, шахматные, специальные гибкие формы (рис. 2); по типу соединения обшивок с сотовым заполнителем — клеёные, паяные, сварные. На рис. 3 показана схема изготовления сотового заполнителя.

В 1940 е гг. тонкие фанерные обшивки крыла и фюзеляжа со сплошным и сотовым заполнением были использованы в конструкции английского самолёта Де Хэвилленд «Москито» (рис. 4). В 1944 после появления фенольного клея «ридакс» были изготовлены первые цельнометаллические клеёные слоистые панели с сотовым (ячеистым) заполнителем.

В начале 50 х гг. С. к. из лёгких сплавов начинают использоваться в самолётах американских фирм. Фирма «Авро» (Великобритания) построила экспериментальный самолёт «Авро-720», в котором масса С. к. составляла около 85% массы всей конструкции. С конца 50 х гг. С. к. начали применяться в конструкциях лопастей несущих винтов вертолётов, в дальнейшем — в других элементах летательных аппаратов.

Рис. 1. Сотовая конструкция: 1 — несущие слои; 2 — сотовый заполнитель; 3 — элементы каркаса.

Рис. 2. Формы ячеек заполнителя: 1 — четырёхгранные соты; 2 — шестигранные соты; 3 — шахматные соты; 4 — гибкие соты.

Рис. 3. Схема изготовления сотового заполнителя: а — профилирование; б — растяжка.

Рис. 4. Трёхслойные панели крыла самолёта «Москито».

сохранения законы в аэро- и гидродинамике — фундаментальные законы механики, сформулированные для движущейся сплошной среды и выражающие собой законы сохранения массы, импульса и энергии. Для произвольного объёма {{}} жидкости (газа), ограниченного замкнутой поверхностью S, С. з. в интегральной форме записываются следующим образом:

{{формула}}

(закон сохранения массы),

{{формула}}

(закон сохранения импульса),

{{формула}}

(закон сохранения энергии).

Здесь {{}} — плотность, Т — температура, {{}} — интенсивность внутренних источников энергии, k — теплопроводность, t — время, D/Dt — так называемая полная, или субстанциональная, производная, е — внутренняя энергия, V, p_n, F — скорость, поверхностная сила и массовая сила соответственно, n — внешняя нормаль к поверхности S. 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.

Старт «Спейс шаттла».