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

Спираль.

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.

Соч.: Записки военного летчика, М.. 1939; На Северный полюс, М., 1952.

И. Т. Спирин.

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

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).

Г. П. Поляков.

спортивный самолет — предназначается для обучения, тренировки и соревнований лётчиков-спортсменов (см. Самолётный спорт). Важнейшие особенности С. с. — небольшой вес, высокие аэродинамические и пилотажные качества, простота управления, возможность длительного полёта с большими положительными и отрицательными перегрузками.

Первыми С. с. в СССР были одноместный моноплан АНТ-1 (см. Ту) А. Н. Туполева (1923) и двухместный биплан АИР-1 А. С. Яковлева (1927). В довоенный период для подготовки спортсменов в организациях Осоавиахима использовались АИР-4, АИР-6, АИР-14, УТ-1 Яковлева, Г-22, Г-23 В. К. Грибовского, У-2 Н. Н. Поликарпова и другие легкомоторные самолёты. В послевоенные, особенно в 60 е, годы в связи с решениями ФАИ (1960) о проведении чемпионатов мира по высшему пилотажу стали создаваться более скоростные машины, обладающие хорошими лётными качествами. На втором (1962) и третьем (1964) чемпионатах мира репутацию отличного пилотажного самолёта завоевал ЯК-18П. Его дальнейшим развитием стал Як-18ПМ, на котором на четвыртом чемпионате мира (1966) советские лётчики-спортсмены завоевали все золотые, серебряные н бронзовые медали как в мужском, так и в женском зачётах, а Як-18ПМ был признан лучшим С. с.

В связи с бурным развитием реактивной авиации были созданы С. с. с реактивными двигателями: двухместный учебный Як-30 и одноместный Як-32 — цельнометаллический моноплан с низким расположением крыла, оснащённый лёгким катапультным креслом. Эксплуатационные перегрузки от + 8 до -4. На Як-32 лётчицы Р. Шихина и Г. Корчуганова в 1965 установили два мировых рекорда скорости. С 1973 в аэроклубы страны стали поступать одноместные пилотажные машины Як-50 (с поршневым двигателем). На них на восьмом чемпионате мира (1974) советская команда завоевала 23 медали из 30. На базе Як-50 был разработан двухместный Як-52 для обучения спортсменов, но эти С. с. имели недостаточный ресурс и ограниченную прочность конструкции. В 1981 был создан более совершенный Як-55 (рис. 1). Для получения лучших данных при выполнении фигур обратного пилотажа профиль его крыла сделан симметричным. Близка к полной симметрии и вся аэродинамическая схема Як-55: среднепланное крыло расположено по оси вектора тяги двигателя, а горизонтальное оперение — практически в следе крыла. Компоновка машины позволила улучшить его штопорные характеристики. Перегрузки ±9. В 1984 на двенадцатом чемпионате мира X. X. Макагонова на Як-55 завоевала звание абсолютной чемпионки мира по высшему пилотажу.

В 1985 в ОКБ имени П. О. Сухого создан новый спортивный пилотажный самолёт Су-26М. (конструктор М. П. Симонов) — рис. 2. Главная отличительная особенность машины — существенно меньшие по сравнению с самолетами Як размеры, что значительно улучшило манёвренность и управляемость, повысило скорость и позволило выполнять комплексы фигур высшего пилотажа более динамично и чётко. Конструкция Су-26М выполнена в основном из угле- и стеклопластиков (первый опыт в мировом строительстве С. с.), что увеличивает ресурс и прочность самолёта. Для Су-26М разрешены перегрузки от + 11 до -9.

Из современных зарубежных С. с. наиболее распространены бипланы семейства «Питтс», США (рис. 3), монопланы семейства КАП, Франция (рис. 4), Экстра-230, ФРГ (рис. 5), Злин-50, Чехословакия (рис. 6).

Лит.: Яковлев С. А., Спортивные самолеты, М., 1981.

Р. П. Поляков.

Рис. 1. Як-55.

Рис. 2. Су-26М.

Рис. 3. Питтс S1T.

Рис. 4. КАП-20LS.

Рис. 5. Экстра-230.

Рис. 6. Злин-50.

среднеплан — см. в статье Моноплан.

средняя аэродинамическая хорда (САХ) — см. в статье Хорда.

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. Портрет см. на стр. 539.

Соч.: Теория волновых движений жидкости, 2 изд., М., 1977.

Л. Н. Сретерский.

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 (рис., а) реализуется поток, содержащий область возвратно-вихревого течения (рис., б), 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 (см. рис. к статьям Вихря разрушение, Крыла теория), что приводит к снижению давления над ней и, следовательно, к увеличению подъёмной силы. См. также Вихревое течение, Отрывное течение, Отрыв пограничного слоя.

Обтекание крыла: а — безотрывное; б — с отрывом потока.

срывное течение — то же, что отрывное течение.

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 {{}}_кр, в которой происходит запаздывание срыва и присоединения потока по сравнению со стационарным (статическим) случаем (см. рис.). Особенно серьёзную проблему С. ф. представляет для несущих поверхностей со сравнительно небольшими хордами: для лопастей воздушных, несущих и рулевых винтов, лопаток турбин, компрессоров, вентиляторов.

Зависимости коэффициента подъёмной силы c_y от угла атаки при его динамическом (1) и статическом (2) изменениях.

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).

А. Г. Обрубов.

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.

Лит.: Кузовков Н. Т., Система стабилизации летательных аппаратов, М., 1976.

Стабилизаторы на фюзеляже (а) и киле (б) самолёта: 1 — стабилизатор; 2 — руль высоты.

Пределы стабилизации пламени в потоке углеводородно-воздушной смеси стабилизатором в форме диска:

1. d = 20 мм, р 100 кПа, T = 473 К,  = 12%;

2. d = 25,4 мм, р 100 кПа, T = 305 К, {{}} = 4%;

3. d = 20 мм, р 100 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 в авиастроении. С. присущ комплекс ценных свойств, обусловивших применение её в качестве конструкционного материала в авиастроении: высокая удельная прочность, работоспособность при высоких и низких температурах, а также при действии агрессивных сред, хорошая технологичность.

Идею использования С. для создания летательных аппаратов впервые высказал ещё К. Э. Циолковский, который в течение многих лет разрабатывал конструкцию цельнометаллического дирижабля из гофрированных стальных листов. В 1928 в Военно-воздушной академии РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского) по инициативе начальника лаборатории сварки П. Н. Львова и начальника кафедры самолётостроения С. Г. Козлова была сформирована группа по освоению производства качественной С. и применению их в конструкциях самолётов. Было налажено производство горячего (листы) и холодного (фольга) проката из нержавеющих С. Энерж-6, а в дальнейшем — С. марок Я-1, Я-2 и ЭП-100, получивших широкое распространение в авиастроении. В 30 х гг. под названием «Сталь» было выпущено несколько опытных и серийных самолётов, в которых основным конструкционным материалом в силовых элементах служили нержавеющая С. или трубы из хромомолибденовой С.

В 1939—1940 в ОКБ А. С. Яковлева и А. И. Микояна были созданы самолёты со сварным каркасом из стальных труб. Для изготовления труб была применена разработанная И. И. Сидориным, Г. В. Акимовым н П. П. Шишковым С. марки 30ХГСА (хромансиль), легированная кремнием и не содержащая, в отличие от зарубежных аналогичных С., молибдена. В годы Великой Отечественной войны на самолётах штурмовой авиации широко использовалась разработанная под руководством С. Т. Кишкина и Н. М. Склярова броневая С. (см. Броня авиационная). Высокопрочные С. с пределом прочности 1600 МПа впервые применены в авиастроении в СССР в начале 50 х гг., когда Кишкнным и И. И. Гузманом была разработана С. марки 30ХГСН2А.

В современном авиастроении С. используется для изготовления деталей планёра, двигателя, топливно-регулирующей аппаратуры, приборов и т. д. Для изготовления деталей планера в зависимости от условий работы и эксплуатации применяются С. различных классов: среднелегированные, высоколегированные мартенситно-стареющие, коррозионностойкие аустенитного, мартенситного и переходного аустенитно-мартенситного классов.

Среднелегированные конструкционные С. служат для изготовления деталей шасси, лонжеронов, крепежа, деталей центроплана и т. д. Прочность этих С. составляет 900—1900 МПа, обеспечивается содержанием углерода в пределах 0,2—0,4% и термической обработкой, состоящей в закалке и отпуске при температурах 200—300{{°}}С (на прочность более 1400 МПа) или 500—620{{°}}С (на прочность 900—1200 МПа). Помимо углерода такие С. содержат 4—6% (в сумме) таких элементов, как хром, никель, марганец, кремний, молибден, позволяющих получить при закалке однородную высокопрочную мартенситную структуру по всему сечению детали.

Из мартенситно-стареющих высокопрочных С. типа 03Н18К9М5Т изготовляют тяжелонагруженные детали шасси, болты и т. д. Эти С. легированы 18% никеля, 9% кобальта, 5% молибдена и 0,9% титана. Такое легирование при низком содержании углерода ( < 0,03%) позволяет получить после закалки мартенсит, отличающийся высокой пластичностью, но низкой прочностью. В закалённом состоянии С. хорошо обрабатываются резанием и легко подвергаются пластической деформации. С. упрочняются до 1700—2100 МПа путём старения при температурах 480—550{{°}}С.

Коррозионностойкие С. применяются для изготовления деталей, на которые по технологическим причинам невозможно нанесение лакокрасочных и гальванических покрытий или покрытия не обеспечивают на среднелегированной С. надёжной зашиты от коррозионного воздействия атмосферы. Высокое сопротивление коррозии определяется легированием этих С. хромом (10—20%), а также молибденом, ниобием, титаном. Для получения необходимой структуры и заданного уровня прочности С. дополнительно легируют никелем, марганцем, углеродом, азотом. Класс С. определяется структурой, получаемой после закалки, и зависит от соотношения легирующих элементов.

Высоколегированные С. аустенитного класса типа 12Х18Н10Т содержат значительное количество хрома (18%) и никеля (10%) и после закалки имеют аустенитную структуру. Из таких С. изготовляют детали, при производстве которых требуется высокая технологическая пластичность (стрингеры, патрубки и т. д.). Аустенитные С. характеризуются небольшой прочностью (500—800 МПа) и невысокой работоспособностью при жёстких условиях коррозионного воздействия атмосферы и морской среды.