Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»
жүктеу/скачать 14.24 Mb.
|
С. используется для отслеживания сигналов автоматического систем управления летательным аппаратом (Система автоматического управления, Система улучшения устойчивости и управляемости и др.). Структура С. должна обеспечивать возможность определения ошибки (разности между входным и выходным сигналами), усиление сигнала ошибки и осуществлять замыкание цепи обратной связью. Различают два основных класса аналоговых С. — с позиционным управлением (задаётся положение, или позиция, регулируемого элемента) и с управлением по скорости (постоянной поддерживается скорость перемещения регулируемого элемента). С. в основном являются относительно маломощными исполнительными устройствами, которые обычно устанавливаются во входной части системы управления (между рычагами управления и рулевыми приводами) по параллельной или последовательной схемам. С., отслеживающий сигнал автопилота, как правило, устанавливается в системе управления по параллельной схеме. В этом случае одновременно (параллельно) с перемещением выходного звена С. перемещается и рычаг управления. С., устанавливаемые по такой схеме, получили название рулевой машинки. С развитием Системы улучшения устойчивости и управляемости появилась необходимость отклонять органы управления, не изменяя положения рычагов управления (см., например, Бустерное управление). За С., выполняющими такую функцию, укоренилось название раздвижная тяга. В состав С. обычно входят рулевой агрегат, в котором осуществляется преобразование маломощного входного электрического сигнала в выходное механическое перемещение большей мощности, датчики обратных связей, блок управления, коррекции и контроля сигналов С., устройства включения и отключения С. Начиная с конца 70 х гг. наблюдается тенденция к слиянию С. с рулевым приводом в единый конструктивный блок. Это делается с целью улучшения динамических характеристик, точности, надёжности, уменьшения массы системы управления. Такой привод обычно называют силовым сервоприводом или рулевым приводом с электрическим входом. Подобные приводы находят широкое применение в электродистанционных системах управления.
Схема сервоуправления: 1 — основной орган управления; 2 — кинематическая связь; 3 — рулевая поверхность (серворуль). Сергеев Андрей Васильевич (1893—1933) — советский военачальник, один из организаторов и руководителей Рабоче-Крестьянского Красного Воздушного Флота (РККВФ). Окончил курсы авиационных мотористов и теоретические курсы лётчиков при Петроградском политехническом институте (1915), Севастопольскую авиационную школу (1916), Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1926; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). С декабря 1917 по май 1918 член Всероссийской коллегии по управлению Воздушным Флотом, затем комиссар Главного управления (ГУ) РККВФ, главный комиссар авиации Восточного фронта, начальник полевого управления авиации и воздухоплавания при полевом штабе Реввоенсовета Республики. После реорганизации ГУ РККВФ начальник штаба Воздушного флота, помощник начальника ГУВФ РККА по сухопутной авиации (март 1920 — февраль 1921), начальник ГУВФ РККА (до октября 1922). После окончания академии работал за границей. В 1933 назначен начальником транспортной авиации СССР и заместителем начальника ГУГВФ при Совнаркоме СССР. Погиб в авиационной катастрофе. Награжден орденом Красного Знамени. Соч.: Стратегия и тактика Красного воздушного флота, М., 1925. А. В. Сергеев. Серенсен Сергей Владимирович (1905—1977) — советский учёный, один из основателей отечественной школы конструкционной прочности в машиностроении, академик АН УССР (1939; член-корреспондент 1936). Почетный доктор наук Высшей технической школы в Праге (1965). После окончания Киевского индустриального (позднее политехнического) института (1926) работал в Институте строительной механики АН УССР (в 1934—1940 — заместитель директора и директор этого института). В 1942—1967 начальник отдела прочности авиационных двигателей в Центральном институте авиационного моторостроения. Предложил градиентную гипотезу подобия усталостного повреждения, впервые обосновал принцип эргодичности для спектров нагружений переменными нагрузками, разработал деформационно-кинетический критерий оценки накопления повреждений при нерегулярном малоцикловом нагружении. Государственная премия СССР (1949). Награждён орденом Ленина, 3 орденами Трудового Красного Знамени, орденом «Знак Почёта», медалями. С. В. Серенсен. серийный летательный аппарат — многократно воспроизведённый образец летательного аппарата, выпущенный заданной партией (серией). Характеризуется одновременным изготовлением нескольких экземпляров, сборка которых осуществляется с использованием поточных линий, конвейеров, специализированного технологического оборудования. Выпуск продолжается, как правило, в течение продолжительного времени. При повторных запусках серии в производство могут вноситься изменения в технологию производства и в конструкцию летательного аппарата с целью снижения его стоимости, улучшения лётно-технических характеристик и эксплуатационной технологичности. Для предстоящей эксплуатации летательного аппарата предусматриваются мероприятия по подготовке лётного состава, могут быть выпущены партии учебно-тренировочных машин. Производственная программа серийных летательных аппаратов составляет от нескольких десятков экземпляров до нескольких десятков тысяч экземпляров. сертификат летной годности (французское certificat, от средневекового латинского certifico — удостоверяю) — документ, удостоверяющий соответствие гражданского летательного аппарата определенным типа требованиям действующих Норм лётной годности (НЛГ) в пределах установленных условий (ограничений) эксплуатации. С. л. г. выдаётся на основании материалов (чертежи, инструкции, результаты расчётов, стендовых и лётных испытаний и др.), подтверждающих соответствие летательного аппарата данного типа НЛГ. Наличие С. л. г. даёт право на допуск гражданских летательных аппаратов данного типа к эксплуатации. сертификация гражданских летательных аппаратов — система контроля соответствия характеристик летательного аппарата, его двигателей и оборудования Нормам лётной годности (НЛГ). С. — эффективное средство обеспечения безопасности и лётных качеств летательного аппарата, способствующее сокращению объёмов и сроков доводки и лётных испытаний. Система С. предусматривает наличие национальных НЛГ. Отечественная система С. включает обеспечение разработчиком выполнения требований НЛГ при создании летательного аппарата, двигателя и оборудования и оценку их соответствия Нормам на всех этапах создания летательного аппарата, а также контроль за сохранением лётной годности в процессе серийного производства и эксплуатации летательных аппаратов. В С. летательных аппаратов во главе с Госавианадзором СССР участвовали: разработчики летательных аппаратов, двигателей и оборудования; НИИ промышленности и гражданской авиации, из которых головными институтами являлись Лётно-исследовательский институт имени М. М. Громова и Государственный институт гражданской авиации. Основные положения системы С. сформулированы в НЛГ и Правилах сертификации гражданских воздушных судов (1976, 1989). НЛГ и Правила определяют, что обязательным условием для допуска летательного аппарата к эксплуатации является соответствие его действующим НЛГ, подтверждаемое сертификатом лётной годности и удостоверением о годности к полётам экземпляра летательного аппарата данного типа. Устанавливаются обязательный порядок и процедуры проведения всех работ по оценке соответствия летательного аппарата Нормам. В НЛГ и Правилах предусмотрены сертификация оборудования и двигателей «до установки на летательный аппарата», сертификация летательного аппарата. С. проводится с начала проектирования летательного аппарата и включает широкий комплекс исследований и оценок на каждом из этапов создания объекта. В С. важную роль играет разработка программы, в которой должны быть предусмотрены все виды работ, а также необходимые средства (см. рис.). Обеспечение соответствия летательного аппарата требованиям НЛГ в основном решается на этапах проектирования, постройки макета и постройки летательного аппарата. На этих этапах, и в особенности на этапе лётных испытаний, производится оценка полноты и уровня реализации требований НЛГ в создаваемом летательном аппарате. На этапе разработки эскизного проекта определяются применимость действующих НЛГ к создаваемому летательному аппарату и методы оценки его соответствия НЛГ, формируется программа С. При дальнейшем проектировании и постройке макета учитывается значительная часть требований НЛГ. На макете возможно достаточно полно оценить кабины пилотов, пассажирские салоны (включая аварийные выходы, кресла и аварийно-спасательное оборудование), багажно-грузовые отсеки, состав и расположение бортового оборудования, компоновку силовой установки и другое. На этапе постройки летательного аппарата в процессе испытаний, проводимых на натурных и полунатурных стендах, на стенде-тренажёре, и путём математического моделирования, а также лётных испытаний на летающих лабораториях отрабатываются функциональные системы летательных аппаратов — системы управления, электроснабжения, навигационно-пилотажные комплексы, системы жизнеобеспечения. Ведутся исследования последствий отказов функциональных систем, а также динамики полёта с участием лётного состава. В стендовых условиях проводятся детальные испытания конструкции летательного аппарата и его систем на соответствие требованиям НЛГ по прочности летательных аппаратов. В это же время должна осуществляться С. двигателей и оборудования по принципу «до установки на летательный аппарат». Согласно этому принципу все изделия, устанавливаемые на летательный аппарат, должны соответствовать общим для каждой категории изделий НЛГ. Так, С. оборудования «до установки на летательный аппарат» включает оценку соответствия техническим требованиям к оборудованию на основе лабораторных и стендовых испытаний. В процессе испытаний даётся оценка выполнения требований к конструкции, работоспособности и характеристикам оборудования при воздействии внешних факторов (вибраций, температуры, давления и др.), оговорённых в Нормах. Испытания на стендах, тренажёрах и летающих лабораториях позволяют обеспечить максимальную готовность летательного аппарата к лётным испытаниям. Реализация программы С. позволяет к началу лётных испытаний завершить около 60% сертификационных оценок летательного аппарата и значительно сократить сроки лётных испытаний. Лётные испытания летательного аппарата являются наиболее ответственным и заключительным этапом С. Они дают возможность всесторонне проверить летательный аппарат и все его функциональные системы (включая двигатели и оборудование) в условиях, наиболее близких к реальной эксплуатации. Количество требований НЛГ, соответствие которым оценивается лётными испытаниями, составляет около 40%. Это, прежде всего, требования к устойчивости и управляемости, прочности, критическим (предельным) режимам полёта, системам управления, силовой установке и навигационно-пилотажным комплексам, а также к безопасности полёта при отказах функциональных систем и в экстремальных внешних условиях (обледенение, низкие метеоминимумы для посадки и др.). Поскольку лётные испытания — один из сложных этапов создания и С. летательного аппарата, оказывающий большое влияние на продолжительность всего цикла создания летательного аппарата, при формировании программ испытаний важную роль играют такие методы и средства, которые позволяют максимально интенсифицировать испытания. К ним относятся проведение лётных испытаний одновременно на нескольких экземплярах летательных аппаратов с конкретными задачами для каждого экземпляра, применение автоматизированной обработки материалов испытаний в темпе полёта и др. Действующие в отечественной практике положения предусматривают заводские испытания и государственные сертификационные испытания. Цель государственных сертификационных лётных испытаний — контрольная оценка и подтверждение соответствия летательного аппарата требованиям НЛГ. Программа этих испытаний формируется с учётом объёма и результатов заводских испытаний. При положительной оценке результатов заводских и государственных испытаний выдаётся сертификат лётной годности на тип летательного аппарата, дающий право начать эксплуатацию летательного аппарата данного типа.
Структурная схема сертификации гражданских летательных аппаратов. серьёзный инцидент — инцидент, связанный с возникновением условий, характеризующихся значительным повышением вероятности авиационного происшествия, для предотвращения которого требуется либо выполнение экипажем (службами управления и обеспечения полётов) сложных и (или) экстренных действий, не применяемых в условиях нормального полёта, либо благоприятное стечение обстоятельств. Для С. и. характерны следующие признаки: выход воздушного судна за пределы ожидаемых условий эксплуатации; возникновение значительных вредных воздействий на экипаж или пассажиров (дыма, паров едких веществ, токсичных газов, повышенной или пониженной температуры, давления и т. п.); значительное ухудшение характеристик устойчивости и управляемости, лётных или прочностных характеристик; значительное снижение работоспособности членов экипажа; значительное повышение психофизиологии, нагрузки на экипаж; возникновение реальной возможности повреждения жизненно важных элементов воздушного судна в результате пожара, нелокализованного разрушения двигателя, трансмиссии и т. п.; разрушение или рассоединение элементов управления. К С. и. относятся также отклонения в функционировании элементов авиационной транспортной системы, при которых указанные признаки не зафиксированы, но могли с высокой вероятностью проявиться в других ожидаемых условиях эксплуатации. «Сессна» —см. «Цессна». сжимаемая жидкость — жидкость, плотность которой является переменной величиной и в общем случае зависит от температуры и давления. Соотношение, связывающее между собой давление p, температуру T и плотность {{}} (или удельный объём), называют уравнением состояния. Для С. ж. (в отличие от несжимаемой жидкости) скорость распространения малых возмущений имеет конечное значение (равное скорости звука), с чем связаны многие особенности обтекания тел потоком С. ж. Наиболее простой моделью С. ж. является баротропная среда, плотность которой есть функция только давления, то есть {{}} = {{}}(p). Если {{}}(p) = Cpn, где C и n — некоторые постоянные, то движение таких сред называют политропическим, а величина 1/n — показателем политропы. Случай n = 0 соответствует несжимаемой жидкости, а при n = 1 имеет место изотермическое течение. С. ж., плотность которой не есть функция только одного давления, называется бароклинной. Наиболее распространённой моделью бароклинной жидкости является совершенный газ, удовлетворяющий уравнению Клапейрона p = {{}}RT, где R — газовая постоянная, и имеющий постоянные удельные теплоёмкости при постоянном давлении cp и постоянном объёме cV. Область её применимости ограничена относительно небольшими температурами движущейся среды (T {{}} 1000К). При больших сверхзвуковых скоростях полёта начинают проявляться реального газа эффекты, и необходимо пользоваться различными моделями несовершенного газа. Движение баротропной жидкости описывается неразрывности уравнением и количества движения уравнением, а для описания течения бароклинной жидкости наряду с ними необходимо привлекать энергии уравнение из-за появления новой зависимой переменной — температуры.
Соч.: Готовность номер один. М., 1973. Г. Ф. Сивков.
Входящие в состав системы средства С. в. делятся на три вида: визуальные, предназначенные для выдачи световых или несветовых сигналов с помощью светосигнализаторов, электронных индикаторов, переключателей со световой сигнализацией (ламп-кнопок), бленкеров, флажков (планок) или шторок электромеханических индикаторов; звуковые, используемые для выдачи тональных сигналов (звонок, сирена) или речевых сообщений; тактильные, предназначенные для передачи членам экипажа необходимой информации путём воздействия на механорецепторы кожи и мышечно-суставные рецепторы. Сигналы, выдаваемые С. в., подразделяются на три категории: аварийные, предупреждающие и уведомляющие. Основными критериями для выбора категории сигнала являются степень опасности возникшей ситуации, а также отрезок времени Tp, которым располагает член экипажа с момента появления сигнальной информации о возникшей ситуации до момента, когда ещё можно предотвратить или прекратить её опасное развитие. К аварийным относятся сигналы, характеризующие возникновение ситуации, требующей немедленных действий со стороны экипажа, например, сигналы пожара, отказов силовой установки и системы автоматического управления, опасных отклонение от параметров полёта. Предупреждающими являются сигналы, которые требуют немедленного привлечения внимания, но не требуют быстрых действий, например, сигналы отказов отдельных каналов резервирующих систем, потери контроля информации («нет резерва навигационного вычислителя», «давление масла мало», «вибрация двигателя» и другие). К уведомляющим относятся сигналы, указывающие на нормальную работу систем, выполнение алгоритма работы членами экипажа и т. п. Аварийные сигналы указывают на приближение или достижение эксплуатационного ограничения по параметрам движения летательного аппарата; к ним относятся сигналы, для которых Tp {{}} 15 с. Для предупреждающих сигналов Tp > 15 с. Уведомляющие сигналы по Tp не регламентируются. Для системы С. в. характерен рост числа сигнализаторов и дублирование выдачи сигналов различными средствами. В связи с этим основными требованиями к С. в. являются ограничение числа одновременно выдаваемых сигналов на рабочем месте члена экипажа, выдача их с учётом приоритета, а также группировка сигналов и использование центральных сигнальных огней или районирующих табло. Для этих же целей могут использоваться экранные индикаторы.
И. И. Сидорин. Сиерва, Сьерва (Cierva), Хуан де ла (1895—1936) — испанский авиаконструктор, создатель автожира. После окончания в 1918 высшей школы дорожных инженеров в Мадриде занимался разработкой и постройкой самолётов. Сформулировал основные принципы авторотации несущего винта. В 1919 построил свой первый автожир С-1, который не удалось поднять в воздух, затем два других (в 1921 и 1922), не обладавших устойчивостью. 10 января 1923 на автожире С-4 (рис. в табл. XIV) с шарнирным креплением лопастей был совершён первый непродолжительный полёт, а 31 января 1923 — полёт по замкнутому 25-км маршруту на высоте около 25 м. Летал и автожир С-5 с трехлопастным винтом. Автожир С-6 демонстрировался в 1925 в Великобритании. На автожире C-8L 9 сентября 1928 С. совершил перелёт из Лондона в Париж. С 1928 жил в Великобритании, где ещё в 1925 основал фирму «Сиерва отоджайро» (Cierva Autogyro Co.), серийно выпускавшую известные автожиры С-19 (1929), С-30 (1934), в том числе его вариант с раскруткой несущего винта для вертикального взлёта, и С-40 (1938). Автожиры конструкции С. строились по лицензии во Франции, Германии, Японии и США. Награждён золотой авиационной медалью Международной авиационной федерации и медалью Гуггенхеймов. Погиб в авиакатастрофе. После 1945 фирма С. выпускала вертолёты, в 1951 поглощена фирмой «Сондерс-Ро». Лит.: Катышев Г. И., Создатель автожира Хуан де ла Сьерва, М., 1986. Х. де ла Сиерва. Сикорский Игорь Иванович (1889—1972) — авиаконструктор и промышленник, один из пионеров авиации в России. Родился в Киеве. Учился в Петербургском морском кадетском корпусе (1903—1906), технической школе Дювиньо де Ланно во Франции (1906—1907), Киевском политехническом институте (1907—1908), школе при аэродроме Жовиси под Парижем (1909). В 1908—1911 построил 2 вертолёта (нелетавших). В 1910 построил свой первый самолёт С-1, силовая установка которого не обладала необходимой для взлёта мощностью, а в 1910—1911 — самолёты С-2, С-3, С-4, С-5. на которых совершил 16 полётов. В 1911 получил диплом лётчика и тогда же установил 4 всероссийских воздушных рекорда (достиг высоты 500 м, дальности полёта 85 км, продолжительности полёта 52 минуты, скорости 125 км/ч). 14 марта 1912 С. на С-6 совершил полёт с 5 пассажирами. В 1912—1913 построил самолёты «Гранд», вскоре названный «Русский витязь» (рис. в таблице V), и «Илья Муромец» (рис. в таблице VI), положившие начало созданию самолётов с многодвигательной установкой. С апреля 1912 С. главный конструктор Авиаотдела Акционерного общества Русско-Балтийского завода. В 1912—1914 КБ завода создало около 20 опытных самолётов. В сентябре 1912 на авиасоревнованиях в Петербурге С. получил первый приз на С-6Б. В 1918 С. уехал за границу, работал конструктором во Франции, затем с 1919 — в США, где в 1923 основал авиационную фирму (см. «Сикорский»). До 1939 создал около 15 типов самолётов. С 1939 занимался созданием вертолётов одновинтовой схемы, получивших широкое распространение, в том числе S-51, S-55, S-61, S-58, S-64, S-65. С. первым начал строить вертолёты с газотурбинными двигателями, вертолёты-амфибии с убирающимся шасси и «летающие краны». На вертолётах С. были впервые совершены перелёты через Атлантический (S-61; 1967) и Тихий (S-65; 1970) океаны (с дозаправкой в воздухе). В память о С. учреждён международный приз его имени, который вручается за создание лучших вертолётов мира. Лит.: Катышев Г. И., Михеев В. Р., Авиаконструктор И. И. Сикорский, М., 1989. И. И. Сикорский. «Сикорский» (Sikorsky Aircraft) — вертолётостроительная фирма США. Основана в 1923 И. И. Сикорским под названием «Сикорскнй аэро энджиниринг» (Sikorsky Aero Engineering Corp.), с 1929 — отделение концерна «Юнайтед текнолоджис» (United Technologies Corp.) с указанным названием. В 20—30 е гг. выпускала самолёты-амфибии и летающие лодки, среди которых наиболее известны S-40 (первый полёт в 1932), S-42 (1934), VS-44A (1937). В 1929 начала исследования по вертолётам. Первый летающий вертолёт фирмы — VS-300 (1939, см. рис. в таблице XV). Во время Второй мировой войны создала лёгкий вертолёт R-4 (1942, первый в мире выпускавшийся серийно вертолёт, построено 130). После войны начала выпускать многоцелевой вертолёт S-51 (1946, построено 320), лёгкий транспортный вертолёт S-55 (1949, построено 1282). Наибольшей серией выпускался многоцелевой вертолёт S-58 (1954, построено 1821, военное обозначение H-34). Был разработан палубный вертолёт противолодочной обороны S-61 (1959, обозначение в ВМС США SH-3, см. рис. в таблице XXXIII). На основе S-61 созданы пассажирские вертолёты S-61L (1960) и S-61N (1962), рассчитанные на перевозку 28 пассажиров или 4,9 т груза. На фирме разработан ряд тяжёлых транспортных вертолётов: «летающий подъёмный кран» S-64 (1962, военное обозначение CH-54, см. рис. в таблице XXXIII), S-65 (1964, военное обозначение CH-53), на основе S-65 — самый тяжёлый (на 80 е гг.) зарубежный вертолёт CH-53Е с тремя газотурбинными двигателями и семилопастным несущим винтом (1974, см. рис. в таблице XXXVI). В 1974 создан армейский тактический многоцелевой транспортный вертолёт S-70 (военное обозначение UH-60A «Блэк хоук», см. рис. в таблице XXXVI). Его варианты: палубный вертолёт противолодочной обороны SH-60B «Си хоук» (1979, рис. 1), вертолёт РЭБ ЕН-60А (1981), поисково-спасательный вертолёт HH-60D «Найт хоук» (1984). В 1977 создан лёгкий административный вертолёт S-76 (рис. 2). На его основе разработан лёгкий боевой вертолёт H-76 «Игл» (1985), способный нести до четырёх противотанковых управляемых ракет. К 1990 фирма выпустила около 7 тысяч вертолётов всех типов. На фирме построены экспериментальные вертолёты S-69 (1973; имеет жёсткий соосный несущий винт, создающий подъёмную силу только на наступающей лопасти; достиг скорости 445 км/ч), S-72 (1976, для испытаний новых несущих систем) и S-75 (1984, с конструкцией из композиционных материалов). Основные программы 80 х гг.: производство вертолётов UH-60A и CH-53Е и их вариантов, вертолётов S-76. Основные данные некоторых вертолётов фирмы приведены в таблице. В. В. Беляев. Таблица — Вертолёты фирмы «Сикорский».
Рис. 1. Палубный вертолет противолодочной обороны SH-60B «Си хоук». Рис. 2. Административный вертолёт S-76. Силаев Иван Степанович (р. 1930) — советский государственный деятель, Герой Социалистического Труда (1975). Окончил Казанский авиационный институт (1954). Работал на Горьковском авиационном заводе, пройдя путь от мастера до директора завода. В 1974—1980 заместитель министра, 1 й заместитель министра авиационной промышленности. В 1980—1981 министр станкостроительной и инструментальной промышленности СССР. В 1981—1985 министр авиационной промышленности СССР. С 1985 заместитель председателя Совета Министров СССР, в 1990—1991 председатель Совета Министров РСФСР. Внёс большой вклад в создание и освоение в серийном производстве новых образцов авиационной техники, внедрение новых технологических процессов, повышение качества изделий, их ресурса и надёжности в эксплуатации. Депутат ВС СССР с 1981. Народный депутат СССР с 1989. Ленинская премия (1972). Награждён 2 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, медалями. И. С. Силаев. Силантьев Александр Петрович (р. 1918) — советский военачальник, маршал авиации (1976), Герой Советского Союза (1941). В Советской Армии с 1938. Окончил Пермскую военную авиационную школу (1939), Сталинградское военное авиационное училище (1940), Военно-воздушную академию (1950; ныне имени Ю. А. Гагарина), Высшую Военную академию (1957; позже Военную академию Генштаба Вооружённых Сил СССР). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны совершил 359 боевых вылетов, сбил 8 самолётов противника. После войны заместитель начальника, начальник управления Генштаба Вооружённых Сил СССР (1964—1969), начальник Главного штаба ВВС (1969—1978), заместитель главнокомандующего ВВС (1978—1980). С 1980 в группе генеральных инспекторов МО СССР. Председатель советского комитета ветеранов войны (1988). Народный депутат СССР (с 1989). Государственная премия СССР (1977). Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1 й степени, орденом Отечественной войны 2 й степени, 2 орденами Красной Звезды, орденом «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3 й степени, медалями, а также иностранными орденами. А. П. Силантьев. силовая установка (СУ) летательного аппарата — совокупность авиационного двигателя (двигателей), систем и устройств летательного аппарата, обеспечивающая создание необходимой для полёта тяги. Состав СУ в основном зависит от типа двигателя (см. Двигатель авиационный) и типа летательного аппарата (винтовой или реактивный, дозвуковой или сверхзвуковой, обычного или вертикального взлёта и посадки и т. п.). СУ с поршневым двигателем (см. Винтомоторная установка) применяются после 50 х гг. ограниченно, главным образом на самых лёгких летательных аппаратах. В СУ самолётов с газотурбинными двигателями (ГТД), широко применяемыми с 50—60 х гг., могут входить следующие типовые системы и устройства: входное устройство, включающее воздухозаборник, средства его регулирования, защитные устройства (противообледенительные, пылезащитные устройства, шумоглушащие панели); выходное устройство, включающее реактивное сопло, шумоглушитель, реверсивное устройство; гондола — обтекаемая оболочка, в которую заключён двигатель с устройством для его крепления и некоторые системы СУ; воздушный винт — основной движитель винтовых самолётов; топливная система, включающая топливные баки, насосы, арматуру, а также подсистемы заправки (в том числе заправки топливом в полёте), аварийного слива топлива, противообледенительную, противоперегрузочную, дренажа и наддува баков, подачи в баки нейтрального газа; масляная система — для смазки двигателя и охлаждения масла; пусковая система — для автоматического запуска двигателя на земле и в полёте; система регулирования, служащая для задания режима работы двигателя от единого рычага в кабине экипажа (или от автопилота), противопомпажной защиты двигателя, управления другими системами СУ; система контроля работы СУ, состоящая из датчиков, индикаторов, записывающих устройств (бортовых накопителей) и т. п.; противопожарное оборудование, включающее системы обнаружения и тушения пожара в отсеках СУ; электрогенераторы и гидронасосы, необходимые для функционирования систем летательного аппарата, устанавливаемые обычно на двигателе на коробке приводов агрегатов; система отбора сжатого воздуха из компрессора двигателя; система охлаждения (вентиляции) в гондоле, включающая заборники воздуха, каналы, теплообменники, элементы их регулирования; вспомогательная силовая установка, состоящая из небольшого вспомогательного газотурбинными двигателями и систем, обеспечивающих его работу. Масса СУ с турбореактивным двухконтурным двигателем (ТРДД) и турбореактивным двигателем составляет соответственно 1,2—1,6 и 1,9—2,2 массы двигателя. Тяга, экономичность, а также газодинамическая устойчивость и шум СУ зависят от характеристик входного и выходного устройств и воздушного винта, которые должны быть оптимально согласованы с компоновкой и характеристиками летательного аппарата и с двигателем. В свою очередь двигатель при работе с этими устройствами должен обеспечивать заданные лётно-технические характеристики при минимальном шуме двигателя и эмиссии вредных веществ. В СУ сверхзвукового самолёта применяются, как правило, сверхзвуковые входное и выходное устройства, существенно влияющие на характеристики двигателя и внешнее сопротивление летательного аппарата. СУ вертолётов, самолетов короткого взлета и посадки и самолетов вертикального взлета и посадки отличаются характерными особенностями. На вертолётах используются несущие винтовые системы (несущие винты) и рулевые винты, имеющие специальные системы их регулирования, на самолетах вертикального взлета и посадки (самолетов короткого взлета и посадки) осуществляется управление вектором тяги, применяются подъемные двигатели и подъёмно-маршевые двигатели, могут устанавливаться турбовентиляторные подъёмные агрегаты, эжекторные усилители.
В. М. Вуль. силовой набор летательного аппарата — система стержневых и балочных элементов, установленных в соответствии с конструктивно-силовой схемой летательного аппарата; воспринимает нагрузки и обеспечивает жёсткость контура конструкции. Различают продольный и поперечный наборы. К продольному С. н., располагаемому вдоль оси летательного аппарата или его элементов, относятся лонжероны, стрингеры, бимсы, силовые панели и другие конструктивные элементы, воспринимающие продольные нагрузки. К поперечному С. н., расположенному перпендикулярно к оси летательного аппарата или к оси продольных элементов, относятся нервюры, шпангоуты и другие элементы конструкции, служащие для передачи поперечных нагрузок и сохранения внешней и внутренней формы агрегата. Для дополнительного повышения местной и общей жёсткости каркаса летательного аппарата элементы С. н. в местах пересечения скрепляются между собой болтами, заклёпками, сваркой и т. п. В высоконагруженных конструкциях жёсткая обшивка (оболочка), связанная с продольным и поперечным наборами болтами, заклёпками и т. п., обеспечивает эффективную передачу нагрузок и одновременно увеличивает общую жёсткость каркаса летательного аппарата. Наличие трёх раздельно работающих конструктивных элементов — продольного набора, поперечного набора и обшивки — позволяет конструктору гибко, в зависимости от превалирующих нагрузок, выбирать различные соотношения жесткостей и площадей элементов летательного аппарата, обеспечивая при этом минимальную массу конструкции. Симонов Михаил Петрович (р. 1929) — советский авиаконструктор. Окончив в 1954 Казанский авиационный институт (КАИ), преподавал в нем и возглавлял лабораторию. В 1959 при КАИ основал ОКБ спортивной авиации, где был главным конструктором и одновременно инструктором и лётчиком-буксировщиком авиаспортклуба. В ОКБ созданы планеры КАИ-6, первые в СССР цельнометаллические рекордные планеры КАИ-11, КАИ-12, КАИ-14, КАИ-17, КАИ-19 и др. В 1969—1976 заместитель главного конструктора на заводах Министерства авиационной промышленности, затем главный конструктор и первый заместитель генерального конструктора ОКБ имени П. О. Сухого. В 1979—1983 заместитель министра авиационной промышленности с 1983 генеральный конструктор ОКБ имени П. О. Сухого. Принимал участие в создании сверхзвукового фронтового бомбардировщика Су-24, штурмовика Су-25 и их модификации, руководил постройкой спортивно-пилотажного самолёта Су-26, истребителя-перехватчика Су-27 и их модификаций. Инициатор создания при ОКБ юношеской планерной школы. Народный депутат СССР с 1969. Ленинская премия (1976). Награждён орденом Трудового Красного Знамени. Портрет см. на стр. 522. М. П. Симонов. «Син Мейва», «Шин мейва» (Shin Meiwa Industry Co., Ltd), — самолётостроительная фирма Японии. Образована в 1949 на базе известной в прошлом самолёто- и двигателестроительной фярмы «Каваниси» (Kawanishi Kokuki КК), основанной в 1928 и выпускавшей главным образом военные самолёты, в том числе широко применявшиеся во Второй мировой войне разведывательные летающие лодки H6K с четырьмя поршневыми двигателями (первый полёт в 1936) и H8K (1941, см. рис. в таблице XXII), истребители NIK1 (1942, поплавковый), NIK1-J (1941) и NIK2-J (1943). Сначала «С. м.» выпускала неавиационную продукцию, затем ремонтировала военные самолёты США и Японии, участвовала в производстве самолёта противолодочной обороны P2J (вариант американского самолёта Локхид P2V-7) и японского пассажирского самолёта YS-11. Самостоятельно разработала летающие лодки (самолеты короткого взлета и посадки) PS-1 (1967, см. рис. в таблице XXXV) для противолодочной обороны и US-1 (1974) для поисково-спасательных операций. Участвует в авиационных программах других японских фирм. «Сингапур Эрлайнс» (Singapore Airlines, SIA) — авиакомпания Сингапура. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы, Азии, Ближнего Востока, а также в США, Канаду и Австралию. Основана в 1972. В 1989 перевезла 6,6 миллионов пассажиров, пассажирооборот 30,46 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 39 самолётов. синоптические процессы (от греческого synoptik{{ó}}s — способный всё обозреть) — атмосферные макромасштабные процессы. С. п. являются причиной режима погоды (состояния и её смены) на больших географических пространствах. К С. п. относятся перемещение воздушных масс, возникновение, перемещение и эволюция атмосферных фронтов, циклонов и антициклонов. Анализ физических закономерностей развития С. п. в значительной толще атмосферы служит основой синоптического метода прогнозов погоды, имеющих важное значение для метеорологического обеспечения полётов. Прогноз развития С. п. предшествует прогнозу метеорологических элементов (погоды). Существующие методы позволяют с удовлетворительной точностью прогнозировать развитие С. п. в средней тропосфере над Северным полушарием на срок 2—3 суток. синтетическое топливо — искусственное жидкое углеводородное топливо для двигателей внутреннего сгорания, получаемое на базе переработки твёрдых горючих ископаемых (бурых и каменных углей, нефтяных сланцев, битуминозных песков). Большое развитие производство С. т. получило в Германии во Вторую мировую войну. В 1942—1944 общая выработка С. т. на базе твёрдых горючих ископаемых в Германии составила около 5 миллионов т в год. В СССР интенсивные исследования в области получения С. т. относятся к 30—50 м гг. После открытия богатых нефтью месторождений производство С. т. стало нерентабельным, и интерес к проблеме С. т. ослабел. Исследования по получению С. т. вновь начались в конце 70 — начале 80 х гг. Запасы твёрдых горючих ископаемых значительно превышают запасы нефти, поэтому в перспективе С. т. могут стать основными видами топлив для двигателей внутреннего сгорания, в том числе воздушно-реактивных. Выбор сырья для производства С. т. в разных странах определяется запасами того или иного вида горючих ископаемых, уровнем развития технологии их переработки и экономическими соображениями. Технология производства С. т. включает две основные стадии: получение из твёрдых горючих ископаемых «синтетической» нефти с использованием процессов полукоксования, деструктивной гидрогенизации, термического растворения и др. и её переработку с использованием традиционных процессов нефтехимии. Современные процессы производства С. т. позволяют получать продукты, по качеству близкие к продуктам, получаемым из нефти. В начале 80 х гг. из продуктов переработки угля и нефтяных сланцев в СССР и США с применением процессов глубокого гидрирования были получены опытные образцы реактивных топлив, отвечающие всем требованиям современных стандартов. Топлива характеризовались повышенной плотностью (объёмной теплотой сгорания) из-за высокого содержания в них многоядерных нафтеновых углеводородов. При умеренной гидрогенизации в топливе повышается содержание ароматических углеводородов (до 25—33% по массе) и азотистых соединений, ухудшаются характеристики горения и увеличивается эмиссия токсичных оксидов азота. Лит.: Химические вещества из угля. пер. с нем., М.. 1980. Г. И. Ковалёв. синхронизатор (от греческого s{{y}}nchronos — одновременный) в авиационном стрелковом оружии — механизм, обеспечивающий возможность стрельбы из авиационных пулемётов (пушек) через плоскость вращения воздушного винта. Синхронизация стрельбы и вращения винта предотвращает попадание пули (снаряда) в лопасть винта. Впервые С. нашли применение в период Первой мировой войны. До изобретения С. для стрельбы через круг, ометаемый винтом, на его лопастях устанавливались отсекатели, при попадании в которые пули рикошетировали в сторону (на этом терялось около 25% боекомплекта). система автоматизированного проектирования (САПР) авиационной техники — организационно-техническая система, обеспечивающая автоматизацию проектирования летательных аппаратов, двигателя и других объектов авиационной техники через методическое, программное, техническое, информационное и организационное обеспечение и соответствующую структуру проектного предприятия. Методическое обеспечение состоит из методов, математических моделей и языков описания объектов, а также нормативно-технической документации по проектированию. Программное обеспечение включает пакеты прикладных программ, сервисные программные средства и компоненты математического обеспечения ЭВМ. Техническое обеспечение составляют ЭВМ, их периферийные устройства и другие устройства вычислительной и организационной техники. Информационное обеспечение образуют банки данных и системы управления базами данных (информационно-справочные системы). К организационному обеспечению относятся положения, инструкции, руководства и другие документы, определяющие взаимодействие подразделений проектного предприятия и отдельных лиц при разработке, внедрении и эксплуатации системы. САПР как сложная техническая система создаётся в соответствии с принципами включения, системного единства, развития, комплексности, информационного единства, совместимости, инвариантности. Принцип включения предполагает, что требования к САПР некоторого изделия (например, двигателя) или подсистеме САПР определяются со стороны САПР изделия более высокого уровня (например, самолёта) или системы в целом. Принцип системного единства предусматривает обеспечение связей между подсистемами и компонентами САПР, совместимость средств обеспечения и наличие подсистемы управления. Принцип развития требует функционирования САПР как развивающейся открытой системы, в которой предусмотрена возможность замены существующих компонентов и включения новых. Принцип комплексности предусматривает связанность проектирования объекта как целого и его элементов на всех стадиях разработки. Принцип информационного единства предполагает использование единой терминологии, способов представления данных, условных обозначений и т. д., принятых соответствующими нормативными документами отраслевого значения. Принцип совместимости требует согласования языков, символов и технических характеристик средств связи между компонентами для обеспечения совместного функционирования всех подсистем и системы в целом. Принцип инвариантности предусматривает требования к построению компонентов, функционирование которых непосредственно не связано с конкретным объектом проектирования, что способствует снижению затрат при разработке САПР. В зависимости от проектируемого объекта САПР авиационной техники распадается на ряд автономных систем — САПР самолёта (вертолёта), двигателя и др. САПР осуществляет проектирование объекта от первичного описания на стадии технического предложения до изготовления и стендовых или лётных испытаний. Структурно САПР включает функциональные (объектные) подсистемы, решающие целевую задачу, и подсистемы управления ходом разработки объекта. Функциональные подсистемы САПР решают три основные задачи: проектирование объекта на этапе технических предложений (аванпроекта) и эскизного проектирования; конструирование агрегатов, узлов и деталей изделий; технологическую подготовку производства. Функциональные подсистемы обеспечивают также автоматизацию экспериментальных исследований, включая проектирование экспериментальных объектов, моделей и т. п., и обработку получаемых при испытаниях данных. Проектирование объекта на стадии технических предложений осуществляется в САПР с помощью подсистемы формирования его облика, которая позволяет проектировщику в режиме диалога с ЭВМ решать задачу автоматизации проектирования летательного аппарата или другого объекта с использованием математической модели объекта, банка возможных технических решений, а также опыта и интуиции проектировщика. Подсистема оптимизации параметров летательного аппарата имеет структуру, аналогичную структуре подсистемы формирования облика, однако использует более точные и трудоёмкие методы, свойственные стадии эскизного проектирования. Принцип развития САПР в подсистемах проектирования находит отражение в виде модульной структуры, когда каждый из программных блоков (модулей), составляющих математическая модель объекта, взаимозаменяем по входу — выходу с другими блоками аналогичного назначения, но реализующими иной метод решения задачи. Модульность позволяет настраивать математическую модель на решение специфической задачи. При этом каждый из блоков имеет необходимую чувствительность и точность в рассматриваемом диапазоне изменения параметров и характеристик. Эффективным методом использования САПР для формирования облика летательного аппарата и эскизного проектирования является диалог с ЭВМ коллектива проектировщиков. Каждый из них является специалистом в одной области (аэродинамика, прочность и др.) или системотехником. Для выполнения такой работы необходимы специальные технические и программные средства. Подсистемы конструирования в САПР тесно связаны с подсистемой технологического проектирования (САПР-Т), являющейся одновременно частью автоматизированной системы технологической подготовки производства. Включение подсистем технологического проектирования в САПР позволяет избежать затрат на изменение конструкторской документации в процессе технологической подготовки производства. Подсистемы управления ходом разработки (например, Автоматизированная система весового контроля) не влияют непосредственно на значения параметров и характеристики проектируемого объекта. Они служат средством, с помощью которого руководитель проекта добивается намеченного технического уровня изделия. Использование САПР позволяет увеличить число рассматриваемых вариантов проекта, применить новейшие технические решения на стадии технического предложения, повысить скорость обмена информацией и её достоверность при взаимодействии подразделении проектного предприятия. На ранних стадиях проектирования становится возможным использование более точных и трудоёмких методов путём автоматизации подготовки исходных данных, получение экспериментальных данных на стадии эскизного проектирования. Всё это повышает качество выпускаемого проекта. Автоматизация конструирования и технологической подготовки производства позволяет повысить качество конструкторской документации и сократить сроки постройки опытного изделия. Л. М. Шкадов. система автоматического управления ГТД — совокупность устройств, автоматически обеспечивающих выполнение с требуемой точностью выбранных программ управления газотурбинным двигателем летательного аппарата на установившихся и переходных режимах его работы. С. а. у. ГТД выполняет следующие основные функции: 1) автоматическое управление пуском двигателя с выходом на режим малого газа при всех заданных условиях эксплуатации; 2) быстрый и безопасный для двигателя переход на другие режимы работы при управлении двигателем или при резком изменении внешних условий; 3) поддержание заданного режима работы двигателя или его изменение в соответствии с программами управления; 4) исключение выхода двигателя на опасные режимы работы, на которых недопустимо снижаются запасы прочности деталей или же нарушается устойчивость процессов в компрессоре, камере сгорания, форсажной камере или входном устройстве. При этом регулируются следующие параметры, характеризующие режимы работы двигателя: частота вращения ротора турбокомпрессора, температура газов, степень повышения давления в компрессоре, степень понижения давления в турбине, скольжение роторов турбокомпрессоров и др. жүктеу/скачать 14.24 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
| |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||