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

Скоростная С. к. (OX_aY_aZ_a) — подвижная С. к., ось OX_а которой совпадает с направлением скорости летательного аппарата и называется скоростной осью. Ось OY_a — ось подъемной силы — лежит в той же плоскости, что и ось OY связанной С. к. и также направлена вверх. Ось OZ_a — боковая ось — дополняет систему до правой так же, как и поперечная ось связанной С. к. Скоростную С. к. обычно используют при обработке экспериментальных результатов, полученных в аэродинамических трубах.

Полусвязанная С. к. (OX_eY_eZ_e) подвижная С. к., ось OX_e которой совпадает с проекцией скорости летательного аппарата на плоскость симметрии, ось OY_e — с осью подъемной силы, а ось OZ_e — с поперечной осью. Эта С. к. широко используется при работе с экспериментально полученными аэродинамическими коэффициентами. Выбор этой С. к. в большей степени обусловлен особенностями измерения сил и моментов с помощью весов аэродинамических, устанавливаемых в аэродинамических трубах. Поэтому эту С. к. называют иногда экспериментальной (отсюда индекс «e» — от английского experimental).

Взаимное положение связанной, скоростной и полусвязанной С. к. определяется углом атаки и углом скольжения и показано на рис. 1.

Связанная с пространственным углом атаки С. к. (OX_пY_пZ_п) — подвижная С. к., ось X_п которой совпадает с продольной осью ОХ. Ось OY_п располагается в плоскости, содержащей продольную ось и вектор скорости летательного аппарата, а её направление противоположно проекции V на плоскость перпендикулярную продольной оси. Ось OZ_п дополняет систему до правой.

Для определения ориентации летательного аппарата в пространстве используются также подвижные С. к., направления осей которых совпадают с направлением осей С. к., связанных с землей или траекторией движения летательного аппарата. Наиболее широко при этом используются нормальная и траекторная С. к.

Нормальная С. к. (OX_gY_gZ_g) — подвижная С. к., ось OY_g которой направлена вверх по местной вертикали, совпадающей с направлением силы тяжести в рассматриваемой точке. Выбор осей OX_g и OZ_g в различных задачах может осуществляться по-разному.

Взаимное положение связанной С. к. и нормальной С. к. определяется углами рыскания, тангажа и крена (рис. 2).

Траекторная С. к. (OX_кY_кZ_к) — подвижная С. к., ось OX_к которой совпадает с направлением земной скорости V_к (скорости начала О связанной С. к. относительно какой-либо земной С. к.), ось OY_к лежит в вертикальной плоскости, проходящей через ось OX_к и направлена обычно вверх. Для описания движения летательного аппарата по траектории используются также земные С. к. (см. Навигационные системы координат).

Инерциальная С. к. (OX_иY_иZ_и) — С. к. начало O_и которой помещается в некоторой точек пространства, либо перемещается с постоянной скоростью, а направление осей относительно звёзд неизменно.

Земная С. к. (OX₀Y₀Z₀) — С. к., начало и оси которой фиксированы по отношению к Земле и выбираются в соответствии с задачей. У нормальной земной С. к. (O₀X_gY_gZ_g) ось O₀Y_g направлена вверх по местной вертикали, совпадающей с направлением силы тяжести в данной точке.

Стартовая С. к. (O₀X_сY_сZ_с) — С. к., начало O₀ которой совпадает с характерной точкой (обычно центром масс) летательного аппарата в начальный момент движения, а направления соответствующих осей выбираются так же, как у нормальной земной С. к.

Следует иметь в виду, что при переходе из одной С. к. в другую изменяются коэффициенты в уравнениях движения и другие соотношения. Перевод величин при этом осуществляется с помощью матриц преобразования. Для описания геометрических характеристик летательного аппарата используется базовая С. к. O_RX_RY_RZ_R. В этой С. к. базовая плоскость O_RX_RY_R — плоскость симметрии летательного аппарата, базовая точка O_R выбирается на базовой плоскости, как правило, в центре масс, базовая ось O_RX_R лежит в базовой плоскости и направлена вперёд, ось O_RY_R направлена к верхней части летательного аппарата, а ось O_RZ_R вправо, дополняя систему. Рассматриваются также базовые С. к. элементов летательного аппарата (фюзеляжа, крыла и др.). Обычно базовая С. к. фюзеляжа совпадает с базовой С. к. самолёта. В базовой С. к. крыла, как правило, за базовую плоскость принимают плоскость, содержащую центральную хорду крыла и перпендикулярную базовой плоскости самолёта.

За рубежом широко распространены С. к. (XYZ) с иными направлениями осей. Например, оси OX и X совпадают, ось Y направлена по оси OZ, а ось Z направлена в направлении, противоположном оси OY. Это необходимо учитывать при работе с иностранной литературой, так как могут меняться значения и знаки в формулах и уравнениях.

Рис. 1. Взаимное положение связанной, скоростной и полусвязанной систем координат: {{}} — угол атаки; {{}} — угол скольжения.

Управление С. осуществляется органами управления рысканием, обычно рулём направления. Для облегчения балансировки летательного аппарата в полёте со С., как правило, создают крен. Измерение угла С. осуществляется так называемым флюгер-датчиком. См. также Боковое движение.

При движении идеальной жидкости или газа скользящее течение имеет постоянную скорость скольжения V_T = V{{_}}sin{{}}, а изменение поля скоростей b других газодинамических переменных обусловлено поперечным течением, скорость которого V_n = V{{_}}cos{{}}; {{}} — угол скольжения. Оба эти течения не взаимодействуют между собой (скользящее течение представляет собой однородный поток, а расчёту подлежит только поперечное течение), поэтому С. п. часто называют также принципом независимости. В аэродинамике С. п. широко используется при решении разнообразных задач. Простейшим примером служит плоская косая ударная волна, когда С. п. позволяет свести задачу к исследованию прямой ударной волны. С помощью С. п. результаты расчётов профилей и других плоских тел используются для анализа обтекания скользящих цилиндрических тел бесконечного размаха.

При движении вязкой несжимаемой жидкости поперечное течение также не зависит от продольного, и, следовательно, в этом смысле справедлив принцип независимости, который впервые был установлен В. В. Струминским. При движении сжимаемого газа этот принцип нарушается, но и в этом случае С. п. позволяет упростить решение пространственной задачи (вырожденное течение, d/dz = 0).

В авиации С. п. используется при создании скоростных самолётов путём применения стреловидных крыльев для улучшения их аэродинамических характеристик (повышение критического Маха числа и т. п.). При этом эффект скольжения ослабляется из-за конечности размаха крыла, что обусловливает различные интерференционные явления (концевой эффект, срединный эффект и т. п.). В авиационно-космической технике использование С. п. позволяет снизить максимальные тепловые потоки q{{_}} на передних кромках крыльев: q{{_}} = q{{_}}/q{{_}} _{= 0} = (cos {{}})^5/4.

Схема обтекания бесконечного скользящего цилиндрического тела: 1 — линии тока; z — координата, параллельная образующей тела; V{{_}} — скорость невозмущённого потока.

{{формула}}

Здесь x{{_}}, x_n, u{{_}}, u_n — проекции радиус-вектора x (в декартовой системе координат) и вектора скорости u на плоскость, касательную к данному элементу поверхности, и на нормаль n к ней; {{}} — средняя длина свободного пробега молекул; а — скорость звука; Т — температура газа; T{{_}} — температура поверхности; коэффициенты C₁, C₂ положительны, по порядку величины равны единице и зависят от законов взаимодействия молекул с поверхностью, а также друг с другом. Модуль вектора u{{_}}, пропорционален Кнудсена числу K_n [при K_n {{}} 0 справедливо граничное условие прилипания: u(x_n = 0) = 0].

В задачах аэродинамики обычно учитывается только первый член в правой части уравнения, так как температура поверхности T{{_}} изменяется сравнительно слабо. Такое же упрощение делается и для смеси газов, когда С. у. имеет более сложный вид. Вывод С. у. и расчёт входящих в них коэффициентов производятся при помощи асимптотических (при K_n {{}} 0) методов решения краевых задач для кинетических уравнений.

Соч.: Боем живет истребитель, М., 1981.

Н. М. Скоморохов.

Лит: Высоцкий А., В воздухе Скоморохов, в кн.: Революционный держите шаг, в. 7, М., 1976.

Н. К. Скоморохов.

Практическая С. определяется как предельная С. с учётом прицеливания, заряжания и пр. при боевом применении. Она ниже технической С., её увеличение — одна из основных задач совершенствования авиационного пулемётно-пушечного вооружения.

В газе с физико-химическими превращениями, например, в диссоциирующем газе, С. з. будет зависеть от того, как — равновесно или неравновесно — протекают эти процессы в волне возмущения. При термодинамическом равновесии С. з. зависит только от состава газа, его температуры и давления. При неравновесном протекании физико-химических процессов имеет место дисперсия звука, то есть С. з. зависит не только от состояния среды, но и от частоты колебаний {{}}. Высокочастотные колебания ({{  }}, {{}} — время релаксации) распространяются с замороженной С. з. a_j, низкочастотные ({{ }} 0) — с равновесной С. з. a_e, причём a_j > a_e. Отличие a_j от a_i как правило, невелико (в воздухе при Т = 6000{{°}}С и p = 10⁵ Па оно составляет около 15%). В жидкостях С. з. значительно выше, чем в газе (в воде a  1500 м/с).

В схеме «утка» вертикальный С. п., индуцированный вихревой системой дестабилизатора, приводят к уменьшению подъёмной силы крыла. В результате несущие свойства компоновки с передним ГО и без него при малых углах атаки практически одинаковы.

Боковые С. п. оказывают определяющее влияние на характеристики путевой устойчивости летательного аппарата (см. Боковая устойчивость). При отличных от нуля углах атаки и скольжения несимметричные вихревые системы, созданные впереди расположенными элементами летательного аппарата, индуцируют в зоне размещения вертикального оперения сложные поля боковых скосов, что может приводить к сильным нелинейным зависимостям путевой устойчивости от угла атаки.

Л. Е. Васильев.

Скржинский Николай Кириллович (1904—1957) — советский конструктор автожиров, самолётов и вертолётов. После окончания Киевского политехнического института (1928) работал конструктором в отделе морского опытного самолётостроения в Москве, затем (1932—1940) в Центральном аэрогидродинамическом институте, в дальнейшем в ОКБ А. С. Яковлева (с 1947 заместитель главного конструктора, с 1957 главный конструктор). В 1929 создал совместно с Н. И. Камовым первый советский винтокрылый летательный аппарат — автожир. КАСКР-1 «Красный инженер» (рис. в таблице XI), а в 1931 — его модификацию КАСКР-2. В Центральном аэрогидродинамическом институте был одним из участников создания автожиров, в том числе А-4, -9, -10, -12. Внёс большой вклад в создание истребителей Як-9, Як-3, Як-25, вертолёта Як-100 и других летательных аппаратов. Руководил проектными и научно-исследовательскими работами по вертолёту Як-24 — крупнейшему в мире в то время. Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 2 й степени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

Скрипко Николай Семёнович (р. 1902) — советский военачальник, маршал авиации (1944). В Советской Армии с 1919. Окончил Ленинградскую военно-теоретическую школу лётчиков (1925), 1 ю военную школу лётчиков имени А. Ф. Мясникова (1927), Высшую лётно-тактическую школу ВВС (1938), Высшие академические курсы при Высшей военной академии (1950; позднее академия Генштаба Вооружённых Сил СССР). Участник Гражданской и Великой Отечественной войн. В ходе войны командир дальнебомбардировочного авиакорпуса, командующий ВВС армии, командующий ВВС фронта, заместитель командующего авиацией дальнего действия, 1 й заместитель командующего воздушной армией. После войны 1 й заместитель командующего дальней авиацией (1946—1949), командующий транспортно-десантной авиацией (1950—1955), командующий военно-транспортной авиацией (1955—1969), с 1969 в Группе генеральных инспекторов МО СССР. Депутат ВС СССР в 1962—1966. Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 5 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 1 й и 2 й степени, Кутузова 1 й и 2 й степени, Отечественной войны 1 й степени, «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3 й степени, медалями, а также иностранными орденами.

Соч.: По целям ближним и дальним, М., 1981.

Н. С. Скрипко.

скула лодки гидросамолёта — пересечение поверхностей днища и бортов (см. рис.). Части днища, прилегающие к скуловым линиям, — скуловые образования — в носовой части лодки представляют собой выгнутые вверх поверхности различной кривизны, а между реданами — плоскости. Во всех случаях скуловые образования оканчиваются острыми кромками, чтобы обеспечить срыв с них водяного потока в стороны и исключить закипание бортов лодки. Кривизна скуловых образований выбирается таким образом, чтобы понизить высоту подъёма брызговых струй и предотвратить замывание и забрызгивание двигателей, воздушных винтов, крыла, оперения и других важных частей гидросамолёта.

Скула лодки гидросамолёта.

Аэродинамический след за летящим со сверхзвуковой скоростью конусообразным телом.

Соч.: Первые Герои Советского Союза, М.. 1955.

М. Т. Слепнев.

Исследование С. т. из-за разнотипности уравнений в различных областях поля течения представляет собой значительно более сложную математическую задачу по сравнению с изучением чисто до- или сверхзвуковых течений; однако наличие ЭВМ и эффективных численных методов позволяет успешно решать многие задачи С. т.

Смешанные течения при обтекании профиля (заштрихован) идеальным газом: сплошные линии — ударные волны; штриховые — звуковые линии (на этих линиях M = 1); M — местное число Маха; M_* — критическое число Маха.

Я. В. Смушкевич.

Состав С. э. определяется лётно-техническими характеристиками летательного аппарата, задачами и условиями полета. Широкий диапазон температурных условий, в которых находится экипаж в течение полета, требует применения как пассивных, так и активных средств обеспечения теплового комфорта. К пассивным средствам относятся полётная одежда (летняя, демисезонная или зимняя) и теплозащитные комбинезоны, применяемые в составе морского спасательного комплекта или высотного скафандра. Активные средства — вентилирующие костюмы и костюмы с водяным охлаждением. Вентилирующий костюм представляет собой комбинезон, снабжённый системой перфорированных шлангов или панелей, обеспечивающих рациональное распределение кондиционированного воздуха по поверхности тела. В костюме водяного охлаждения по системе закреплённых на сетчатом комбинезоне трубок циркулирует вода, расход которой регулируется в зависимости от теплоощущений человека.

Повышение предела переносимости линейных ускорений, действующих в направлении голова — таз при эволюциях самолёта, обеспечивается противоперегрузочным костюмом, в оболочку которого вмонтированы соединённые друг с другом брюшная и ножные пневматические камеры. От бортовых агрегатов в камеры подаётся воздух, давление которого автоматически регулируется в зависимости от перегрузки. При использовании в составе С. э. высотно-компенсирующего костюма ножные противоперегрузочные камеры монтируются в единых чехлах с камерами натяжного устройства, а брюшная крепится к комбинезону.

Защита членов экипажей от перегрузок, возникающих в аварийных ситуациях (вынужденная посадка, катапультирование и т. п.), осуществляется привязной системой, которая может быть как элементом катапультного кресла, так и частью защитного снаряжения. Особую опасность в аварийных ситуациях представляют травмы головы, для предотвращения которых служат как гермошлемы, входящие в состав С. э. с высотно-компенсирующим костюмом или скафандром, так и специальные защитные шлемы, имеющие прочную каску с амортизаторами и устройствами для фиксации шлема на голове. Гермошлем или защитный шлем является важным средством защиты от воздействия скоростного напора воздушного потока при катапультировании. Ослаблению действия этого фактора способствуют и другие элементы С. э.

Особые требования предъявляются к С. э. при полётах над водной поверхностью. Снаряжение в этом случае помимо решения всех прочих задач должно в аварийной ситуации обеспечить спасение членов экипажа на воде, то есть гарантировать их плавучесть, устойчивое положение, необходимую теплозащиту. Морской (высотный морской) спасательный комплект, используемый для этих целей, включает водозащитный комбинезон с плавательным воротом и устройством для наполнения его газом, теплозащитный комбинезон. Эффективным средством спасения на воде является скафандр.

Обилие неблагоприятных внешних воздействующих факторов, жёсткие требования к эксплуатационным характеристикам С. э. определяют комплексный подход к его проектированию, благодаря чему один и тот же элемент снаряжения, как правило, выполняет несколько защитных функций.

Наибольшее распространение С. у. получило на магистральных пассажирских самолётах, почти весь полёт которых проходит под управлением САУ. С. у. в этом случае упрощает процедуру взаимодействия лётчика с САУ, обеспечивая ему возможность оперативного вмешательства в управление самолётом при работающей САУ, упрощает процесс пилотирования.