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



Скачать 38.76 Mb.
страница129/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   125   126   127   128   129   130   131   132   ...   170

С. м. и. в классическом исполнении применяются в аэродинамических трубах с гиперзвуковым течением и в установках с плазменными струями, где наблюдается свечение газа и нагретой модели. Методы так называемой лазерной спектроскопии могут применяться также в аэродинамических трубах со сверх-, транс- и дозвуковыми течениями. С. м. и. часто сочетаются с другими оптическими методами исследования течений.

В. А. Яковлев.

спеченные материалы — см. в статье Порошковые материалы.

спираль (первоисточник: греческое sp{{é}}ira — виток) — фигура пилотажа: движение летательного аппарата по отвесной винтовой линии (см. рис.). Может быть восходящей и нисходящей. С., при выполнении которой скорость, крен, угол наклона траектории постоянны и нет скольжения, называют правильной; по крену различают пологую (мелкую) и крутую (глубокую) С. Правильная С. без тяги двигателя, при которой за один виток теряется наименьшая высота, называют наивыгоднейшей.

Спираль.


спиральная устойчивость — стремление летательного аппарата уменьшить угол крена до нуля без вмешательства лётчика. С. у. — составная часть боковой устойчивости — определяется малым действительным корнем (так называемым спиральным корнем) характеристического уравнения линеаризованных уравнений четвёртого порядка бокового возмущённого движения. В зависимости от знака спирального корня спиральное движение может быть устойчивым либо неустойчивым. В случае устойчивого спирального движения угол крена без вмешательства лётчика медленно уменьшается, в случае неустойчивого — медленно увеличивается.

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.



Лит.: Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. М., 1979.

В. И. Кобзев.

Спирин Иван Тимофеевич (1898—1960) — советский военный и полярный навигатор, генерал-лейтенант авиации (1943), проф., доктор географических наук (1938), Герой Советского Союза (1937). Участник Гражданской и Великой Отечественной войн. Окончил Качинскую военную авиационную школу (1922), Высшую Военную академию (1950; позже Военная академия Генштаба Вооружённых Сил СССР). В 1934 в составе экипажа М. М. Громова установил мировой рекорд дальности полёта (12411 км). Участвовал в высадке И. Д. Папанина и его группы на Северный полюс в качестве флаг-штурмана экспедиции (1937), поисках пропавшего самолёта С. А. Леваневского (1937—1938). Занимался теоретическим обоснованием методов самолётовождения в Антарктике, разрабатывал навигационные приборы. Награждён 3 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 1 й степени, Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Портрет см. на стр. 526.

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 cy от угла атаки при его динамическом (1) и статическом (2) изменениях.



стабилизатор (заднее горизонтальное оперение) — аэродинамическая поверхность, предназначенная для обеспечения продольной устойчивости, продольной управляемости летательного аппарата. Иногда С. называется часть горизонтального оперения без руля высоты. С. самолёта располагается на хвостовой части фюзеляжа или на киле (см. рис.) и обычно выполняется неподвижным. При этом продольная управляемость (балансировка и осуществление манёвра) обеспечивается рулём высоты. При переходе от до- к сверхзвуковым скоростям полета эффективность руля высоты (см. Эффективность органов управления) существенно уменьшается, поэтому на манёвренных сверхзвуковых самолётах применяют целиком управляемый С. В этом случае С. используется для обеспечения как манёвра, так и балансировки летательного аппарата. Перекладка С. осуществляется электрическими или гидромеханическими системами, связывающими С. с рычагом управления продольным движением (штурвалом или ручкой управления). Скорость перекладки С. достигает 20—40{{°}}/с.

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.



стабилизация пламени — фиксация зоны горения топлива в камере сгорания воздушно-реактивного двигателя. Так как средняя скорость потока топливовоздушной смеси в основной и форсажных камерах сгорания намного превышает скорость распространения пламени по этой смеси, то С. п. требует формирования в камере локальных зон с пониженной скоростью. Как правило, это зоны с циркуляционным течением. Они создаются в потоке плохо обтекаемыми телами — стабилизаторами, а также вдувом закрученных или втекающих под углом струй воздуха или топливовоздушной смеси. Инициированное электрической искрой (или другим источником) пламя при определенных условиях держится в таких зонах благодаря пониженной скорости течения и циркуляции горячих продуктов горения от ниже расположенной части пламени к месту его стабилизации. С. п. возможна в некотором диапазоне изменения концентрации топлива в смеси (коэффициента избытка воздуха {{}}). При увеличении или уменьшении расхода топлива в камере, выводящем значение {{}} за пределы диапазона устойчивого горения, происходит срыв пламени. Этот диапазон сужается по мере увеличения скорости u и степени турбулентности {{}} потока смеси в камере (см. рис.), а также при понижении давления p и температуры T смеси и уменьшении размера циркуляционной зоны (или стабилизатора) d. При достижении некоторых критических значений этих параметров С. п. становится невозможной при любых значениях {{}}.

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.



Каталог: library
library -> Практикум по дисциплине «Основы организационного управления в информационной сфере»
library -> Лабораторная работа № Изучение микроконтроллера msp430. Последовательный ввод-вывод и измерение температуры
library -> Программа вступительного экзамена для магистерской подготовки по специальности 1-40 80 01
library -> Лабораторная работа № Изучение микроконтроллера msp430. Аналоговый ввод-вывод и коммуникация
library -> Космодром Байконур. Наша гордость или боль?: Проблема крупным планом/Г. Искакова // Индустриальная Караганда. 2002. 19 янв
library -> Системы мониторинга региональных финансов
library -> Н. А. Иванова поведение домохозяйств на рынке труда в трансформационной экономике


Поделитесь с Вашими друзьями:
1   ...   125   126   127   128   129   130   131   132   ...   170


База данных защищена авторским правом ©grazit.ru 2019
обратиться к администрации

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал