Энциклопедия "Авиация" (1998)
Статьи на букву "С" (часть 3, "СИЛ"-"СЛИ")

Статьи на букву "С" (часть 3, "СИЛ"-"СЛИ")

Силаев Иван Степанович

И. С. Силаев Сила́ев 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.

Силантьев Александр Петрович

А. П. Силантьев Сила́нтьев 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.

Силовая установка

Статья большая, находится на отдельной странице.

Силовой набор

Силово́й набо́р 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

М. П. Симонов Си́монов 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 планёры КАИ-6, первые в СССР цельнометаллические рекордные планёры 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.

"Син Мейва"

Рис. 1. Летающая лодка Каваниси H8K2. «Син Ме́йва», «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 время 2-й мировой войны разведывательные летающие лодки H6K с четырьмя поршневыми двигателями (первый полёт в 1936) и H8K (1941, см. рис. 1), 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 (самолёты короткого взлета и посадки) PS-1 (1967, см. рис. 2) для противолодочной обороны и US-1 (1974) для поисково-спасательных операций. Участвует в авиационных программах других японских фирм. Рис. 2. Летающая лодка Син Мейва PS‑1.

"Сингапур Эрлайнс"

Логотип авиакомпании «Сингапу́р Э́рлайнс» (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 млн. пассажиров, пассажирооборот 30,46 млрд. пассажиро-км. Авиационный парк — 39 самолётов.

Синоптические процессы

Синопти́ческие проце́ссы (от греч. synoptikós — 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

Синтети́ческое то́пливо — 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 время 2-й мировой войны. В 1942—1944 общая выработка С. т. на базе твёрдых горючих ископаемых в Германии составила около 5 млн. 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. Литература: Химические вещества из угля, пер. с нем., М., 1980. Г. И. Ковалёв.

Синхронизатор

Синхрониза́тор (от греч. sýnchronos — 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 1-й 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

Статья большая, находится на отдельной странице.

Система автоматического управления ГТД

Статья большая, находится на отдельной странице.

Система жизнеобеспечения

Статья большая, находится на отдельной странице.

Система кондиционирования воздуха

Систе́ма кондициони́рования во́здуха (СКВ) в летательном аппарате — совокупность технических средств для создания и поддержания в наземных условиях и во время полёта параметров воздушной среды, обеспечивающих благоприятные условия для жизнедеятельности экипажа и пассажиров, работы бортового оборудования. СКВ обеспечивает приготовление, перемещение, распределение воздуха, а также контроль, управление и автоматическое регулирование параметров воздушной среды. В современном виде СКВ на летательных аппаратах начали широко применяться с начала 50-х гг. Параметры воздушной среды (температура, давление, относительная влажность, чистота, состав, скорость движения) задаются физиолого-гигиеническими или технологическими требованиями и обеспечиваются наддувом и вентиляцией кабины экипажа, пассажирских салонов, приборных и бытовых отсеков воздухом. В качестве источников воздуха используются компрессоры силовой установки либо кабинные нагнетатели с приводом от электродвигателей или вспомогательной силовой установки. Уровень температуры, до которой охлаждается воздух в теплообменных агрегатах, зависит от типа, назначения, режима полёта летательного аппарата, температуры воздуха у земли (см. Система жизнеобеспечения). В СКВ наиболее часто используются различные комбинации методов охлаждения воздуха: передача теплоты атмосферному воздуху или более холодной жидкости (например, топливу) в теплообменнике; расширение сжатого воздуха в турбохолодильнике; передача теплоты испаряющемуся хладагенту в холодильных установках замкнутого типа. Кондиционированных воздух отводит из гермокабины и технических отсеков избытки теплоты и продукты жизнедеятельности. В состав бортовой СКВ обычно входят: тепло- и массообменные агрегаты (теплообменники, турбохолодильники, осушители, увлажнители и т. п.) аппаратура управления и автоматического регулирования (датчики, преобразователи, коммутаторы, блоки управления, запорные, регулирующие краны, заслонки); система распределения воздуха (трубопроводы, короба, клапаны); аппаратура контроля работы СКВ и сигнализации отказов (датчики, преобразователи); вспомогательное оборудование (озонаторы, глушители, вентиляторы, поглотители, фильтры и т. д.). Надёжная и устойчивая работа СКВ обеспечивается дублированием ряда агрегатов, в частности в системе регулирования давления, и высокой степенью автоматизации управления системы. Для повышения экономичности СКВ используется рециркуляция воздуха. Доля рециркуляционного воздуха может изменяться (в зависимости от типа и назначения летательного аппарата) от 0 в СКВ открытого до 1 в СКВ замкнутого типа. В СКВ замкнутого типа воздух в гермокабину подаётся лишь для компенсации утечек, парциальное давление кислорода поддерживается в необходимых пределах подачей его от баллонов или газификаторов. И. А. Копчиков.

Система отображения информации

Статья большая, находится на отдельной странице.

Система сбора полётной информации

Систе́ма сбо́ра полётной информа́ции на летательном аппарате — устанавливается для регистрации параметров полёта, работы силовых установок, систем управления, энергопитания, жизнеобеспечения и т. п., работоспособность которых влияет на успешное проведение полёта, а также переговоров экипажа. Получаемая информация обрабатывается непосредственно на борту летательного аппарата в полёте или на земле после завершения полёта. Полученные результаты используются для контроля (технической диагностики и прогнозирования) технического состояния систем; для оценки правильности и полноты выполнения экипажем наставлений и руководств по лётной эксплуатации; для определения причин лётных происшествий при их расследовании; для накопления статистической информации по лётной эксплуатации летательного аппарата и уточнения нормативно-технической документации. С. с. п. и. состоит из технических устройств, обеспечивающих получение необходимых сигналов от контролируемых систем, преобразование этих сигналов и их последующую регистрацию на бортовом накопителе. В зависимости от характера и особенностей контролируемых систем регистрация параметров производится непрерывно или дискретно (например, при включении или выключении устройств).

Система улучшения устойчивости и управляемости

Статья большая, находится на отдельной странице.

Системы координат

Статья большая, находится на отдельной странице.

Скачок конденсации

Скачо́к конденса́ции — область интенсивной конденсации (фазового перехода газ — жидкость), возникающая в ускоряющемся потоке газа, параметры термодинамического состояния которого перешли через кривую фазового равновесия. С. к. является следствием запаздывания конденсации из-за недостаточного количества так называемых центров конденсации в объёме газа (если таких центров достаточно, то конденсация начинается непосредственно от кривой фазового перехода и С. к. не образуется). В аэродинамических трубах это явление было зафиксировано при конденсации водяного пара в трансзвуковом потоке воздуха (Л. Прандтль, 1935) в виде возмущений, которые напоминали косые скачки уплотнения и по аналогии с ними получили своё название. Современные аэродинамические трубы оборудуются специальными установками для осушения воздуха. В аэродинамических трубах с гиперзвуковыми потоками возможна конденсация основных компонентов воздуха, в связи с чем в них устанавливают подогреватели рабочего газа. Газодинамическое проявление С. к. зависит от скорости расширения потока и теплофизических параметров среды. Например, при возникновении С. к. в области небольших сверхзвуковых скоростей локальный теплоподвод может перевести сверхзвуковой поток в дозвуковой с образованием нестационарной ударной волны и реализацией автоколебательного состояния течения. В гиперзвуковом потоке однокомпонентного газа С. к. проявляется в изменении градиентов давления, плотности и скорости, причём наблюдается значительное запаздывание конденсации. Последнее явление может использоваться для расширения рабочих диапазонов аэродинамических труб. Литература: Дейч М. Е., Филиппов Г. А., Газодинамика двухфазных сред, 2 изд., М., 1981.

Скачок уплотнения

Скачо́к уплотне́ния. В отечественной литре С. у. обычно называют ударную волну, неподвижную в выбранной для рассматриваемой задачи системе координат.

Скольжение

Скольже́ние летательного аппарата — движение летательного аппарата, при котором вектор его скорости не лежит в плоскости симметрии летательного аппарата; характеризуется углом скольжения β — углом между направлением скорости и плоскостью OXY связанной системы координат летательного аппарата. Угол β считается положительным, если проекция скорости на поперечную ось положительна. С. возникает при полётах с боковым ветром, при отказе двигателей, в разворотах и т. д. С. может быть преднамеренным и непреднамеренным. Например, С. используют для выдерживания прямолинейного полёта по глиссаде при заходе на посадку при боковом ветре, при прицеливании по воздушной или наземной цели. В некоторых случаях С. недопустимо, например, при координированном развороте. Непреднамеренное С. обычно возникает при ошибках в пилотировании. 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.

Скольжения принцип

Статья большая, находится на отдельной странице.

Скольжения условия

Скольже́ния усло́вия граничные — граничные условия на поверхности тела, в которых касательная к обтекаемой поверхности составляющая вектора скорости газа не равна касательной составляющей скорости элемента поверхности. С. у. применяются при исследовании течений слабо разреженного газа на основе Навье—Стокса уравнений, когда граничные условия прилипания (скорость прилегающего газа относительно поверхности равна нулю) неприменимы; вместо них используются С. у. В системе координат, связанной с элементом изотропной поверхности, С. у. имеют вид (при xn = 0): . Здесь xτ, xn, uτ, un — 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; λ — средняя длина свободного пробега молекул; а — скорость звука; Т — температура газа; Tω — 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 uτ, пропорционален Кнудсена числу Kn [при Kn→0 справедливо граничное условие прилипания: u(xn = 0) = 0]. В задачах аэродинамики обычно учитывается только первый член в правой части уравнения, так как температура поверхности Tω 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 Kn→0) методов решения краевых задач для кинетических уравнений. Литература: См. при статье Разреженных газов динамика. В. С. Галкин.

Скоморохов Николай Михайлович

Н. М. Скоморохов Скоморо́хов Николай Михайлович (р. 1920) — советский военачальник, маршал авиации (1981), заслуженный военный лётчик СССР (1971), дважды Герой Советского Союза (дважды 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил Батайскую авиационную школу пилотов (1942), Военную академию имени М. В. Фрунзе (1949), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1958). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны (с ноября 1942) был старшим пилотом, командиром звена, командиром эскадрильи истребительных авиаполков. Совершил 605 боевых вылетов, сбил лично 46 и в составе группы 8 самолётов противника. После войны на ответственных должностях в ВВС. С 1973 начальник Военно-воздушной академии имени Ю. А. Гагарина. Депутат ВС СССР в 1963—1974. Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, 5 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденами Красной Звезды, «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3-й степени, медалями, а также иностранными орденами. Бронзовый бюст в с. Белогорское Саратовской области. Сочинения: Боем живет истребитель, М., 1981. Литература: Высоцкий А., В воздухе Скоморохов, в кн.: Революционный держите шаг, в. 7, М., 1976.

Скориков Григорий Петрович

Г. П. Скориков Ско́риков Григорий Петрович (р. 1920) — советский военачальник, маршал авиации (1980). В Советской Армии с 1937. Окончил Тамбовское кавалерийское училище (1939), Харьковское военное авиационное училище штабных командиров (1942), Военную академию имени М. В. Фрунзе (1948), Высшую Военную академию (1957; позднее Военная академия Генштаба Вооружённых Сил СССР). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был помощником начальника оперативного отделения штаба авиадивизии, помощником начальника оперативно-разведывательного отделения штаба дивизии, офицером штаба корпуса. После войны начальник управления — заместитель начальника Главного штаба войск ПВО страны (1962—1968), начальник штаба Воздушной армии (1968—1971), 1-й заместитель начальника Главного штаба ВВС (1971—1972), заместитель начальника и начальник Главного управления Генштаба (1972—1978), начальник Главного штаба ВВС (1978—1985), затем в группе генеральных инспекторов МО СССР. Награждён орденами Октябрьской Революции, Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Отечественной войны 2-й степени, 3 орденами Красной Звезды, орденом «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3-й степени, медалями, а также иностранными орденами.

Скороподъёмность

Скороподъёмность — скорость набора высоты летательным аппаратом; важная лётно-техническая характеристика самолёта (вертолёта), определяющая его манёвренные возможности в вертикальной плоскости. Характеризуется вертикальной скоростью Vy = VsinΘ, где Θ — максимальный угол наклона траектории для текущих значений скорости V и высоты полёта, при котором силы, действующие на летательный аппарат, могут быть уравновешены. Для каждой высоты полёта существует скорость, при которой С. достигает максимального значения. Сверхзвуковые самолёты могут иметь два максимума С. — на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. В некоторых случаях для оценки С. используют значение dE/dt производной удельной энергии E по времени t, которую называют энергетической скороподъёмностью. Для самолётов с малой тяговооружённостью (0,3—0,5) С. и энергетическая С. практически одинаковы. Наибольшую С. имеют истребители, для которых преимущество в вертикальном манёвре весьма важно в воздушном бою и при перехвате воздушных целей. Увеличение С. достигается уменьшением сопротивления аэродинамического и увеличением тяговооружённости летательного аппарата. В полёте С. измеряется вариометром. Б. Х. Давидсон.

Скоростной напор

Скоростно́й напо́р — величина, равная половине произведения плотности ρ жидкости или газа на квадрат скорости V потока: q = 1/2ρV2. В зарубежной, а часто и в отечественной литературе эту величину называют динамическим давлением, так как она входит как слагаемое в Бернулли уравнение. С. н., вычисленный по параметрам набегающего потока, в аэро- и гидродинамике обычно служит в качестве характерного масштаба давления гидродинамического и используется при определении аэродинамических коэффициентов.

Скорострельность

Скоростре́льность — способность оружия производить определенное число выстрелов в единицу времени. Различают С. техническую (темп стрельбы) и практическую (боевую). Техническая С. определяется временем цикла автоматики оружия и характеризует интенсивность её функционирования. Конкретная схема оружия характеризуется технической С., которая ограничивается живучестью стволов (в одноствольных схемах), динамическими нагрузками на звенья автоматики и патрон (в одноствольных и некоторых двуствольных системах), прочностью патронной ленты или мощностью привода автоматики (в многоствольных системах). Для характерных схем 30-мм авиационных пушек предельная техническая С. достигает значений: одноствольная схема — 1800, двуствольная — 3500, многоствольная (6 стволов) — 7000 (ограничение по динамическим нагрузкам на ленту) выстрелов в 1 мин. 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.

Скорость

Ско́рость летательного аппарата. Применительно к решаемым задачам, областям применения и т. п. в авиации введен ряд различных определений С. Непосредственно под термином «С.» летательного аппарата понимают скорость движения летательного аппарата (его центра масс) относительно воздушной среды, не возмущенной самим летательным аппаратом. Использование вместо термина «С.» применявшегося ранее термина «воздушная скорость» не рекомендуется. В зависимости от соотношения С. набегающего потока и скорости звука в данных условиях выделяют дозвуковую скорость, околозвуковую скорость, сверхзвуковую скорость и гиперзвуковую скорость. Диапазон возможных и допустимых в эксплуатации С. полёта ограничен сверху и снизу максимальной скоростью, эволютивной скоростью, минимальной скоростью. При рассмотрении лётно-технических характеристик летательного аппарата используют понятия вертикальная скорость, экономическая скорость и др. С точки зрения обеспечения безопасности полётов введены понятия скорость принятия решения, безопасная скорость взлёта и т. п. Существуют понятия С., отражающие момент или этап полёта, например, скорость отрыва, посадочная скорость, С. выпуска закрылков. При решении задач навигации важное значение имеют земная скорость, путевая скорость. Для обеспечения регулярности полётов гражданских летательных аппаратов существенно значение технической скорости. При описании критических режимов летательного аппарата вводят свои характерные С., например, скорость реверса. При измерении С. летательного аппарата посредством установленных на его борту приёмников воздушных давлений различают индикаторную скорость, приборную скорость и истинную С., отличающиеся поправками на сжимаемость воздуха, его плотность и др. Истинная С. используется при определении характеристик летательного аппарата, а приборная и индикаторная — главным образом при задании требований к выполнению полёта.

Скорость звука

Ско́рость зву́ка — скорость распространения (относительно среды) малых возмущений давления. В совершенном газе (например, в воздухе при умеренных температурах и давлении) С. з. не зависит от характера распространяющегося малого возмущения и одинакова как для монохроматических колебаний различной частоты ω, так и для слабых ударных волн. В совершенном газе в рассматриваемой точке пространства С. з. а зависит только от состава газа и его абсолютной температуры Т: a = (dp/dρ)1/2 = (γp/ρ)1/2 = (γRT/μ)1/2, где dp/dρ — производная давления по плотности для изоэнтропического процесса, γ — показатель адиабаты, R — универсальная газовая постоянная, μ — молекулярная масса (в воздухе a≈20,1T1/2 м/с, при 0°C a = 332 м/с). 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 ω. Высокочастотные колебания (ωτ→∞, τ — время релаксации) распространяются с замороженной С. з. af, низкочастотные (ωτ→0) — с равновесной С. з. ae, причём af > ae. Отличие af от ae как правило, невелико (в воздухе при Т = 6000 K и p = 105 Па оно составляет около 15%). В жидкостях С. з. значительно выше, чем в газе (в воде a≈1500 м/с).

Скорость отрыва

Ско́рость отры́ва — скорость самолёта момент отрыва его опорных устройств от поверхности взлетно-посадочной полосы по окончании разбега. Основным параметром, определяющим значение С. о., является отношение удельной нагрузки на крыло к коэффициенту подъёмной силы (см. Аэродинамические коэффициенты); с уменьшением этого отношения С. о. уменьшается. С уменьшением С. о. сокращается потребная для взлёта длина взлетно-посадочной полосы. Минимальная С. о. устанавливается разработчиком самолёта и определяется при лётных испытаниях путём постепенного уменьшения С. о. до предельно малой, при которой ещё безопасно производить отрыв самолёта от взлетно-посадочной полосы и продолжать взлёт без применения особых методов пилотирования. Для уменьшения С. о. на самолётах широко применяются механизация крыла и энергетическая механизация крыла.

Скорость принятия решения

Ско́рость приня́тия реше́ния — наибольшая скорость разбега многодвигательного самолёта, при которой в случае отказа двигателя критического возможно как безопасное прекращение, так и безопасное продолжение влёта. С. п. р. не может быть меньше минимальной эволютивной скорости разбега и больше скорости при которой происходит отрыв от взлетно-посадочной полосы передней стойки шасси. При обнаружении отказа двигателя на скорости, меньшей или равной С. п. р., командир корабля обязан прекратить взлёт. При обнаружении отказа двигателя на скорости, большей С. п. р., взлёт продолжается. См. также статью Продолженный взлёт, Прерванный взлёт.

Скос потока

Статья большая, находится на отдельной странице.

Скржинский Николай Кириллович

Н. К. Скрижинский Скржи́нский 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.), 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. Экспериментальный автожир КАСКР‑1.

Скрипко Николай Семёнович

Н. С. Скрипко Скрипко́ 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. Сочинения: По целям ближним и дальним, М., 1981.

Скула

Скула лодки гидросамолёта. скула́ 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.

След аэродинамический

Аэродинамический след за летящим со сверхзвуковой скоростью конусообразным телом. след аэродинами́ческий — область вихревого течения за летящим самолётом или другим летательным аппаратом (см. рис.). Характерной чертой любого течения жидкости или газообразной среды является малая скорость затухания возмущений в следе далеко за обтекаемым телом. Например, при дозвуковом обтекании профиля крыла самолёта скорость среды V приближается к своему значению в набегающем потоке V∞ по закону: разность V – V∞ пропорциональна r‑1, где r — расстояние от профиля. Исключение составляет ось следа, где V – V∞ пропорциональна r‑1/2. Вихревое течение в следе — одно из наиболее сложных явлений гидродинамики. В зависимости от Рейнольдса числа и Маха числа здесь могут реализоваться различной формы движения среды. Условно след делят на две части — ближний след и дальний след. Ближний след непосредственно примыкает к обтекаемому телу и характеризуется тем, что давление в нём существенно отличается от давления в набегающем потоке. Как правило, движение среды здесь является нестационарным и носит черты отрывного течения, то есть содержит область возвратных токов. В дальнем следе давление быстро выравнивается с давлением в невозмущенном потоке. Выравнивание скорости происходит несравненно более медленно. Например, в следе за летящим самолётом возмущения скорости могут распространяться на несколько километров. На практике стремятся уменьшить интенсивность (амплитуду возмущения) С. а., так как она существенно влияет на сопротивление аэродинамическое. Литература: Чжен П. К., Отрывные течения, пер. с англ., т. 2, М., 1973. А. И. Рубан.

Слепнёв Маврикий Трофимович

М. Т. Слепнёв Слепнёв Маврикий Трофимович (1896—1965) — советский лётчик, полковник, один из первых Героев Советского Союза (1934). Окончил школу прапорщиков (1915), Гатчинскую военную авиационную школу (1917), 1-ю Высшую школу военных лётчиков (1923), Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1936; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского), курсы усовершенствования при Академии Генштаба (1941). В Советской Армии с 1918. Участник 1-й мировой, Гражданской и Великой Отечественной войн. С 1925 лётчик ГВФ, участник освоения воздушных линий в Средней Азии, на Дальнем Востоке и в Арктике. В 1934 участвовал в спасении экспедиции парохода «Челюскин». С 1936 заместитель, в 1937—1939 начальник Главной инспекции ГВФ, одновременно, с 1937 командир эскадры дирижаблей. С 1939 начальник Академии ГВФ. Во время Великой Отечественной войны был заместитель командира авиабригады ВВС Черноморского флота, работал в Главном управлении ВВС ВМФ и Главном штабе ВМФ. Награждён 2 орденами Ленина, орденом Красного Знамени, медалями. Сочинения: Первые Герои Советского Союза, М., 1955. Литература: Водопьянов М. В., Повесть о первых героях, 2 изд., М., 1980.

Слив топлива

Слив то́плива аварийный — слив топлива в полёте с целью уменьшения полётной массы самолёта до допустимой посадочной, ограниченной прочностью шасси. Если максимальная взлётная масса превышает допустимую посадочную массу, самолёт должен иметь систему С. т. с расходом 1000—2000 л/мин. Нормами лётной годности в СССР была установлена продолжительность С. т.: не более 7 мин при сливе до 10 000 л; не более 12 мин при сливе до 20 000 л; не более 15 мин при сливе до 30 000 л; при сливе более 30 000 л расход топлива должен быть не менее 2000 л/мин. Слив производится с помощью электронасосов, установленных в топливных баках. Органы управления С. т. находятся на панели управления топливной системой в кабине экипажа. Конструктивное выполнение системы С. т. должно быть таким, чтобы нельзя было слить топливо ниже уровня резервного запаса и в любой момент можно было бы прекратить слив. При сливе топлива не должны создаваться пожарная опасность и затрудняться управление самолётом. Работоспособность системы обязательно проверяется при лётных испытаниях самолёта.