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



Скачать 38.76 Mb.
страница128/170
Дата07.03.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   124   125   126   127   128   129   130   131   ...   170

С. о в. с. определяют прежде всего права на полёты, ими устанавливаются «договорные линии», которые каждое государство разрешает эксплуатировать авиапредприятию транспортному, назначенному другим государством, и перечень коммерческих прав («свобод воздуха») на осуществление перевозок по этим линиям. Договорные линии могут включать пункты посадки: на своей территории, промежуточные пункты в странах на маршруте полёта, на территории партнёра по соглашению и в третьих странах — за пределами этой территории.

С. о в. с. содержат также условия, соблюдение которых необходимо для начала эксплуатации договорных линий, положения об освобождении от обложения таможенными пошлинами воздушных судов, топлива, имущества и оборудования, предназначенных для эксплуатации договорных линий, и о распространении на воздушные суда, экипажи, пассажиров и грузы законов и правил страны, на территории которой они находятся. С. о в. с. регламентируют вопросы бортовой документации воздушных судов и свидетельств членов экипажей, которые взаимно признаются действительными на территории обеих сторон договора, определяют порядок расследования авиационного происшествия, обеспечения безопасности полётов, согласования тарифов на воздушные перевозки и распределения объёмов перевозок, предусматривают создание на взаимной основе представительств иностранных авиатранспортных предприятий и др.

Попытка создать типовое С. о в. с. была предпринята на Чикагской конференции 1944, на которой был утверждён его типовой образец. Он был расширен и уточнён в «Страсбургском проекте», одобренном ИКАО в 1959. Большое влияние на практику заключения С. о в. с. имело также соглашение 1946 между США и Великобританией, известное как Бермуды 1 (заменено соглашением 1977 — Бермуды 2).

СССР при заключении С. о в. с. учитывал положения указанных типовых проектов. Вместе с тем, исходя из принципов взаимной выгоды и уважения интересов сторон, при выработке конкретных условий соглашений СССР вносил в них соответствующие изменения и дополнения.

В. С. Грязнов.

«Cоко» (SOKO) — авиастроительное предприятие Югославии. Образовано в 1951. Совместно с румынским предприятием ИАв «Крайова» разработало и производило истребитель-бомбардировщик J-22 «Орао» (в Румынии имеет обозначение IAR-93; см. рис. в таблице XXXVII). Выпускало учебно-тренировочный и лёгкий ударный самолёт G-4 «Супер Галеб» с турбореактивным двигателем (первый полёт в 1978), по лицензии — французский вертолёт Аэроспасьяль SA 342 «Газель».

Соколовский Олег Викторович (1916—1949) — советский лётчик-испытатель, капитан. Окончил Борисоглебскую школу военных лётчиков (1940) и остался в ней лётчиком-инструктором. Участник Великой Отечественной войны. С 1944 командир авиаотряда Руставской школы военных лётчиков. С 1945 командир звена Высшей офицерской авиационной школы воздушного боя ВВС. С 1947 заместитель командира эскадрильи Высших офицерских лётно-тактических курсов ВВС. С 1948 на испытательной работе. Провёл заводские испытания реактивного истребителя ЛА-176. 26 декабря 1948 впервые в СССР достиг на ЛА-176 скорости, равной скорости звука. Погиб при испытании самолёта. Награждён орденом Красного Знамени, медалями.

О. В. Соколовский.



солнечный самолет — термин, употребляемый применительно к самолёту, силовая установка которого использует световую энергию солнечного излучений и состоит из фотоэлектрического генератора (солнечных батарей), электродвигателя и приводимого им во вращение воздушного винта. В 70 х гг. был создан ряд лёгких экспериментальных С. с., из которых выделялся «Солар челленджер» американского конструктора П. Мак-Криди (рис. в таблице XXXVIII). Длина самолёта 8,84 м, размах крыла 14,3 м, взлётная масса (включая пилота) 156 кг. Солнечные батареи, расположенные на верхней поверхности крыла и стабилизатора, занимают 68% площади самолёта в плане и развивают в наиболее благоприятных условиях освещённости мощность на уровне моря 2,55 кВт. Масса силовой установки в целом около 30 кг. В июле 1981 на этом С. с. совершён перелет Париж — Лондон (протяжённость маршрута 368 км, средняя скорость 68,5 км/ч, максимальная высота полёта 3570 м).

В беспилотном варианте и при наличии на борту аккумуляторов для накопления энергии, вырабатываемой в светлое время суток, С. с. способен выполнять полёты продолжительностью в несколько месяцев на больших высотах в целях картографирования местности, ведения различного рода наблюдений и решения других специфических задач.



Соловьев Евгений Степанович (1931—1978) — советский лётчик-испытатель, заслуженный летчик-испытатель СССР (1973), Герой Советского Союза (1966). Окончил Чугуевское (Харьковское) высшее авиационное училище лётчиков (1952). Работал лётчиком-инструктором, служил в частях ВВС. В 1958 окончил школу лётчиков-испытателей и работал лётчиком-испытателем в ЛИИ, с 1959 в ОКБ П. О. Сухого, где был одним из ведущих лётчиков-испытателей. Участвовал в испытаниях более 60 типов самолётов, в том числе Су, Як, МиГ, Ил, Ту и Ан. Погиб при выполнении испытательного полёта. Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, Красного Знамени, Трудового Красного Знамени, медалями.

Е. С. Соловьев.



Соловьев Павел Александрович (р. 1917) — советский конструктор авиационных двигателей, член-корреспондент АН СССР (1981), профессор (1960), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1973), Герой Социалистического Труда (1966). Окончил Рыбинский авиационный институт (1940). В 1940—1953 работал в ОКБ А. Д. Швецова. С 1953 главный конструктор этого ОКБ, в 1981—1989 генеральный конструктор. Под руководством С. разработаны первый советский вертолётный газотурбинный двигатель Д-25В, первый советский турбореактивный двухконтурный двигатель Д-20П, высоко-экономичные турбореактивные двухконтурные двигатели Д-30КУ, Д-30КП, ПС-90. Депутат ВС СССР в 1970—1989. Ленинская премия (1978), Государственная премия СССР (1968). Награждён 4 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями. См. статью АШ.

П. А. Соловьев.



«Сондерс-Ро», «Саундерс-Ро» (Saunders-Roe), — авиационная фирма Великобритании. Образована в 1928, в 1959 вошла в состав фирмы «Уэстленд». Специализировалась на производстве летающих лодок. Построила первую в мире реактивную летающую лодку SR А/1 (первый полёт в 1947), пассажирскую летающую лодку «Принцесса» на 220 мест (1952), экспериментальный истребитель-перехватчик с комбинированной силовой установкой (турбореактивный двигатель и жидкостный ракетный двигатель) SR 53 (1957). В 50 х гг. вела производство вертолётов «Скитер» (1948), разработала вертолёт «Уосп»/«Скаут» (1959; см. рис. в таблице XXXII).

соосный винт — два воздушных (несущих) винта, расположенных непосредственно один за другим на соосных валах и вращающихся в противоположных направлениях (см. рис.). У С. в. при больших относительный поступях винта потери мощности, вызываемые закручиванием воздушной среды, меньше чем у невзаимодействующих винтов (объясняется тем, что второй винт снижает закручивание, вызываемое первым винтом). Применение С. в. позволяет благодаря увеличению общего числа лопастей снимать большую мощность с двигателя, тем самым повышая полный кпд силовой установки. С. в. на вертолёте позволяет, кроме того, отказаться от установки рулевого винта.

Соосный винт самолёта Ан-22 «Антей».



Сопвич, Сопуит (Sopwith), Томас Октейв Мёрдок (1888—1989) — один из пионеров авиации в Великобритании. В 1910 получил свидетельство пилота и стал видным лётчиком-спортсменом и испытателем. В 1912 основал лётную школу, но с 1913 сосредоточился на разработке и производстве самолётов, создав свою фирму в Кингстоне-он-Темс (см. «Сопвич»). В 1914 его биплан «Таблоид», переоборудованный в гидросамолёт, выиграл Шнейдера кубок. В годы Первой мировой войны фирма в больших количествах выпускала истребители. С 1920 С. возглавлял фирму «Хокер» (новое название фирмы «Сопвич», данное в честь её летчика-испытателя Г. Хокера), а впоследствии (с 1935) — концерн «Хокер Сидли».

«Сопвич» (Sopwith Aviation Co.) — самолётостроительная фирма Великобритании. Создана в 1913 Т. О. М. Сопвичем, в 1920 название фирмы изменено на «Хокер». Известна главным образом своими истребителями времён Первой мировой войны. Разработала и выпускала военные самолёты, в том числе разведчик и лёгкий бомбардировщик «Таблоид» (первый полёт в 1913), истребитель-гидросамолёт «Вэби» (1914), истребители «1½-Страттер» (1915, выпущено 5720), «Пап» (1916, построено 1770), «Трайплейн» («Триплан», 1916, см. рис. в таблице VIII), «Кэмел» (1917, построено около 5500, лётчики этих самолётов сбили 1294 самолёта противника, см. рис. в таблице VIII), «Снайп» (1918, построено около 1,5 тысяч, после войны был стандартным истребителем ВВС Великобритании), палубный торпедоносец «Куку» (1918).

сопло — профилированный канал (насадок), служащий для разгона рабочей среды (газа, жидкости) посредством преобразования её внутренней (тепловой) энергии и потенциальной энергии давления в кинетическую. Как конструктивный элемент С. используется в различных технических устройствах: турбинах (см. Сопловой аппарат турбины), реактивных двигателях (см. Реактивное сопло), аэродинамических трубах, эжекторах, форсунках топливных и т. д. Для получения сверхзвуковой скорости в газовом С. площадь его сечения по длине должна сначала уменьшаться, а затем возрастать (см. Лаваля сопло).

сопловой аппарат турбины — лопаточный венец, ограниченный поверхностями, образованными полками по торцам лопаток, неподвижно закреплённый в корпусе турбины (см. рис.). В С. а. т. происходит расширение газа, при котором потенциальная энергия сжатого горячего газа преобразуется в кинетическую, поэтому его давление и температура уменьшаются, а скорость потока увеличивается. Кроме того, газовый поток закручивается по направлению вращения рабочего колеса. Межлопаточные каналы соплового аппарата турбины имеют уменьшающуюся по потоку газа площадь проходного сечения, на выходе из каналов поток, как правило, достигает около- или сверхзвуковой скорости. Газодинамическая эффективность работы С. а. т. оценивается коэффициентом скорости (отношение действительной скорости истечения газа из С. а. т. к адиабатической скорости), равным 0,96—0,98. В современных высокотемпературных газовых турбинах лопатки и торцовые поверхности С. а. т. охлаждаются изнутри воздухом, причём наиболее интенсивно — сопловой аппарат первой ступени. Утечки охлаждающего воздуха по стыкам торцовых полок сопловых лопаток ухудшают тепловое состояние лопаток и снижают газодинамический эффективность С. а. т. Уплотнения на его внутренних торцевых поверхностях препятствуют перетеканию газа под лопаточными венцами.

Во многих конструкциях С. а. т. через полые сопловые лопатки проходят силовые стойки опоры турбины и коммуникации масляной системы. Лопатки С. а. т. изготовляются из жаропрочных жаростойких сплавов методом литья по выплавляемым моделям.



Лит.: Абианц В. X., Теория авиационных газовых турбин, 3 изд., М., 1979.

Б. А. Пономарёв.

Конструктивная схема соплового аппарата турбины: 1 — наружный корпус турбины; 2 — силовая шпилька; 3 — сопловая лопатка; 4 — торцовые полки; 5 — внутренний корпус турбины; 6 — жаровая труба камеры сгорания.



сопротивление аэродинамическое — проекция главного вектора аэродинамических сил (см. Аэродинамические силы и моменты), приложенных к обтекаемой поверхности тела, на направление его движения. Термин «сопротивление» первоначально (вплоть до начала XX в.) употреблялся для обозначения главного вектора аэродинамических сил, а его проекция на направление потока называется лобовым сопротивлением. Проблема С. а. — одна из главных проблем аэродинамики.

При движении тела с его стороны на среду (жидкость, газ) действует сила, которая, согласно закону Ньютона, равна по значению и противоположна по направлению С. а.; эта сила, в отличие от подъёмной силы, совершает работу и сообщает жидкости (газу) определенную энергию, которая рассеивается в вязкой среде. С. а., в конечном счёте, обусловлено действием сил трения и процессами диссипации механической (кинетической) энергии движения среды, то есть необратимыми процессами перехода механической энергии в тепловую.



С. а. X состоит из сопротивления давления XD, представляющего собой интеграл по обтекаемой поверхности проекции нормальных напряжений на направление движения и сопротивления трения Х{{}} представляющего собой интеграл по обтекаемой поверхности проекции касательных напряжений на то же направление. Сопротивление трения (СТ) зависит от характера движения среды в поверхностном слое (ламинарное, переходное или турбулентное течение) и Рейнольдса числа Re, уменьшаясь по мере роста значения Re.

С. а. и его составляющие можно непосредственно определить экспериментальным путём: значение X определяется, например, по результатам весовых измерений при испытаниях в аэродинамических трубах, значение XD вычисляется по распределению давления, измеренного с помощью дренажных отверстий на обтекаемой поверхности, а значение X{{}} = Х - XD. Обе составляющие С. а. связаны друг с другом и зависят от многих факторов, характеризующих режим движения тела и его конфигурацию. Тем не менее в аэродинамике выделяются различные компоненты сопротивления давления (СД), поскольку в авиации, как правило, приходится иметь дело с движением летательного аппарата при больших числах Рейнольдса, когда действие сил трения проявляется существенным образом только в тонком пограничном слое, примыкающем к поверхности тела, а основной внешний поток можно считать невязким.

Согласно Д'Аламбера — Эйлера парадоксу С. а. любого тела в однородном стационарном потоке идеальной (невязкой) несжимаемой жидкости равно нулю. Вопреки этому в реально наблюдаемых течениях даже очень маловязких жидкостей С. а. может быть достаточно велико, например, С. а. сферы, отнесённое к скоростному напору и площади большого круга, есть величина порядка единицы. Отметим, что при нестационарном движении тело обладает С. а., которое возникает за счёт ускорения некоторой части окружающей тело среды (см. Присоединённая масса); этот компонент СД имеет место и при движении в идеальной среде. Поэтому ниже всюду речь будет идти только о стационарном движении тела.

Разрешение парадокса Д'Аламбера — Эйлера было дано в 1904 Л. Прандтлем, установившим, что сколь угодно малая вязкость среды при определенных условиях может приводить к полной перестройке течения по сравнению с теоретической картиной, соответствующей безотрывному движению идеальной жидкости. Причиной такой перестройки, состоящей в переходе от безотрывной формы обтекания к отрывной, является действие сил внутреннего трения в пограничном слое.

Рассмотрим крыло бесконечного размаха (профиль) в потоке несжимаемой вязкой жидкости. При движении профиля вблизи его поверхности образуется пограничный слой, который определяет СТ профиля. Наличие пограничного слоя приводит к оттеснению струек тока от поверхности профиля и образованию за ним следа аэродинамического. В результате обтекается как бы новый контур, состоящий из утолщённого тела и вязкого следа за ним. Вдоль такого контура поток тормозится меньше, и давление в кормовой части профиля не восстанавливается до значения, соответствующего обтеканию его невязким потоком. Устанавливающееся при этом распределение давления на поверхности профиля определяет СД, значение которого зависит от толщины и формы контура профиля, поэтому его часто называют сопротивлением формы (СФ). Сумма сопротивлений формы и трения представляет собой профильное сопротивление (ПС), которое в данном случае совпадает с С. а. У относительно тонких профилей с острой задней кромкой (хорошо обтекаемые профили), которые на малых углах атаки обтекаются практически без отрыва потока и которые нашли широкое применение в авиации, СФ составляет небольшую часть ПС (рис. 1); при возрастании числа Рейнольдса ПС уменьшается. За плохо обтекаемыми телами образуется область развитого отрывного течения, что обусловливает СД, намного большее СТ. В качестве примера на рис. 2 в одном масштабе показаны хорошо обтекаемый профиль и круговой цилиндр, обладающие одинаковым С. а. При больших числах Рейнольдса ламинарное течение из-за неустойчивости переходит в турбулентное. Турбулентный пограничный слой по сравнению с ламинарным может выдержать большие перепады давления. Это приводит к смещению точки отрыва пограничного слоя вниз по потоку (рис. 3), сокращению поперечного размера срывной зоны и резкому уменьшению ПС, хотя СТ при этом возрастает (см. Кризис сопротивления).

Для крыльев конечного размаха, а также для любых пространственных тел конечных размеров, наряду с рассмотренным выше, имеется и другой механизм образования сопротивления, поэтому при распространении понятий «сопротивление форм» и «профильное сопротивление» на пространств, случай обычно определяют их для условий обтекания при нулевой подъёмной силе (коэффициент подъёмной силы cy = 0). При наличии подъёмной силы (cy {{}} 0) образующаяся за телом вихревая пелена вызывает появление индуктивного сопротивления (ИС), являющегося частью СД (коэффициент ИС cxi пропорционален cy2). Механизм возникновения ИС связан с тем, что непрерывно порождаемая телом вихревая пелена индуцирует движение всё новых масс среды, то есть имеет место непрерывное увеличение кинетической энергии потока, а это возможно только при работе силы сопротивления, отличной от нуля. Этот механизм ИС может быть объяснён в рамках теории идеальной жидкости, хотя следует помнить, что в действительности генерация завихренности на поверхности тела и её диссипация в потоке обусловлены действием вязкости среды.

При больших дозвуковых скоростях полёта начинает проявляться сжимаемость воздуха, и при некотором критическом Маха числе M* на обтекаемой поверхности тела скорость потока достигает скорости, равной местной скорости звука. При числах Маха M* > M{{}} около тела образуются местные зоны сверхзвукового течения, которые замыкаются узкими областями с большими градиентами газодинамических переменных — скачками уплотнения. В этих скачках существенно действие вязкости и теплопроводности, в результате чего происходит необратимый переход части кинетической энергии в тепловую, что обусловливает появление волнового сопротивления, являющегося частью СД. В рамках идеального газа этот механизм образования сопротивления воспроизводится в теории ударных волн. Замыкающие скачки уплотнения часто вызывают отрыв пограничного слоя, что приводит к дополнительному возрастанию СД (рис. 4). При сверх- и гиперзвуковых скоростях полёта волновое сопротивление также обусловлено образованием ударных волн, в которых происходит диссипация механической энергии. Тела, движущиеся со сверх- и гиперзвуковыми скоростями, часто имеют затупленную кормовую часть, которая обтекается со срывом потока, что обусловливает дополнительное увеличение СД; эту часть СД обычно рассматривают отдельно и называют донным сопротивлением.

При движении реальных летательных аппаратов потоки воздуха, обтекающие его отдельные элементы, взаимодействуют между собой, то есть имеет место интерференция аэродинамическая, которая также приводит к изменению СД; эта часть СД называется сопротивлением интерференции. Кроме того, летательные аппараты на своей поверхности имеют различного рода надстройки, выступы, неровности и щели, которые связаны с конструкцией и технологией изготовления и неизбежно обусловливают появление вредного сопротивления. На режиме движения с нулевой подъёмной силой оно может достигать 15% С. а.

При равномерном прямолинейном движении летательного аппарата С. а. определяет потребную тягу двигателей, поэтому для увеличения скорости и дальности полёта стремятся его уменьшить. Наибольший эффект достигается при снижении того вида сопротивления, которое является наибольшим для рассматриваемого режима полёта. Например, для летающего с малыми дозвуковыми скоростями самолёта с крылом обычного удлинения, в первую очередь необходимо уменьшить ПС и ИС: ПС можно снизить либо путем уменьшения толщины крыла и фюзеляжа (снижение СД), либо путём улучшения отделки поверхности летательного аппарата (снижение СТ), а ИС — путём увеличения удлинения крыла. При транс- и сверхзвуковых скоростях С. а. снижается путём использования стреловидных крыльев и оперения, уменьшения относительных толщин крыльев, оперения и фюзеляжа, а также рациональной компоновкой летательного аппарата в целом с применением площадей правила.

В некоторых случаях для уменьшения скорости полёта, например при входе гиперзвукового летательного аппарата в плотные слои атмосферы, прибегают к увеличению С. а., что достигается либо увеличением площади лобовой поверхности, либо выходом на большие углы атаки.

Лит.: Бэтчелор Дж., Введение в динамику жидкости, пер. с англ., М., 1973; Петров К. П., Аэродинамика ракет, М., 1977; Микеладзе В. Г., Титов В. М., Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет. М., 1982; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

В. А. Башкин, В. В. Сычёв.

Рис. 1. Зависимость коэффициента сx аэродинамического сопротивления и вкладов в него сопротивлений трения 1 и давления (формы) 2 для симметричного профиля Жуковского от его относительной толщины — {{c}} (в процентах САХ) при нулевом угле атаки.

Рис. 2. Сравнительные размеры профиля 1 и цилиндра 2 при одинаковом значении профильного сопротивления (Re = 4105).

Рис. 3. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления cx поперечно обтекаемого цилиндра от числа Рейнольдса: 1 — точка отрыва ламинарного пограничного слоя; 2 — точка отрыва турбулентного пограничного слоя; V{{}} — скорость набегающего потока.

Рис. 4. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления cx от числа M{{}} для профиля с относительной толщиной 9% при нулевом угле атаки и вкладов в него волнового сопротивления 1, сопротивления формы 2 и сопротивления трения 3. Жирная линия над профилем — замыкающий скачок уплотнения; на штриховой линии М = 1.

сопротивление трения — проекция касательных напряжений, приложенных к обтекаемой поверхности тела, на направление его движения. С. т. есть составная часть сопротивления аэродинамического (СА) и обусловлено проявлением действия сил внутреннего трения (вязкости); при движении тела в идеальной среде (см. Идеальная жидкость) оно отсутствует. С. т. и его доля в СА зависят от параметров движения, формы тела, характера обтекания, режима течения среды (ламинарное, переходное или турбулентное) и т. п. Так, например, при безотрывном обтекании потоком несжимаемой жидкости тонкого профиля крыла с затупленной передней и острой задней кромками под малым углом атаки С. т. вносит основной вклад в СА, поскольку в потоке идеальной жидкости его сопротивление равно нулю (Д'Аламбера — Эйлера парадокс). В вязкой среде наряду с С. т. из-за вытесняющего действия вязкости появляется также сопротивление давления (СД), которое при больших Рейнольдса числах пропорционально толщине вытеснения пограничного слоя. Аналогичная картина имеет место в дозвуковом потоке сжимаемой среды. Для крыла конечного размаха доля С. т. несколько уменьшается из-за наличия индуктивного сопротивления. При транс- и сверхзвуковых скоростях движения при обтекании такого профиля образуются ударные волны, которых происходит диссипация энергии, обусловливающая значительное волновое сопротивление (ВС), являющееся частью СД; вследствие этого с увеличением Маха числа набегающего потока вклад С. т. в СА профиля быстро уменьшается, при сверхзвуковых скоростях им можно пренебречь по сравнению с СД. Но если при сверхзвуковых скоростях у профиля сделать переднюю кромку острой, то его ВС резко уменьшится и С. т. будет сравнимо с СД. Для плохо обтекаемых тел, например, для сферы, при всех скоростях движения СД намного превышает С. т., при этом характер течения среды в пристеночном слое оказывает заметное влияние на СД из за разного положения точки отрыва потока (см. Кризис сопротивления). В силу сказанного для дозвуковых самолётов С. т. играет существенную роль. Поскольку движение самолётов происходит при больших числах Рейнольдса, и на большей части обтекаемой поверхности в пограничном слое реализуется турбулентный режим течения, то для уменьшения С. т. применяют различные методы направленные на увеличение области течения с ламинарным режимом (см. Ламинарный профиль, Ламинаризация пограничного слоя).

Для сверхзвуковых самолётов, и в особенности для летательных аппаратов, спускаемых с орбиты, С. т. относительно мало по сравнению с СД, поэтому здесь основное внимание уделяется снижению ВС. Хотя С. т. и мало, но с ним связано проявление вязкости среды и, следовательно, аэродинамическое нагревание летательного аппарата (подводимая к обтекаемой поверхности летательного аппарата тепловая энергия пропорциональна С. т.).

При больших числах Рейнольдса С. т. обычно рассчитывается в рамках теории пограничного слоя. При очень больших сверхзвуковых скоростях движения становится существенным учёт взаимодействия пограничного слоя с внешним невязким потоком; иногда расчёт С. т., а также и аэродинамического нагревания проводится на основе полных Навье — Стокса уравнений или уравнений Навье—Стокса, в которых отброшены некоторые члены для облегчения численного анализа задачи. Для определения С. т. применяются также экспериментальные методы исследования.

В аэродинамических расчётах широко используется безразмерный суммарный коэффициент С. т. cf, равный отношению суммарной силы С. т. X{{}}, к характерному скоростному напору q и характерной площади S: cf = X{{}}/qS.



В. А. Башкин.

сопротивление усталости авиационных конструкций — способность конструкции летательного аппарата сопротивляться повреждающему действию переменных повторяющихся нагрузок (напряжений). С. у. характеризуется циклической долговечностью (числами циклов нагружения, полётов, часов налёта и т. п.), соответствующей определенной комбинации переменных нагрузок, или уровнем нагруженности, соответствующем определенной цикличной долговечности. См. Усталость авиационных конструкций.

сотовая конструкция — многослойная конструкция, состоящая из двух обшивок — несущих слоев, соединённых сотовым заполнителем и окантованных по периметру элементами каркаса (рис. 1). Название «сотовый» заполнитель получил за наиболее распространённую шестигранную структуру, сходную с пчелиными сотами. С. к. применяются, в основном в авиа- и ракетостроении и предназначены для восприятия и передачи распределенных нагрузок, действующих на элементы конструкции летательного аппарата. С. к. выполняют также и специальные функции: звукоизоляционные, демпфирующие, теплозащитные, радиопрозрачные, аэродинамические (гладкость обшивки), декоративные и др. С. к. используются для изготовления следующих элементов летательного аппарата: фюзеляжа, оперения, крыла (в том числе носовые и хвостовые части крыла, закрылки, тормозные щитки, рули, лонжероны, нервюры), обтекателей антенн, воздухозаборников, перегородок, панелей пола, стеллажей, багажных полок, кресел, декоративных панелей, дверей, лопастей несущего винта вертолётов и др.

Принципы работы С. к.: при нагруженин жёсткий на сдвиг и лёгкий сотовый заполнитель воспринимает поперечный сдвиг и предохраняет тонкие несущие слои от потери устойчивости при продольном сжатии, обеспечивая в то же время их совместную работу. Несущие слои воспринимают растяжение-сжатие, сдвиг в плоскости слоев и поперечный изгиб и предохраняют от внешнего воздействия сотовый заполнитель. Такое взаимодействие элементов С. к. обеспечивает большую жёсткость и высокую несущую способность С. к. при малой массе. С. к. по принципу работы относятся к слоистым (трёхслойным) конструкциям, а по конструктивному исполнению заполнителя (в виде сотовых ячеек) являются ячеистыми конструкциями. С. к. различают: по форме в плане — прямоугольные, параллелограммные, трапециевидные, круглые; по толщине — постоянной толщины и переменной; по структуре поперечного сечения — симметричного строения и несимметричного; по кривизне поверхности — плоские, пологие криволинейные панели, оболочки; по материалам несущих слоев — металлические, неметаллические, композиционные, комбинированные, по форме ячеек сотового заполнителя — четырёхгранные, шестигранные, шахматные, специальные гибкие формы (рис. 2); по типу соединения обшивок с сотовым заполнителем — клеёные, паяные, сварные. На рис. 3 показана схема изготовления сотового заполнителя.

В 1940 е гг. тонкие фанерные обшивки крыла и фюзеляжа со сплошным и сотовым заполнением были использованы в конструкции английского самолёта Де Хэвилленд «Москито» (рис. 4). В 1944 после появления фенольного клея «ридакс» были изготовлены первые цельнометаллические клеёные слоистые панели с сотовым (ячеистым) заполнителем.

В начале 50 х гг. С. к. из лёгких сплавов начинают использоваться в самолётах американских фирм. Фирма «Авро» (Великобритания) построила экспериментальный самолёт «Авро-720», в котором масса С. к. составляла около 85% массы всей конструкции. С конца 50 х гг. С. к. начали применяться в конструкциях лопастей несущих винтов вертолётов, в дальнейшем — в других элементах летательных аппаратов.



Ю. А. Гладков.

Рис. 1. Сотовая конструкция: 1 — несущие слои; 2 — сотовый заполнитель; 3 — элементы каркаса.

Рис. 2. Формы ячеек заполнителя: 1 — четырёхгранные соты; 2 — шестигранные соты; 3 — шахматные соты; 4 — гибкие соты.

Рис. 3. Схема изготовления сотового заполнителя: а — профилирование; б — растяжка.

Рис. 4. Трёхслойные панели крыла самолёта «Москито».

сохранения законы в аэро- и гидродинамике — фундаментальные законы механики, сформулированные для движущейся сплошной среды и выражающие собой законы сохранения массы, импульса и энергии. Для произвольного объёма {{}} жидкости (газа), ограниченного замкнутой поверхностью S, С. з. в интегральной форме записываются следующим образом:

{{формула}}

(закон сохранения массы),

{{формула}}

(закон сохранения импульса),

{{формула}}

(закон сохранения энергии).

Здесь {{}} — плотность, Т — температура, {{}} — интенсивность внутренних источников энергии, k — теплопроводность, t — время, D/Dt — так называемая полная, или субстанциональная, производная, е — внутренняя энергия, V, pn, F — скорость, поверхностная сила и массовая сила соответственно, n — внешняя нормаль к поверхности S. Если поверхностные интегралы с помощью формулы Грина выразить через объёмные и воспользоваться связью вектора поверхностной силы с давлением гидродинамическим и тензором скоростей деформаций, то из интегральных С. з. выводятся дифференциальные формы их записи: неразрывности уравнение, Навье — Стокса уравнения и энергии уравнение. С. з., записанные как в интегральной, так и дифференциальной форме, служат основой для теоретического исследования аэрогидродинамических задач.



Лит.: Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

В. А. Башкин.

«Спад» (SPAD, Soci{{é}}t{{é}} pour L'Aviation et Ses Deriv{{é}}es) — самолётостроительная фирма Франции. Основана в 1910 под названием «Депердюссен» (Soci{{é}}t{{é}} pour les Appareils Deperdussin). В 1914 слилась с фирмой Л. Блерио, которая до середины 30 х гг. употребляла аббревиатуру СПАД в обозначении многих своих самолётов. См. рис. в таблице VIII.

«спейс шаттл» (английское Space Shuttle — космический челнок) — пилотируемый транспортный космический корабль многоразового использования, созданный в США (рис. в таблице XXXVIII). Обеспечивает вывод космических объектов на низкие геоцентрические орбиты (высота 200—500 км), возвращение объектов на Землю, ремонт и обслуживание спутников, проведение экспериментов и других операций на орбите. Является основным компонентом «космической транспортной системы», включающей так называемые межорбитальные буксиры для перевода объектов с низкой на более высокую геоцентрическую орбиту. Старт «С. ш.» вертикальный, схема двухступенчатая, при старте включаются двигатели обеих ступеней. Первая ступень — два ракетных двигателя твердого топлива (ускорители), которые после отделения спускаются в океан на парашютах и затем после восстановления используются повторно (до 20 раз). Вторая (орбитальная) ступень — пилотируемая крылатая (длина 37,3 м, высота по килю 17,3 м, размах крыла 23,8 м, крыло с двойной стреловидностью) — разработана фирмой «Рокуэлл», после схода с орбиты совершает планирующий полёт и «самолётную» посадку на специальную полосу большой длины. Управление при спуске газодинамическое (в верхних слоях атмосферы) и обычное аэродинамическое (в плотных слоях). Ресурс — 100 полётов. При старте первая и вторая ступени состыкованы с несохраняемым топливным баком, содержащим жидкое топливо для основной двигательной установки (три кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателя) второй ступени. Официальное начало разработки 1972, первый космический полёт в 1981. К 1992 построено 5 орбитальных ступеней: «Колумбия», «Челленджер», «Дискавери», «Атлантис» и «Индевор». Часть запланированных полётов военного назначения. 28 января 1986 «Челленджер» потерпел катастрофу при старте. Экипаж, состоящий из 7 человек, погиб. В том же году принято решение о постройке ещё одной орбитальной ступени. Полёты возобновились в сентябре 1988. Основные данные корабля: высота в стартовом положении 56 м, стартовая масса около 2000 т, общая стартовая тяга 34,4 МН, максимальный полезный груз 29,5 т (при выводе на орбиту) и 14,5 т (при возвращении на Землю), габариты грузового отсека 18,3x4,6 м, максимальная продолжительность полёта 30 суток, экипаж до 7 человек.

Ю. Я. Шилов.

Старт «Спейс шаттла».



спектр потока — картина обтекания тела жидкостью или газом, получаемая методами визуализации течений. С помощью С. п. обнаруживаются особенности обтекания тела (срывы потока, вихри, скачки уплотнения и волны разрежения), выясняются дефекты формы летательного аппарата, нарушающие плавное обтекание, и находятся его рациональные формы, определяются углы атаки летательного аппарата и углы отклонения органов управления, при которых наступает отрыв потока; на основе С. п. создают расчётные схемы течения.

спектральные методы исследования — методы, использующие спектральные приборы и установки, обеспечивающие в аэродинамическом эксперименте качественный и количественный анализ состава и состояния газового потока, бесконтактное и безынерционное измерение в заданных точках поля течения локальных значений основных газодинамических переменных: температуры, плотности (концентрации частиц), давления, скорости, а также поля температуры поверхности нагретых тел и их оптических характеристик (излучательная способность и др.). С. м. и. базируются на использовании собственного излучения атомов и молекул исследуемого вещества — спонтанного (самопроизвольного) или вынужденного воздействием внешних источников — либо поглощения внешнего излучения атомами или молекулами. В основе С. м. и. лежат известные физические законы, выражающие зависимость интенсивности и спектрального распределения излучения объектов (газа, модели) от его состава и состояния, например, закон теплового излучения Кирхгофа, закон излучения абсолютно чёрного тела Стефана — Больцмана, закон смещения Вина и др. Процесс практической реализации С. м. и. заключается в следующем: излучение исследуемого объекта, воспринимаемое оптическим (спектральным) прибором, развёртывается в спектр; состав изучаемой газовой среды или модели определяется по присутствующим в спектре атомным линиям и молекулярным полосам, соответствующим различным химическим элементам и соединениям; параметры среды или объекта определяются по абсолютной или относительной интенсивности спектральных линий, по их уширению и смещению. При реализации С. м. и. используются спектральные приборы, работающие в различных областях спектра (от УФ до ИК), самого разного назначения (спектрографы, спектрометры, интерферометры Фабри — Перо и другие). Погрешность определения исследуемых параметров в зависимости от условий эксперимента изменяется от 2—3% до 10—15%.

Каталог: library -> 3 %D0%A2%D0%95%D0%A5%D0%9D%D0%98%D0%9A%D0%90 %D0%98 %D0%A2%D0%95%D0%A5%D0%9D%D0%98%D0%A7%D0%95%D0%A1%D0%9A%D0%98%D0%95 %D0%9D%D0%90%D0%A3%D0%9A%D0%98 -> 39 %D0%A2%D0%A0%D0%90%D0%9D%D0%A1%D0%9F%D0%9E%D0%A0%D0%A2 -> 39.5 %D0%92%D0%9E%D0%97%D0%94%D0%A3%D0%A8%D0%9D%D0%AB%D0%99 %D0%A2%D0%A0%D0%90%D0%9D%D0%A1%D0%9F%D0%9E%D0%A0%D0%A2
39.5 %D0%92%D0%9E%D0%97%D0%94%D0%A3%D0%A8%D0%9D%D0%AB%D0%99 %D0%A2%D0%A0%D0%90%D0%9D%D0%A1%D0%9F%D0%9E%D0%A0%D0%A2 -> Журнал учета авиационных происшествий
39.5 %D0%92%D0%9E%D0%97%D0%94%D0%A3%D0%A8%D0%9D%D0%AB%D0%99 %D0%A2%D0%A0%D0%90%D0%9D%D0%A1%D0%9F%D0%9E%D0%A0%D0%A2 -> Отчет партнерства «безопасность полетов»
39.5 %D0%92%D0%9E%D0%97%D0%94%D0%A3%D0%A8%D0%9D%D0%AB%D0%99 %D0%A2%D0%A0%D0%90%D0%9D%D0%A1%D0%9F%D0%9E%D0%A0%D0%A2 -> Руководство по расследованию авиационных происшествий. В данном руководстве содержится информация и инструктивный материал по процедурам, практике и методам, используемым при расследовании авиационных происшествий и инцидентов
39.5 %D0%92%D0%9E%D0%97%D0%94%D0%A3%D0%A8%D0%9D%D0%AB%D0%99 %D0%A2%D0%A0%D0%90%D0%9D%D0%A1%D0%9F%D0%9E%D0%A0%D0%A2 -> Основные данные двигателя м-14п общие сведения


Поделитесь с Вашими друзьями:
1   ...   124   125   126   127   128   129   130   131   ...   170


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

    Главная страница