аустенита, что обеспечивает высокую вязкость С. Окончательная термообработка С. 
этого класса — отпуск при температурах 200—450{{°}}С. Из С. переходного класса 
изготовляют ответственные силовые детали больших сечений, листовые детали 
сложной формы и т. д.
Слабостареющие С. мартенситного класса (08Х15Н5Д2Т, 06Х14Н6Д2МБТ) применяются 
для изготовления сложных сварных конструкций (лонжероны, рамы) и элементов 
обшивки, работающих во всех климатических условиях. Эти С. после закалки имеют 
мартенситную структуру с некоторым количеством остаточного аустенита. С. 
подвергаются старению при температурах 410—525{{°}}С и имеют прочность примерно 
1300 МПа, обеспечиваемую легированием углеродом (0,07%) и медью (2%), которая 
вызывает дисперсионное упрочнение (см. Дисперсноупрочнённые материалы). 
Низкоуглеродистые С. хорошо свариваются и не требуют после сварки термической 
обработки.
С. для деталей двигателя работают при повышенных температурах, сохраняя в этих 
условиях высокую прочность и хорошее сопротивление окислению поверхности. 
Жаропрочные С. мартенситного класса (типа 1Х12Н2ВМФ) легированы такими 
элементами, как хром, никель, углерод, азот, вольфрам, молибден, ниобий, 
ванадий, обеспечивающими окалиностойкость, мартенситное состояние матрицы и её 
карбонитридное упрочнение. Эти С. после закалки подвергают отпуску при 
350—720{{°}}С; работоспособны до температур 550—650{{°}}С. Для работы при 
650—800{{°}}С применяют высоколегированные аустенитные С. типа Х12Н20Т3МР, 
упрочняющиеся при старении.
Все перечисленные С. используются в авиастроении в деформированном виде. Кроме 
того, для изготовления различных деталей планёра, двигателя и агрегатов 
разработаны специальные литейные С. — среднелегированные(типа 35ХГСЛ) и 
нержавеющие (типа 07Х14Н5Д2МБЛ); эти С. термообрабатываются на уровень 
прочности 1000—1200 МПа. Применение литейных С. в авиастроении позволяет 
снизить трудоёмкость механической обработки и сократить расход металла.
Лит.: Потак Я. М., Высокопрочные стали. М., 1972.
А. Ф. Петраков, Г. С. Кривоногов.
«Сталь» — название ряда самолётов 30х гг., в силовой конструкции которых 
использовалась сталь. Самолёты этой марки создавались под руководством А. И.
 Путилова («С.-2, -3, -11») и Р. Л. Бартини («С.-6, -7, -8 > ). Самолёты «С.-2» 
(рис. в табл. XII) с четырёхместной пассажирской кабиной и «С.-3» (на 6 
пассажирских мест) были приняты в эксплуатацию. Оригинальный экспериментальный 
самолёт «С.-6» (рис. в табл. XII) с испарительным охлаждением двигателя (при 
использовании крыла с двойной обшивкой в качестве конденсатора пара) и 
одноколёсным убирающимся шасси по максимальной скорости (420 км/ч) значительно 
превосходил другие отечественные самолёты того периода (1933), а самолёт «С.-7» 
послужил прототипом дальнего бомбардировщика Ер-2.
стандартная атмосфера — см. в статье Международная стандартная атмосфера.
Стантона число, Стэнтона число [по имени английского учёного Т. Стантона (Th.
 Stanton)], — безразмерный параметр St, равный отношению местного теплового 
потока q{{?}} к произведению характерных плотности {{?}}*, скорости V* газа и 
разности характерных энтальпий ir — i{{?}} (ir — адиабатическая энтальпия газа, 
i{{?}} — энтальпия газа на обтекаемой поверхности):
{{формула}}
Характеризует интенсивность теплообмена газа с поверхностью обтекаемого тела. 
В рамках теории пограничного слоя в качестве характерных величин {{?}}*, V* 
обычно используются их значения {{?}}e, Ve на внешней границе слоя. С. ч. 
зависит от формы тела и других определяющих параметров задачи и находится либо 
в результате интегрирования уравнений пограничного слоя, либо экспериментально. 
В частности, для плоской пластины, обтекаемой под нулевым углом атаки потоком с 
дозвуковой скоростью при ламинарном течении в пограничном слое, С. ч. 
выражается формулой St  =  0,332 ? Re—1/2Pr—2/3, где Re — Рейнольдса число, 
Pr — Прандтля число. Вследствие аналогии между процессами переноса теплоты и 
количества движения существует простая связь между С. ч. и коэффициентом трения 
cj: St  =  1/2cjPr—2/3. В аэродинамических расчётах используется также 
суммарное С. ч. St{{?}}, равное отношению суммарного теплового потока Q{{?}} к 
поверхности к произведению характерных значений плотности {{??}}, скорости 
V{{?}}, разности энтальпий {{?}}t и площади S (индекс {{?}} обозначает 
параметры набегающего потока):
{{формула}},
где в качестве {{?}}t может быть, например, взята разность между энтальпией 
торможения набегающего потока и средней энтальпией обтекаемой поверхности.
В. Я. Боровой.
стапель — см. в статье Сборочная оснастка.
статическая прочность авиационных конструкций — способность конструкции 
воспринимать однократно приложенные максимальные внешние силы, не разрушаясь и 
не получая недопустимых остаточных деформаций. Основные требования к С. п. 
сформулированы в Нормах прочности летательных аппаратов. Работы по обеспечению 
С. п. проводятся на всех стадиях создания летательного аппарата и включают 
проектирование и общий расчёт конструкции планёра; экспериментальную отработку 
новых конструктивных и технологических решений на моделях и образцах; выбор и 
обоснование критериев прочности; подетальные расчёты и оценку местной прочности 
элементов и соединений; анализ и подтверждение С. п. натурной конструкции 
статическими испытаниями.
С усложнением авиационных конструкций задачи исследований в области С. п. 
расширились. Появление тонкостенных элементов вызвало необходимость 
рассмотрения явления потери устойчивости конструкций; рост скоростей полёта