Нестерова петля, мёртвая петля, петля, — фигура пилотажа: замкнутая кривая в вертикальной плоскости, расположенная выше точки входа в фигуру (см. рис.). На участках ввода и вывода нормальная перегрузка существенно превышает единицу: на участке ввода она равна 4—6 и достигается за 2—4 с. Восходящая часть выполняется на форсажном или максимальном режиме работы двигателя с примерно постоянным углом атаки, нисходящая часть, как правило, на режиме малого газа. Вывод осуществляется при повышенных режимах работы двигателя для поддержания потребной скорости полёта. Сочетание начальной высот и скоростей полёта, при которых выполнение Н. п. возможно, ограничено. Н. п. является основной фигурой сложного пилотажа. Остальные фигуры пилотажа в вертикальной плоскости являются её элементами или содержат их. Названа по имени русского лётчика П. И. Нестерова, впервые в мире выполнившего её 27 августа (9 сентября) 1913. Теоретическое обоснование этой траектории дано Н. Е. Жуковским в 1891.

Гиперзвуковое течение — течение газа с гиперзвуковыми скоростями. Особенности Г. т. начинают заметно проявляться при достаточно больших, но различных для тел разной формы (сфера, конус и т. п.) значениях Маха числа М. Поэтому и граница, отделяющая сверхзвуковое течение от Г. т., весьма условна. Для всех Г. т. характерным является большое значение отношения кинетическая энергия (энергии поступательного движения частиц газа) к внутренней (тепловой) энергии газа, равное по порядку величины М2. Вследствие этого в Г. т. относительное изменение температуры и других термодинамических параметров много больше относительного изменения скорости, и торможение обтекающего тело потока приводит к значительным возмущениям его параметров. При гиперзвуковом обтекании тел возникают интенсивные ударные волны и большая завихренность течения (см. Вихревое течение). Для расчёта таких течений становиться необходимым использование нелинейных уравнений движения, а также соотношений, описывающих термодинамику газа при больших температурах. Полёт летательного аппарата с гиперзвуковыми скоростями сопровождается сильным аэродинамическим нагреванием поверхности и значительными отличиями аэродинамических характеристик от аналогичных характеристик при сверхзвуковом полёте.
Особенности Г. т. удобно разделить на газодинамические, обусловленные большими значениями чисел М, и термодинамические, проявляющиеся при больших абсолютных температурах газа (характерных для гиперзвуковых режимов полёта летательных аппаратов).
Газодинамические особенности Г. т. связаны с относительными изменениями газодинамических переменных потока. При обтекании тела однородным потоком газа с числом Маха в невозмущенном набегающем потоке М{{?}} > > 1 мерой возрастания давления и внутренней энергии газа в возмущенной части поля течения служит при слабом влиянии вязкости параметр K1 = M{{?}}sin{{?}} ({{?}} — характерный угол наклона поверхности тела к направлению невозмущенного потока). В случае K1 > > 1 за головной ударной волной существенно увеличивается плотность, многократно возрастают давление и температура газа. На границе возмущенного и невозмущенного потоков возникают тонкие, примыкающие к носовой части тела слои газа с относительно большой плотностью (так называемые ударные слои — см. Ньютона теория обтекания). При K1 > > 1 в общем балансе сил и энергии можно пренебречь давлением и внутренней энергией невозмущенного газа. Независимость (точнее слабая зависимость) характеристик течения от этих параметров набегающего потока — одно из важных свойств Г. т. Для случая совершенного газа это свойство равносильно независимости течения от значения М{{?}} (закон стабилизации по числам Маха). Другая важная особенность течений с М > > 1, связанная с сильным торможением потока внутри пограничного слоя, — слабое влияние вязкости (температуры) невозмущенного газа на вязкость газа в пограничном слое. Поэтому в качестве характерного Рейнольдса числа Re, определяющего режим Г. т., принято использовать параметр Re0 = {{??}}V{{?}}L/{{?}}0, где {{??}}, V{{?}} — плотность и скорость набегающего потока, L — характерный размер тела, {{?}}0 — характерное значение вязкости в пограничном слое. Для совершенного газа в качестве {{?}}0 удобно выбирать вязкость при температуре торможения.
Особые газодинамические свойства присущи случаю гиперзвукового обтекания тонких тел (см. Тонкого тела теория), установленных под малыми углами к направлению однородного набегающего потока ({{?}} < < 1, M{{?}} > > 1). Для таких течений углы наклона головной ударной волны к направлению вектора V{{?}} всюду малы, число Маха за волной (вне пограничного слоя) велико, а скорость газа меняется (в основном приближении) лишь в направлении, перпендикулярном V{{?}}. Последнее равносильно тому, что в системе координат, связанной с невозмущенным потоком, смещение частиц газа происходит лишь в плоскостях, перпендикулярных направлению движения. Течение в каждой из таких плоскостей не зависит от течения в остальных, что и составляет содержание закона плоских сечений из которого следует нестационарная аналогия. Согласно этой аналогии, обтекание тела невязким газом при {{?}} < < 1 и М{{?}} > > 1 сводится к нестационарной задаче расширения (сжатия) бесконечного цилиндрического поршня, находящегося в покоящемся газе. Поперечное сечение поршня в момент времени t = x/V{{?}}, где x — координата, отсчитываемая от вершины тела и параллельная V{{?}}, совпадает с поперечным сечением тела в плоскости х.
Структура течения около тонкого тела существенно нарушается, если тело затуплено. Тогда на носовой части тела sin{{?}} ~ 1, и возмущения потока в этой области течения относительно велики. По этой причине вблизи поверхности тела образуется слой сильно завихренного течения с относительно большими значениями энтропии (так называемый энтропийный слой). Возмущения давления распространяются вниз по потоку на расстояния много большие размера затупления и определяются в основном не формой, а сопротивлением затупления. В рамках нестационарной аналогии действие затупления равносильно сильному взрыву (мгновенному выделению энергии) на поверхности поршня в начальный момент его движения (так называемая аналогия с сильным взрывом).
При {{?}} < < 1 существенными особенностями обладает и структура течения в пограничном слое. Торможение гиперзвукового, внешнего потока внутри пограничного слоя вызывает значительный рост температуры и, как следствие, сильное падение плотности газа. В пределе, когда вне пограничного слоя М{{???}}, весь газ протекает в «невязкой» области возмущенного потока, и внешнюю границу слоя можно считать непроницаемой поверхностью. Влияние пограничного слоя на давление аналогично при этом увеличению толщины тела на толщину пограничного слоя и может быть весьма большим. Степень возрастания давления за счёт такого влияния при M{{?}} > > 1 и любых значениях ? оценивается параметром K2 = K2(K1 + 1)-2(Re01/2sin2{{?}})-1. Режимы K2 < < 1, K2~1 и K2 > > 1 носят соответственно названия слабого, умеренного и сильного вязкого взаимодействия. При слабом влиянии разреженности газа (малых Кнудсена числах) и M{{?}}{{?}}1 значение Re0 > > l. Поэтому режимы сильного и умеренного вязкого взаимодействия (K2{{?}}1) реализуются лишь на тонких телах ({{?}} < < 1) при условии M{{?}} > > 1. Важным свойством течений с сильным или умеренным вязким взаимодействием является передачи возмущений вверх по потоку через дозвуковую часть пограничного слоя на расстояния, сравнимые с длиной тела. По этой причине изменение, например, давления в кормовой части тонкого тела может существенно перестроить всё поле течения без отрыва пограничного слоя.
К термодинамическим особенностям Г. т. относятся несовершенство газа (переменность удельных теплоёмкостей), отклонения от термодинамического равновесия и излучение газа. В частности, для воздуха при температурах T > 1000{{ }}К удельной теплоёмкости уже существенно зависят от температуры, а примерно при T > 2000{{ }}К — и от давления (см. Кинетика физико-химическая). В случае полёта в летательном аппарате в атмосфере Земли такие температуры достигаются на его лобовой поверхности соответственно при M{{?}} > 4 и M{{?}} > 8. Течения, в которых процессы установления в газе термодинамического равновесия не успевают за темпом изменения внешних воздействий, называются неравновесными. Предельные режимы неравновесных течений, когда указанные процессы практически не успевают развиваться вообще, называют замороженными. Замороженные течения воздуха и при больших температурах не отличаются от течений при T < 1000{{ }}К, то есть соответствуют течению совершенного газа с показателем адиабаты {{?}} = 1,4. На замороженные течения может оказать сильное влияние разреженность газа (см. Разреженных газов динамика). Эффекты неравновесности растут с уменьшением размеров тела и с увеличением высоты полёта. При движении летательного аппарата типа сферы с характерным размером ~1 м в атмосфере Земли область неравновесных течений для скоростей V{{?}} = 3—11 км/с начинается соответственно с высот H {{?}} 40—60 км, а область замороженных — определяется высотами H > 70 км. При скоростях V{{?}} > 9 км/с все указанные термодинамические эффекты могут сопровождаться интенсивным излучением газа (см. Радиационный тепловой поток). Изменения термодинамических свойств газа при больших температурах могут вызывать значительные изменения аэродинамических и особенно тепловых характеристик тел.
При аэродинамическом проектировании гиперзвуковых летательных аппаратов необходимо удовлетворить широкому комплексу требований не только к его аэродинамическим, но и к тепловым характеристикам. Большое число явлений, сопровождающих полёт летательного аппарата, исключает при этом возможность полного моделирования условий натурного обтекания в аэродинамических установках. Расчётные методы исследования Г. т. приобретают, таким образом, исключительно важное значение.

Гиперзвуковой самолет — самолёт, способный летать с гиперзвуковой скоростью. Диапазон скоростей и высот полёта Г. с. занимает промежуточное положение между диапазонами, освоенными сверхзвуковыми самолётами и космическими летательными аппаратами. Идеи создания Г. с. высказывались с 50?х гг. По назначению Г. с. могут быть транспортными (перевозка пассажиров и грузов на дальние расстояния), военными, а также самолетами-разгонщиками авиационных и воздушно-космических систем (первыми ступенями составных летательных аппаратов, сообщающими последующим ступеням часть требуемой скорости и другие начальные условия полёта — высоту, параллакс и др.).
Силовая установка Г. с. должна быть комбинированной, то есть включать в общем случае несколько типов двигателей: газотурбинные (турбореактивные двигатели, турбореактивные двигатели с форсажной камерой и т. п.) и прямоточные (прямоточный воздушно-реактивный двигатель, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель) в различных комбинациях в зависимости от типа Г. с. (например, с использованием турбореактивного двигателя в диапазоне Маха чисел полёта 0 < M{{?}} < 3, прямоточный воздушно-реактивный двигатель — при 1,5 < M{{?}} < 4—6, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель — при M{{?}} > 4—6). Аэродинамическая схема Г. с. должна обеспечивать высокие аэродинамические характеристики, прежде всего при гиперзвуковых скоростях полёта (несущий корпус, крыло малого удлинения и т. д.). Для Г. с. характерна высокая степень интеграции планёра и силовой установки, например, использование носовой части фюзеляжа как элемента воздухозаборника, а хвостовой части — как элемента сопла. В качестве топлива для воздушно-реактивного двигателя Г. с., как правило, рассматривается жидкий водород (реже — другие криогенные топлива), иногда в комбинации с керосином.
В зависимости от сочетания максимальной степени аэродинамического нагревания и его продолжительности конструкция Г. с. может быть теплоизолированной, горячей (см. Горячая конструкция), активно охлаждаемой (см. Охлаждаемая конструкция) или их комбинацией. Важнейшее требование к ней — обеспечение приемлемых весовых характеристик при высокой надёжности и технологичности.

Высота полета — расстояние по вертикали от находящегося в полёте летательного аппарат до уровня поверхности, принятого за нулевой. Различают абсолютную В. п., отсчитываемую от уровня моря; относительную, намеряемую от условного уровня (аэродром вылета или изобарическая поверхность, соответствующая давлению 101325 Па; см. Барометрическая высота); истинную — по отношению к той точке земной поверхности, над которой в данный момент пролетает летательный аппарат. Различают также предельно малые, малые, средние и большие В. п. Предельно малыми считаются наименьшие высоты, устанавливаемые в зависимости от типа и скорости полёта летательного аппарата, малыми В. п. —высоты от предельно малых до 1000 м, средними — от 1000 до 5000 м, большими — свыше 5000 м. Это деление условно и изменяется с развитием авиационной техники. В. п. измеряется высотомерами и радиовысотомерами.

Вредное сопротивление — 1) разность между полным сопротивлением аэродинамическим летательного аппарата и индуктивным сопротивлением его несущих поверхностей (крыла, оперения). Складывается из сопротивления фюзеляжа, профильного сопротивления несущих поверхностей, сопротивления гондол силовой установки и т. д. В. с. отсутствует в идеальной жидкости.
2) Разность между полным сопротивлением комбинации нескольких интерферирующих элементов и суммой сопротивлений тех же, но невзаимодействующих элементов (например, крыла, оперения, фюзеляжа); если эта разность является положительной, что свидетельствует о наличии неблагоприятной интерференции аэродинамической, то можно говорить о вредном интерференционном сопротивлении; если отрицательна, то интерференция является полезной. 3) В прикладной аэродинамике В. с. иногда называют сопротивление выступающих в поток элементов, не моделируемых при испытаниях в аэродинамических трубах. К таким элементам относятся, например, приёмники давления и температуры воздуха, антенны, вспомогательные воздухозаборники, обтекатели сигнальных огней, тяг органов управления. К В. с. относят также сопротивление от технологических изъянов поверхности летательного аппарата, таких, как волнистость и шероховатость поверхности, уступы в стыках листов обшивки, выступающие или заглублённые головки заклёпок и болтов, щели между секциями органов управления и т. д.
Ввиду неоднозначности термина «В.с.» необходимо в каждом конкретном случае указывать смысл его применения. В современной аэродинамической практике термин «В. с.» обычно не употребляется.

Волнолёт — трёхмерное тело, наветренная сторона которого образована «отвердевшей» поверхностью тока течения за двумерной (плоской — W на рис. 1. а; цилиндрической или осесимметричной) ударной волной, проходящей через некоторую линию ABC, расположенную на этой ударной волне. Линия ABC образует острую переднюю кромку В. Возмущённое течение у подветренной стороны В. заключено между нею и ударной волной, при больших сверхзвуковых скоростях полёта главным образом этому течению обязано возникновение подъёмной силы, чем и объясняется, название «волнолёт». Подветренная сторона В. может быть образована поверхностью тока какого-либо другого двумерного течения, проходящей через ту же линию ABC, благодаря чему образуется объём В. К числу наиболее простых относятся несущие тела (имеющие подъёмную силу), наветренные стороны которых образованы поверхностями тона за плоским скачком уплотнения (плоскостями) и за осесимметричным коническим скачком уплотнения (плоскостями и сегментами конуса, рис. 1, б); подветренные стороны этих тел образованы плоскостями тока не возмущённого потока, дно плоское. С помощью плоских скачков уплотнения и пересекающихся скачков могут быть построены также ненесущие тела с звездообразным поперечным сечением (рис. 2). интересные тем, что их волновое сопротивление меньше, чем сопротивление конусов тех же длины и объёма. Изменяя форму линии ABC, можно получать В. различной формы в плане (рис. 3), а складывая простые В., — различные формы поперечного сечения. Для изменения формы продольного контура можно воспользоваться прямой и косыми волнами разрежения Прандтля — Майера (см. Прандтля — Майера течение). Несмотря на то, что есть проекты летательных аппаратов, по форме близкие к В., последние скорее следует рассматривать как схемы, дающие возможность элементарного расчёта аэродинамических характеристик и решения задач выбора оптимальных форм и параметров летательных аппаратов.

Щитки — конструктивные элементы ЛА, используемые для изменения аэродинамических сил или для защиты отдельных агрегатов ЛА от набегающего потока. Появились в 30—40?х гг. Щ. как элементы механизации крыла могут устанавливаться в передней или (и) задней части крыла и предназначены для увеличения подъёмной силы на больших углах атаки (при взлёте и посадке) за счёт изменения кривизны, профиля. Выполняются в виде пластин, которые могут отклоняться или смещаться (выдвижные Щ.) вдоль хорды крыла. Щ. действуют аналогично предкрылкам и закрылкам, проще их по конструкции, но менее эффективны. К аэродинамическим Щ. можно также отнести некоторые управляющие поверхности (см. Интерцептор, Тормозной щиток).
Защитные Щ. обычно выполняются в виде поворотных или сдвижных панелей, закрывающих, например, нишу шасси после уборки его в полёте, объектив фотоаппарата в нерабочем положении на самолёте-разведчике и т. д. Часто применяются Щ. на колёсах шасси для защиты самолёта от грязи и камней, вылетающих из-под колёс при взлёте и посадке. Управление Щ. осуществляется из кабины экипажа либо производится автоматически, когда Щ. механически связаны с агрегатами, которые они закрывают. (например, управление Щ. шасси согласовано с выпуском и уборкой стоек шасси).
Технологически Щ. выполняются в виде клёпаной или сварной конструкции, с силовым набором или клеёной (паяной) конструкции с сотовым заполнителем. При изготовлении Щ. широко используются различные композиционные материалы. Наружная обшивка Щ., выходящая в поток, обычно бывает криволинейной и в закрытом положении вписывается в аэродинамические формы самолёта.

Воздушный винт — лопастной движители для преобразования крутящего момента двигателя в тягу винта. Устанавливается на самолётах, винтокрылах, аэросанях, аппаратах на воздушной подушке, экранопланах и т. д.
В. в. подразделяются; по способу установки лопастей — на винты неизменяемого, фиксированного и изменяемого шага (могут быть флюгерными или флюгерно-реверсивными); по механизму изменения шага — с механическим, электрическим или гидравлическим приводом; по схеме работы — прямой или обратной схемы; по конструкции — на одиночные, соосные, двухрядные, В. в. в кольце .
В. в. состоит из лопастей (см. Лопасть винта), втулки и может также включать механизм изменения шага винта. В. в. различаются диаметром D (0,5—6,2 м) и числом лопастей k (2—12). Втулка служит для крепления лопастей и передачи крутящего момента от вала двигателя. Механизм изменения шага обеспечивает изменение угла установки лопастей в полёте.
У В. в. неизменяемого шага лопасти не поворачиваются вокруг своих осей. Лопасти В. в. фиксированного шага могут быть установлены под необходимым углом перед полётом, но во время работы они не поворачиваются. У В. в. изменяемого шага можно изменять угол установки лопастей с помощью системы ручного управления или автоматически с помощью регулятора частоты вращения. Регулятор поддерживает заданную частоту вращения двигателя, управляя шагом посредством подачи масла через систему каналов в соответствующие полости механизма управления В. в. с гидравлическим приводом. У флюгерного В. в. лопасти могут устанавливаться по потоку для уменьшения аэродинамического сопротивления при вынужденной остановке двигателя в полёте (см. Флюгирование винта). Лопасти флюгерно-реверсивного В. в. могут также устанавливаться в такое положение, когда при его вращении создаётся отрицательная тяга, используемая на посадке для сокращения длины пробега и маневрирования на земле (см. Реверсирование винта).
Механические и электрические механизмы изменения шага обладают большой инерционностью и поэтому практически не используются. Наиболее распространены В. в. с гидравлическим приводом. У В. в. с гидравлическим приводом прямой схемы лопасти устанавливаются на малый шаг с помощью усилий, создаваемых давлением масла, а на большой шаг — центробежными силами противовесов. Такие В. в. применяются при мощностях двигателя до 2000 кВт. При мощностях свыше 2000 кВт значительно возрастает масса противовесов, поэтому используются В. в. обратной схемы, у которых лопасти устанавливаются на большой шаг с помощью усилий, создаваемых давлением масла, а на малый шаг — центробежными силами самих лопастей.
Одиночный винт имеет один ряд лопастей, соосный В. в. состоит из двух одиночных винтов, установленных на соосных валах и вращающихся в противоположные стороны (см. Соосный винт). Двухрядный В. в. состоит из двух одиночных винтов, расположенных один за другим и вращающихся в одном направлении. В. в. в кольце имеет профилированное кольцо, благодаря которому создастся дополнит тяга; эффективен на малых скоростях (до 200 км/ч). Для уменьшения аэродинамического сопротивления и потерь мощности на входе в двигатель на В. в. устанавливают обтекатели (эллиптические, конические и др.), закрывающие втулку и прикомлевые части лопастей. На В. в. могут размещаться противообледенительные системы.
К В. в. нового поколения относятся В. в. уменьшенного диаметра с большим числом широких тонких саблевидных лопастей , которые необоснованно называются винтовентиляторами.
В начальный период развития авиации В. в. изготовлялись главным образом из древесины, а в последующие годы нашли применение другие конструкционные материалы (сталь, титан, алюминиевый сплавы, композиционные материалы и др.).
Для оценки качества В. в. и сопоставления их между собой используются в основном безразмерные тяга винта ? и мощность {{?}} = N/{{?}}n3D5 (N — мощность двигателя, {{?}} — плотность воздуха, n — частота вращения винта) и коэффициент полезного действия воздушного винта {{?}} = {{??}}/{{?}}({{?}} = V/nD — относительная поступь винта, V — скорость полёта). Характеристики В. в. определяют в лётных испытаниях, из исследований В. в. и их моделей в аэродинамических трубах, а также теоретическим путем. При расчётах различают 2 случая; определение формы, размеров и числа лопастей по заданным значениям {{?}}, {{?}} и {{?}} (прямая задача) и определение {{?}}, {{?}}, и {{?}} по известной геометрии В. в. (обратная задача).
Впервые рассматривать лопасть В. в. как крыло предложил русский инженер С. К. Джевецкий в 1892, он же в 1910 выдвинул гипотезу плоских сечений (каждое сечение лопасти рассматривается как профиль крыла). Путём разложения подъёмной силы профиля dY и его сопротивления аэродинамического dX определяют тягу dP и силу dQ сопротивления вращению рассматриваемого элемента лопасти, а полные тягу лопасти и силу сопротивления её вращению (отсюда — потребную для вращения В. в. мощность двигателя) получают интегрированием вдоль лопасти. В основном действующие на элемент лопасти силы определяются относительной скоростью W набегающего потока и её геометрическим углом атаки {{?}}r = {{?}}-arctg(V/{{?}}r), {{?}} — угол установки элемента лопасти. В идеальном случае скорость набегающего потока W = {{?}}Xr + V, где {{?}} — угловая скорость лопасти, r — радиус-вектор рассматриваемого сечения, V — вектор скорости полёта. При своём движении лопасть увлекает за собой воздух, придавая ему дополнительную, индуктивную скорость w. В результате истинная скорость Wн,. обтекания элемента и истинный угол атаки ({{?}}н) отличаются от идеальных. Вычисление w и {{?}}н являются основной задачей теории винта.
В 1910—1911 Г. X. Сабинин и Б. Н. Юрьев развили теорию Джевецкого, включив в неё, в частности, некоторые положения теории идеального пропеллера. Расчёты В. в. по полученным ими формулам вполне удовлетворительно согласовывались с экспериментальными результатами. В 1912 Н. Е. Жуковский предложил вихревую теорию, дающую точное физическое представление о работе винта, и практически все расчёты В. в. стали проводиться на основе этой теории.
Согласно теории Жуковского, винт заменяется системой присоединённых и свободных вихрей. При этом лопасти заменятся вихрями присоединёнными, которые переходят в вихрь свободный , идущий вдоль оси винта, а с задней кромка лопасти сходят свободные вихри, образующие в общем случае винтовую вихревую пелену. При допущении, что {{?}} < < V и свободные вихри имеют форму винтовых линий (малы возмущения), Жуковский получил простые формулы для скорости {{?}}, вызываемой цилиндрическим слоем винтовых вихрей (то есть для осреднённой по окружности {{?}}), дающие непосредственную связь {{?}} с циркуляцией скорости вокруг сечения лопасти. Гипотеза плоских сечений при безотрывном обтекании лопасти была подтверждена экспериментально совпадением распределений давления по сечениям лопасти вращающегося В. в. и крыльев с теми же профилями сечений. Оказалось, однако, что вращение влияет на распространение срыва потока по поверхности лопасти и в особенности на разрежение в области отрыва. Начинающаяся на конце лопасти область отрыва потока подобна вращающейся трубе, разрежение в ней управляется центробежной силой и на внутренней части лопасти намного больше, чем на крыле.
При {{?}} < 1 истинная индуктивная скорость близка к средней, и полученные в вихревой теории формулы дают хорошие результаты при расчёте и проектировании В. в. Однако при {{?}} > 1 отличие истинной {{?}} от средней становится заметным, и расчёт В. в. с истинной {{?}} становится аналогичным расчёту крыла конечного размаха (см. Крыла теория). При расчёте тяжело нагруженных В. в. (с большим отношением мощности к сметаемой винтом поверхности) необходимо учитывать деформацию вихрей.
Вследствие того, что к окружной скорости В. в. добавляется поступательная скорость летательного аппарата, влияние сжимаемости воздуха сказывается прежде всего на В. в. (приводит к уменьшению коэффициента полезного действия). При дозвуковых окружной скорости конца лопасти, поступательной скорости самолёта и дозвуковой скорости W влияние сжимаемости воздуха на {{?}} слабое и сказывается лишь на обтекании лопасти. В случае же дозвуковой скорости летательной аппарат и сверхзвуковой скорости W на конце лопасти (когда необходим учёт сжимаемости среды) теория В. в., основанная на схеме присоединённых (несущих) вихрей, становится практически неприменимой, к нужен переход к схеме несущей поверхности. Такой переход необходим и при дозвуковой скорости конца лопасти, если её ширина достаточно велика. Полученные в СССР экспериментальным путём аэродинамические характеристики В. в. и поправки, обусловленные сжимаемостью воздуха, широко применялись при выборе диаметров и числа лопастей В. в. и вместе с выбором формы лопастей (в особенности профилей их сечений) дали возможность улучшить лётные характеристики отечественных самолетов, в том числе участвовавших в Великой Отечественной войне.
В течение первого периода освоения больших дозвуковых скоростей основной задачей проектирования В. в. считали создание винтов большого диаметра (до 6 м) с высоким коэффициентом полезного действия (~85%) при максимальной скорости полёта. Характеристики профилей при больших околозвуковых скоростях полота впервые были получены экспериментально на винтах с так называемыми дренированными лопастями, причём один из профилей имел свойства сверхкритического профиля (1949). Для второго периода (с 60?х гг.) характерно дополнительное требование — увеличенная тяга В. в. при взлёте. С этой целью были разработаны лопасти с профилями увеличенной кривизны. Дальнейшее развитие В. в. связывают с разработкой винтов с большим числом широких тонких саблевидных лопастей . С увеличением числа и ширины лопастей большое значение приобретает обтекание их комлевых частей, где существенен эффект решётки профилей. Средством уменьшения волнового сопротивления может быть выбор формы кока. Расчеты и эксперименты показывают, что на скоростях полёта, соответствующих Маха числу полёта M{{?}} < = 0,9, эти В. в. обеспечат значительную экономию топлива по сравнению с турбореактивными двигателями и турбореактивными двухконтурными двигателями (до 20—30%), будут менее шумными, что особенно существенно в связи с постоянным ужесточением Норм шума.
В СССР большой вклад в разработку теории, методов расчёта и проектирование В. в. внесли С. Ш. Бас-Дубов, Б. П. Бляхман, В. П. Ветчинкин, К. И. Жданов, Г. М. Заславский, В. В. Келдыш, А. Н. Кишалов, Г. И. Кузьмин, А. М. Лепилкин, Г. И. Майкапар, И. В. Остославский, Н. Н. Поляков, Д. В. Халезов.

Интерференция аэродинамическая (от латинского inter — взаимно, между собой и ierio — ударяю, поражаю) — взаимодействие потоков, обтекающих отдельные элементы летательного аппарата или отдельные объекты. Мерой И. а. служит изменение аэродинамических характеристик элемента летательного аппарат или объекта по сравнению с характеристиками изолированного элемента или объекта. В большинстве случаев И. а. является неблагоприятной и приводит к возрастанию сопротивления аэродинамического; эту часть сопротивления обычно называют сопротивлением интерференции. При сверхзвуковых скоростях полёта возможно и благоприятное влияние И. а., например, у Буземана биплана, у самолёта схемы «высокоплан» и в некоторых других случаях.
Знание аэродинамических свойств изолированных элементов летательного аппарата и интерференционных поправок позволяет рассчитать аэродинамические характеристики полной конфигурации и выбрать исходя из каких-либо критериев оптимальное расположение элементов. Если возмущения, вносимые конфигурацией в поток газа, малы и выполняются условия линеаризации уравнений движения (см. Линеаризованная теория), то общая проблема И. а. распадается на ряд самостоятельных задач, и каждый отдельный вид И. а. может быть исследован независимо от других.
В зависимости от типа рассматриваемых элементов выделяют следующие основные виды И. а.: взаимодействие несущих поверхностей, взаимодействие крыла и фюзеляжа, взаимодействие двигательной установки и несущих поверхностей, а также влияние поверхности земли, свободной поверхности и стенок аэродинамической трубы.
При определенных условиях И. а. может быть однонаправленной; например, при сверхзвуковых скоростях полёта имеет место интерференционное воздействие крыла или фюзеляжа на хвостовое оперение, но отсутствует влияние хвостового оперения на крыло и фюзеляж, так как в этом случае возмущения не могут распространяться вверх по потоку. Если влияние одного из элементов комбинации значительно меньше влияния другого элемента (например, воздействие хвостового оперения на крыло или фюзеляж при дозвуковых скоростях полёта или воздействие крыла на воздушный винт являются малыми), то в первом приближении И. а. оказывается однонаправленной.
При сильном взаимном влиянии, которое проявляется в основном в месте сочленения пересекающихся элементов, таких, как крыло и фюзеляж, разделить интерференционные воздействия крыла на фюзеляж и фюзеляжа на крыло и свести исследование И. а. к изучению её отдельных сторон можно только для характерных конфигураций (например, для длинного фюзеляжа с узким крылом с небольшим углом стреловидности — при дозвуковых скоростях; для комбинации крыла с цилиндрическим фюзеляжем или фюзеляжа с крылом, имеющим сверхзвуковую переднюю кромку, — при сверхзвуковых скоростях). В общем случае интерференционные воздействия не разделяются и задача исследования И. а. сводится к определению поля течения около рассматриваемого летательного аппарата с помощью какого-либо метода численного анализа на основе Эйлера уравнений. Вследствие сильной И. а. крыла и фюзеляжа разработан ряд правил оптимизации формы комбинации корпуса с крылом: сверхзвуковое правило площадей (см. Площадей правило), правило моментов площадей и другие экспериментальные исследования И. а. крыла и фюзеляжа впервые были проведены при больших дозвуковых скоростях Г. П. Свищевым и в трансзвуковом диапазоне скоростей английским учёным Р. Уиткомбом. Исследования позволили существенно уменьшить аэродинамическое сопротивление летательного аппарата.

Воздушно-реактивный двигатель (ВРД) — реактивный двигатель, в котором атмосферный воздух применяется как основное рабочее тело в термодинамическом цикле, а также при создании реактивной тяги двигателя. При использовании химического авиационного топлива кислород, содержащийся в воздухе, является основным окислителем при горении топлива в ВРД. Если источником энергии в ВРД служит, например, ядерная энергия, то теплота к рабочему телу (воздуху) передается с помощью промежуточных теплоносителей или другие способом (см. Авиационная ядерная силовая установка). Термодинамический цикл ВРД в общем случае включает процессы сжатия воздуха, забираемого из атмосферы, подвода теплоты (одно- или многократного) и расширения нагретого газа до атмосферного давления. ВРД по способу сжатия воздуха делятся на компрессорные и бескомпрессорные. У компрессорных ВРД сжатие воздуха осуществляется в воздухозаборнике, а далее механическим компрессором, вращаемым газовой турбиной. Такие ВРД принадлежат к классу газотурбинных двигателей (ГТД). Принципиально возможен привод компрессора от поршневого двигателя внутреннего сгорания (мотокомпрессорный ВРД). К бескомпрессорным ВРД относятся прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) и пульсирующий воздушно-реактивный двигатель. В ПВРД сжатие воздуха осуществляется только за счёт кинетической энергии набегающего потока воздуха. Разновидностью прямоточного ВРД является гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) со сверхзвуковой скоростью течения воздуха внутри двигателя.
К ГТД прямой реакции относятся одно- и двухконтурный турбореактивные двигатели (ТРД и ТРДД). При использовании форсажных камер сгорания (турбореактивный двигатель с форсажной камерой и турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой) диапазон применения этих двигателей по скорости полёта расширяется. К ВРД по рабочему процессу и конструкции близки авиационного ГТД непрямой реакции: турбовинтовые двигатели (ТВД) и их разновидности — турбовинтовентиляторные двигатели и турбовальные двигатели. Эти двигатели предназначены только для дозвуковых скоростей полёта.
Особый класс образуют комбинированные двигатели, сочетающее элементы ГТД, ракетного двигателя и ПВРД. Идеи создания ВРД различных схем высказывались во второй половине XIX — начале XX вв. В 30?е гг. начали создаваться экспериментальные образцы ТРД, ПВРД, мотокомпрессорных ВРД. Первые боевые самолёты с турбореактивными двигателями появились в Великобритании и Германии в 1944. Начиная с 50?х гг. ВРД становится основным типом двигателей самолётов. На некоторых беспилотных летательных аппаратах нашли применение прямоточный воздушно-реактивный двигатель и ракетно-прямоточные двигатели.