Ту 70 — первый в СССР пассажирский самолёт с герметизированном салоном. По схеме — низкоплан с четырьмя ПД АШ 73ТК. Построен на базе Ту 4 с увеличенным по длине и диаметру фюзеляжем. Салон оборудован отоплением, вентиляцией, имеется блок питания. Самолёт успешно прошёл испытания. В серии не строился. Опыт создания большой герметизированной кабины использован при проектировании Ту 104.
Ту 75 — транспортный вариант самолёта Ту 70. Фюзеляж приспособлен для размещения в нём тяжёлой боевой техники. Для этой цели сделан большой грузовой люк с опускающимся тралом. Самолёт брал до 10 т груза или 100 десантников со штатным вооружением. Были введены стрелковые установки — верхняя, нижняя и кормовая. Ту 75 применялся для грузовых перевозок. В серии не строился. Первый полёт в 1950.
Ту 80 — дальний бомбардировщик с четырьмя ПД АШ 73ФН. Развитие Ту 4 с целью увеличения дальности полёта. Основные отличия: новая компоновка передней кабины, ставшая прототипом для Ту 85 и Ту 95; облегчённая конструкция; улучшенная аэродинамика крыла; полуутопленные бортовые блистеры прицельных станций. Крыло с несколько б{{?}}льшим размахом позволило на 15% увеличить запас топлива. С нагрузкой в 3 т была достигнута дальность свыше 7000 км. В серии самолёт не строился.
Ту 82, «82» — фронтовой бомбардировщик с двумя ТРД ВК 1. Впервые в отечественном самолётостроении на бомбардировщике было применено стреловидное крыло. Мотогондолы двигателей, расположенных под крылом, объединялись с обтекателями шасси. Экипаж размещался в двух гермокабинах. Испытания подтвердили правильность выбранных конструктивных и технологических решений. Скорость Ту 82 достигала 934 км/ч на высоте 4000 м. Построено 2 экземпляра. Полученные результаты позволили приступить к проектированию самолёта Ту 16 («88»).
Ту 85 — межконтинентальный бомбардировщик с четырьмя ПД ВД 4К (на опытном самолёте; на дублёре предполагались АШ 2К). Среднеплан; крыло двухлонжеронное с работающей обшивкой. Новшества в его конструкции, а также расход горючего из крыльевых баков по наиболее рациональной схеме позволили получить большой выигрыш в весе, высокое аэродинамическое качество. Конструкции многих агрегатов аналогичны конструкциям на самолёте Ту 4. Вооружение — 10 пушек НР 23, бомбовая нагрузка до 20 т. Первый советский самолёт с массой более 100 т. Самолёт успешно прошёл испытания. Работы по внедрению его в серийное производство были прекращены, так как на смену бомбардировщикам с прямым крылом и ПД шли машины со стреловидным крылом и ГТД (ТВД и ТРД), имевшие значительно большие скорости.
Ту 91 — двухместный многоцелевой самолёт с ТВД ТВ 2 мощностью 4480 кВт. Первоначально предназначался для палубного базирования на авианесущих кораблях, поэтому имел конструктивные особенности: складывающиеся вверх консоли крыла, систему для взлёта и посадки на палубу. Последующая переориентация на сухопутный вариант позволила упростить и облегчить конструкцию. Сразу за соосными винтами размещалась кабина. Лётчик и штурман сидели рядом, разделённые валом, проходившим от двигателя к редуктору. Двигатель, находившийся за кабиной, служил своеобразной бронезащитой экипажа. Катапультные сидения обеспечивали одновременное покидание самолёта членами экипажа. Оборудование позволяло работать со всеми видами вооружения, устанавливаемого на самолёте. Имелось дистанционное управление оружием для защиты задней полусферы. Самолёт успешно прошёл испытания. При полётной массе 7 т имел дальность 1500 км, скорость 500 км/ч, потолок 6 км. В серии не строился.
Ту 95 — стратегический бомбардировщик с восемью ТВД ТВ 2Ф, сведёнными попарно в четыре установки с редуктором уникальной конструкции на опытном самолете, и с четырьмя ТВД НК 12 — на серийных. По схеме — среднеплан со стреловидным крылом большого удлинения. Шасси с передней опорой, с четырёхколёсными тележками на основных опорах. Обтекатели шасси являлись продолжением мотогондол внутреннего ТВД. Каждый из ТВД приводил во вращение (в противоположных направлениях) два соосных четырёхлопастных винта, оборудованных системой автофлюгирования. Ту 95, как и Ту 16, стал в процессе развития ракетоносным комплексом. Имел ряд модификаций различного назначения. Строился серийно. Первый полёт в 1952.
Модификация Ту 95МС — составная часть ударного авиационного комплекса, в который входят самолёт-носитель, ракеты класса «воздух — поверхность» (шесть крылатых ракет), оборонительный комплекс. На Ту 95МС установлены четыре ТВД НК 12МВ, оборудование для заправки топливом в полёте по системе «шланг — конус». Экипаж 7 человек.
Ту 98 — сверхзвуковой бомбардировщик с двумя ТРД АЛ 7Ф, расположенный в хвостовой части фюзеляжа. Новшества: силовые элементы крыла и фюзеляжа выполнены из прессованных профилированных панелей; для ввода в двигатели невозмущённого воздушного потока установлены удлинённые воздухозаборники; основные опоры шасси крепились к фюзеляжу и убирались в него, оставляя крыло «чистым»; во всех каналах управления введены гидроусилители, рулевые демпфирующие устройства. Построено 2 экземпляра.
Ту 104 — первый советский реактивный пассажирский самолёт. По схеме — низкоплан с двумя ТРД АМ 3. Построен на базе самолёта Ту 16. Заново спроектированный фюзеляж состоял из кабины экипажа и салона. В салоне размещалось от 50 до 115 пассажиров в зависимости от модификации. Впервые в отечественном самолётостроении были решены проблемы обеспечения ресурса герметичного фюзеляжа. Носок крыла обогревался горячим воздухом от компрессора двигателя; киль и стабилизатор имели электрообогрев. Шасси — с передней опорой. Вошёл в строй в 1956 и по существу стал первым в мире реактивным пассажирский самолётом, успешно вступившим в регулярную эксплуатацию. В 1958 на Всемирной выставке в Брюсселе самолёту присуждена золотая медаль. На специальном самолёте Ту 104 моделировались условия невесомости для лётчиков из первого отряда космонавтов. На Ту 104 установлено 26 мировых рекордов, совершён ряд известных перелётов. Самолёт эксплуатировался зарубежными авиакомпаниями. Снят с эксплуатации в 1980. Установлен как памятник в Московском аэропорту Внуково. Построено свыше 200 экземпляров.
Ту 110 — реактивный пассажирский самолёт с четырьмя ТРД АЛ 7П. Создан на базе Ту 104. Основные отличия, связанные с попарной установкой двигателей с каждого борта фюзеляжа: изменена конфигурация корневых зон лонжеронов для новых воздухозаборников; двигатели крепятся к крыльевой балке, а не к фюзеляжу. Построено 2 экземпляра. Первый полёт в 1957.
Ту 114 — пассажирский самолёт с четырьмя ТВД НК 12МВ, построенный на базе Ту 95. По схеме — моноплан с низкорасположенным крылом и подвижным стабилизатором. Были решены проблемы жизнеобеспечения и необходимого комфорта для 220 пассажиров при длительном полёте. Самолёту были присущи многие особенности аэробуса. Двухпалубный фюзеляж в нижней части имел отсеки для багажа, почты, комнату отдыха экипажа. Здесь же была расположена кухня с запасом продуктов. Палубы соединялись лестницей. На верхней палубе помимо салонов с удобными креслами имелось четыре трёхместных спальных купе. В расположенный между салонами буфет еда подавалась из кухни специальным лифтом. Пассажиров обслуживали шесть бортпроводниц. С конца 50 х гг. до 1967 Ту 114 был флагманом «Аэрофлота» и эксплуатировался на линиях большой протяжённости, связывающих Москву с Хабаровском, Дели, Нью-Йорком, Токио, Гаваной. В СССР самолёт не имел конкурентов по экономической эффективности. Ту 114 удостоен Гран при на Всемирной выставке 1958 в Брюсселе, ему принадлежат 32 мировых рекорда. Самолёт снят с эксплуатации в 1976, установлен в Московском аэропорту Домодедово как памятник сверхдальнему турбовинтовому лайнеру. Построено 32 экземпляра.
Ту 116, Ту 114Д — пассажирский самолёт с четырьмя ТВД НК 12 для эксплуатации на сверхдальних беспосадочных трассах. Создан на базе Ту 95. Изменения коснулись конструкции фюзеляжа. За центропланом расположена гермокабина, включающая два салона на 20 человек, кухню, туалет, служебное помещение. Для входа и выхода использовался опускающийся трап. В 1958 на Ту 116 совершён ряд выдающихся перелётов, среди них первый беспосадочный рейс пассажирского самолёта по маршруту Москва — Владивосток. Построено 2 экземпляра. Первый полёт в 1965.
Ту 124 — реактивный ближнемагистральный пассажирский самолёт с двумя ТРДД Д 20П. Впервые в СССР на пассажирском самолёте были установлены более экономичные и менее шумные двухконтурные ТРД. Наличие двухщелевых закрылков и интерцепторов на крыле, посадочного щитка на фюзеляже, тормозного парашюта позволяло эксплуатировать самолёт с ВПП как с твёрдым покрытием, так и с грунтовым. Шасси трёхопорное. Основные опоры с четырёхколёсными тележками, убирающимися назад по полёту в гондолы-обтекатели. В зависимости от классности салон рассчитан на 44 или 56 человек. Он оснащён удобными креслами, отоплением, вентиляцией; имеется буфет. Самолёт эксплуатировался рядом зарубежных компаний. Построено более 150 экземпляров.
Ту 126 — первый советский самолёт, оборудованный системой дальнего радиолокационного обнаружения. Создан на базе Ту 114. Фюзеляж удлинён и переоборудован для размещения радиотехнического комплекса «Лиана» и обслуживающего персонала. На хвостовой части фюзеляжа установлен пилон, несущий на себе радиопрозрачный обтекатель с размещённой в нём радиолокационной антенной поиска целей. Комплекс «Лиана» обеспечивал раннее обнаружение самолётов и надводных кораблей, определение их государственной принадлежности. Полученные данные передавались на пункты ПВО. Строился серийно.
Ту 128, Ту 28 — дальний сверхзвуковой истребитель-перехватчик с двумя ТРДФ АЛ 7Ф 2 с тягой по 66,7 кН (99 кН на форсаже), расположенными в хвостовой части фюзеляжа (первый полёт в 1961). Построен на базе Ту 98. Шасси трёхопорное; основные опоры убираются в обтекатели на крыле, носовая — в фюзеляж (назад по полёту). Герметическая кабина оборудована катапультными креслами, обеспечивающими покидание самолета на всех режимах полёта, включая взлёт и посадку. Экипаж 2 человека. Максимальная взлётная масса — 43 т, максимальная скорость — 1665 км/ч, практическая дальность полёта — 2565 км, потолок — 15600 м. Вооружение — четыре ракеты класса «воздух — воздух». Оборудован системой обнаружения, захвата и сопровождения цели. Строился серийно. Первый полёт в 1961.
Ту 134 — ближнемагистральный пассажирский самолёт с двумя ТРДД Д 20П 125 на опытном самолёте и Д 30 на серийных. Двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа на пилонах, что значительно снижает шум в салоне. Горизонтальное оперение поднято на вершину киля. Топливо размещено в кессон-баках крыла. Ту 134 был сертифицирован по международным нормам. Самолёт строился в различных модификациях: пассажирские, машины специального назначения, летающие лаборатории. Использовался также в школах ВВС. Ту 134 широко применялся в «Аэрофлоте» и во многих зарубежных авиакомпаниях. Построено более 850 экземпляров.
Ту 144 — сверхзвуковой пассажирский самолёт с четырьмя ТРДДФ НК 144А (в серии ТРД РД36 51А). Выполнен по схеме «бесхвостка» Крыло треугольное, малого удлинения, с наплывом большой стреловидности в передней части. Управление самолётом по тангажу и крену осуществляется двумя элевонами. Каждый из них состоит из четырёх секций, отклоняемых раздельно с помощью двух бустеров. Руль направления имеет две секции также с раздельным управлением. Наличие секций в органах управления существенно повышает надёжность работы системы, этой же цели служит четырёхкратное резервирование всех основных систем. Силовая установка скомпонована под крылом в двух изолированных мотогондолах, каждая на два двигателя. Топливо размещено в кессон-баках крыла. Оно расходуется автоматически по определённой программе, обеспечивающей необходимую центровку машины. Шасси трёхопорное. Основные опоры имеют двухосную восьмиколёсную тележку. Все колёса оборудованы тормозами. Опоры убираются вперёд по полёту в ниши между каналами воздухозаборника. Кабина экипажа вписана в обводы фюзеляжа и не имеет обычного выступающего фонаря. Поэтому носовая негерметизированная часть фюзеляжа с радиолокатором и антенными системами при взлёте и посадке отклоняется вниз, открывая лобовые стёкла кабины пилотов для визуального обзора. Для улучшения взлётно-посадочных характеристик применено убирающееся в полёте переднее горизонтальное оперение. Самолёт оборудован рядом автоматических систем, в том числе для навигации и слепой посадки. Салон вмещает 150 пассажиров. Багаж размещается в контейнерах в багажных отсеках. На самолёте установлен ряд мировых рекордов. Строился серийно. В 1977—78 эксплуатировался на трассе Москва — Алма-Ата.
Ту 154 — магистральный реактивный пассажирский самолёт с тремя ТРДД НК 8 2 (Д 3ОКУ 154 на модификации Ту 154М). Низкорасположенное трёхлонжеронное крыло имеет хорошую аэродинамическую компоновку, снабжено предкрылками, интерцепторами, трёхщелевыми закрылками. Топливо размещается в кессон-баках крыла. Шасси трёхопорное. Подкрыльевые опоры состоят из тележек с тремя парами колёс. Фюзеляж, за исключением носка с антенной радиолокатора и хвостовой части, где крепятся двигатели, герметизирован. В салоне, в зависимости от шага кресел, размещается от 164 до 180 пассажир, которых обслуживают шесть бортпроводниц. Три багажных отсека (два из них герметизированы) вмещают 18 т коммерческой нагрузки. Двигатели, расположены в хвостовой части фюзеляжа на демпферных опорах, имеют удобный доступ для осмотра. Над средним двигателем находится вспомогательная силовая установка. Горизонтальное оперение с подвижным стабилизатором установлено сверху киля. Рули направления и высоты — сотовой конструкции. Построенный в разных модификациях Ту 154 широко применяется на линиях «Аэрофлота» и в зарубежных авиакомпаниях.
Ту 155 — самолёт, на котором впервые в мировой практике установлен двигатель, работающий на криогенном топливе (жидкий водород или сжиженный природный газ). Построен на базе серийного самолёта Ту 154. Из трёх двигательных установок две (левая и средняя) — обычные для Ту 154 ТРДД НК 8 2. Третья (правая) установка включает двигатель НК 88 или НК 89, работающий на криогенном топливе. Для его размещения в хвостовой части переоборудованного пассажирского салона установлен специальный бак. Использование криогенного топлива потребовало разработки, создания и освоения принципиально новых для авиастроения технологических процессов. Работу криогенной силовой установки, её пожаро- и взрывобезопасность обеспечивают 30 бортовых ЭВМ. Первые лётные испытания Ту 155 с двигателем НК 88, работавшим на жидком водороде, проведены в 1988, а с НК 89, работавшим на сжиженном природном газе, — в 1989. Они подтвердили правильность выбранных технологических решений.
Ту 160 — сверхзвуковой стратегический бомбардировщик, с крылом изменяемой в полёте стреловидности. Четыре ТРДД НК 32 установлены попарно в гондолах под задней частью крыла. Хвостовое оперение крестообразной формы, киль цельноповоротный. Максимальная взлётная масса 275 т. Экипаж (два пилота и два штурмана) размещён в двух двухместных кабинах, оборудованных катапультными креслами. В полёте самолёт может находиться (с дозаправкой в воздухе) десятки часов, поэтому для экипажа предусмотрены кухня, откидная койка и др. удобства. Управление самолётом и его системами вооружения облегчено наличием более 100 ЭВМ, Вооружение размещается в двух отсеках фюзеляжа. Оно может состоять либо из бомб, либо из 12 крылатых ракет, либо из 24 ракет малой дальности. В оборонительное вооружение входят системы РЭБ. Навигационная и прицельная системы обеспечивают высокие точности вывода самолёта в заданный район и поражение целей. Строился серийно. Первый полёт в 1981.
Ту 204 — пассажирский самолёт для линий протяжённостью до 3500 км. По схеме — моноплан с низкорасположенным крылом. Под крылом на пилонах установлены два ТРДД ПС 90А (Д 90А). Топливо размещается в четырёх крыльевых баках и одном килевом. Система расхода топлива работает в автоматическом режиме. Шасси выполнено по трёхопорной схеме. Основные опоры под крылом, убираются в нишу фюзеляжа. Передняя опора убирается вперёд по полёту. Стабилизатор установлен на фюзеляже. В конструкции Ту 204 широко использованы композиционные материалы, применены цифровые электродистанционные системы управления самолётом. Салон, рассчитанный на 214 пассажиров, имеет шаг установки кресел 810 мм. Предусмотрены варианты повышенного комфорта (шаг установки кресел 960 мм) и первого класса (990 мм). Багаж, почта, грузы размещаются в контейнерах.
На самолётах АНТ и Ту было установлено всего 225 мировых рекордов.

Вспомогательная силовая установка (ВСУ), энергоузел — силовая установка на современных самолётах и вертолётах для пуска основных двигателей, питания сжатым воздухом системы кондиционирования, привода электрогенераторов и другого вспомогательного оборудования. Применение бортовых ВСУ обеспечивает независимость летательного аппарата от наземных источников питания. В полёте ВСУ может использоваться в качестве аварийного источника энергии.
ВСУ представляет собой газотурбинный двигатель и выполняется по следующим основным схемам: 1) одновальной, в которой отбор воздуха обычно осуществляется от общего компрессора, приводимого турбиной, расположенной с компрессором на общем валу, а генератор тока приводится от турбины через редуктор; частота вращения у таких ВСУ на рабочем режиме обычно поддерживается постоянной, что обусловлено необходимостью приводи генераторов переменного тока; 2) одно- или двухвальной с дополнительным компрессором, от которого отбирается воздух потребителю; 3) двухкаскадной, в которой воздух отбирается за компрессором низкого давлении;
У ВСУ, используемых на пассажирских самолётах, основная мощность тратится на выработку сжатого воздуха. Отбираемая электрическая мощность в этом случае не более 90 кВт, ВСУ могут выполняться и по другим схемам в зависимости от предъявляемых к ним требований — по соотношению между видами энергии (электрическая, пневматическая и механическая), вырабатываемой ими.

Восьмёрка — фигура пилотажа: полёт летательного аппарат по траектории, сходной с цифрой 8. Различают горизонтальную и вертикальную В. Горизонтальная В. состоит из двух противоположных по направлению разворота слитно выполненных виражей; вертикальная — из Нестерова петли и двух полупетель.

2) А. летательных аппаратов — раздел прикладной механики, служащий научным фундаментом для аэродинамического проектирования летательных аппаратов. Включает методологию научных исследований, сочетающую теоретическое и экспериментальное изучение физических явлений с целью использования полученных знаний в практике конкретной научно-исследовательской и опытно-конструкторской работы. В зависимости от вида летательных аппаратов различают А. самолётов, А. вертолётов и т. д.
А. летательных аппаратов как синтез теоретических и экспериментальных исследований возникла из потребностей практики и служит прежде всего её интересам, поэтому развитие А. летательных аппаратов тесно связано с этапами развития авиации.
Как научное направление А. сформировалась в первой четверти XX в., то есть вскоре после появления первых летательных аппаратов тяжелее воздуха. В конце XIX — начале XX вв. из-за отсутствия должной теоретической и экспериментальной базы для определения аэродинамических характеристик летательных аппаратов и выбора рациональных параметров их компоновки могли быть использованы лишь простейшие теоретические и экспериментальные результаты и методы. Поиск пригодных на практике решений часто осуществлялся методом проб и ошибок, что приводило ко многим неудачам и даже катастрофам. Развитие авиации настоятельно требовало создания специальных исследовательских центров и организаций, основная деятельность которых была бы направлена на решение возникавших практических задач и которые могли бы обеспечить конструкторов методами расчёта, рекомендациями, справочным материалом и тем самым создать научную основу аэродинамическим проектированиям летательных аппаратов.
В 1904 под руководством Жуковского был создан первый в мире Аэродинамический институт. В последующие годы в ряде стран были организованы государственные исследовательские институты (в Великобритании, США, Германии, Франции). В 1918 по инициативе Жуковского создаётся Центральный аэрогидродинамический институт. Созданием исследовательских центров по авиации был завершён этап становления и формирования А. летательных аппаратов как раздела прикладной механики.
Задача выбора рациональных параметров крыла, одна из основных в аэродинамическом расчёте самолёта, встала в полной мере одновременно с созданием первых самолётов. На начальном этапе развития авиации были поняты значение профиля крыла (вогнутый профиль имел лучшие характеристики, чем плоская пластинка) и роль удлинения крыла (для увеличения площади крыла с точки зрения аэродинамики выгоднее увеличивать его размах, а не хорду). После того как Прандтль развил теорию крыла конечного размаха, это положение получило теоретическое обоснование — увеличение удлинения крыла приводит к уменьшению индуктивного сопротивления.
Успешные полёты первых самолётов вызвали появление новых конструкций и их модификаций. Совершенствование аэропланов в те годы осуществлялось не только в направлении увеличения грузоподъёмности и улучшения лётных качеств, но и в значительной мере было направлено на улучшение управляемости летательного аппарата, его устойчивости и взлётно-посадочных характеристик. (Вопросы размещения органов балансировки и управления, выбора их размеров и конструктивных схем, а также связанного с этим выбора параметров систем управления были объектом исследований и экспериментов многие годы.) В это время берёт своё начало и один из разделов А. летательных аппаратов — аэродинамика органов управления. Среди первых самолётов наблюдалось большое разнообразие аэродинамических схем, определявшихся расположением органов продольной балансировки и управления. Многие из этих схем получили дальнейшее развитие и более или менее широко применялись в последующие годы (так называемая нормальная схема — горизонтальное оперение за крылом, схемы «утка» и «бесхвостка»). Определились и стали затем традиционными аэродинамические органы управления самолётом в полёте. Это руль направления, обеспечивающий путевое управление и располагающийся на киле (килях); руль высоты (его называют и рулём глубины), обеспечивающий продольное управление и располагающийся на стабилизаторе (дестабилизаторе); элероны, служащие для управления по крену; элевоны — органы управления, совмещающие функции руля высоты и элеронов.
Начальный период развития авиации характеризуется большим многообразием аэродинамических схем, что явилось отражением поиска компромисса между требованиями А. и прочности авиационных конструкций. Среди первых самолётов были монопланы, бипланы, трипланы и даже полипланы. Для аэропланов первого периода лучшей оказалась бипланная схема. Самолёты, выполненные по такой аэродинамической схеме, при равной с монопланом суммарной площади крыла оказывались более лёгкими, а следовательно, более грузоподъёмными. По условиям прочности крыльям бипланов можно было придать (и это делали) большее удлинение, снизив тем самым индуктивное сопротивление. Первые монопланы ввиду недостаточной жесткости и прочности тонкого крыла нуждались в большом числе подкрепляющих элементов (подкосов, растяжек и т. п.}, что сильно увеличивало их аэродинамическое сопротивление и не позволяло повысить удлинение крыла, а с ним и аэродинамическое качество летательных аппаратов. Только применение профилей с большой относительной толщиной (начиная примерно с 20?х гг.) позволило перейти к аэродинамической схеме свободнонесущего моноплана.
Характерно, что первоначально эта схема получила распространение на самолётах, от которых требовались повышенная грузоподъёмность и дальность (экономичность), например, на тяжёлых бомбардировщиках и пассажирских машинах. В то же время для самолётов, от которых требовались высокие и манёвренные данные и скорости (истребители), примерно до начала 30?х гг. применялась исключительно бипланная схема, более выгодная в весовом отношении для самолётов небольших размеров со сравнительно малой удельной нагрузкой на крыло. Поэтому в 20—30?х гг. аэродинамическое совершенствование самолётов проходило по линии как бипланной, так и монопланной схем. Но в конце 30?х гг. проявились заметные преимущества монопланной схемы для самолётов почти всех назначений и она стала господствующей в последующие периоды развития авиации. Наряду с грузоподъёмностью скорость полёта становилась всё более важным фактором для военных летательных аппаратов и в экономической оценке пассажирских самолётов. Уровень аэродинамического совершенства летательных аппаратов стал играть всё возрастающую роль в повышении эффективности (боевой или экономической) использования летательных аппаратов.
Вообще в 20—40?х гг. А. летательных аппаратов развивалась очень быстрыми темпами. Этому способствовало то обстоятельство, что в конце 20?х — начале 30?х гг. в разных странах в основном уже были созданы совершенные для того времени экспериментальные установки, позволявшие развивать наиболее важные направления исследований в области теоретической и экспериментальной А. для надёжного решения возникавших практических задач, Интенсивное развитие получила теория крыла конечного размаха и теория воздушного винта — важнейшие разделы А. летательных аппаратов. Результаты теоретических исследований после тщательной экспериментальной проверки и обобщения принимались за основу в практической работе. Разработанные методы расчёта позволяли обоснованно определять наивыгоднейшую форму крыла в плане, влияние крыла на хвостовое оперение и тем самым выбирать форму и расположение горизонтального оперения, учитывать взаимодействие несущих поверхностей (биплан, полиплан). Появилась возможность учитывать влияние работающего воздушного винта на распределение нагрузки по размаху крыла и работу хвостового оперения и на этой основе вводить поправки в результаты эксперимента в аэродинамических трубах.
Наличие аэродинамических труб больших размеров и чувствительной измерительной аппаратуры позволило развернуть широкие исследования с целью выяснения возможностей существ, улучшения аэродинамических и, следовательно, летно-технических характеристик летательных аппаратов. Использование зализов, улучшение обводов фюзеляжа, устранение различных щелей и выступов, специальное капотирование двигателей, применение сначала обтекателей шасси, а затем убирающегося шасси существенно видоизменили облик самолётов и в значительной степени обусловили резкое улучшение их лётных данных в 30?е гг.
Очень большое значение для развития А. летательных аппаратов и самолётостроения в целом имела постройка больших (натурных) аэродинамических труб. Создание таких чрезвычайно сложных в инженерном отношении и дорогих экспериментальных сооружений, в которых испытаниям подвергаются уже не модели, а самолёты целиком или их крупномасштабные макеты, было по силам только крупнейшим развитым государствам. В СССР во второй половине 30?х гг. был организован новый аэродинамический центр (Новый ЦАГИ), оснащённый крупнейшими для того времени натурными аэродинамическими трубами. Подобные экспериментальные установки позволяли проводить уникальные исследования, которые в принципе не могли быть выполнены на малых моделях.
Экспериментальные и теоретические исследования А. летательных аппаратов показали, что для самолётов с хорошо обтекаемыми формами основным источником сопротивления является трение воздуха об обтекаемую поверхность, обусловленное его вязкостью. Самый естественный способ снижения сопротивления трения заключался в уменьшении площади трения (прежде всего площади крыльев). Это привело к отказу от бипланной схемы и переходу к свободнонесущему моноплану с повышенной удельной нагрузкой на крыло. С целью дальнейшего уменьшения сопротивления трения начались работы по созданию ламинарных профилей крыла, обладавших пониженным профильным сопротивлением. В конце 30?х гг. в СССР были разработаны первые ламинаризированные профили и компоновки крыльев на их основе.
Стремление не допускать сильного увеличения взлётно-посадочных скоростей и дистанций самолётов, отличавшихся повышенной нагрузкой на крыло, привело к ускорению исследований по механизации крыла и поиску методов борьбы со сваливанием. В 30— 40?х гг. объём научных исследований и экспериментальных работ в этих направлениях значительно возрос. Практически все скоростные самолёты второй мировой войны оснащались тем или иным видом механизации крыла. В самом начале 40?х гг. выполнены первые практические работы (СССР, Германия) по непосредственному управлению пограничным слоем (отсос пограничного слоя, его сдув), которое осуществлялось на элементах механизации крыла (закрылках, зависающих элеронах). В 30?е гг. значительное развитие получила теория воздушного винта. Были созданы винты изменяемого шага, что способствовало улучшению лётных данных самолётов, Было выявлено существенное влияние сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики винтов, что позволило сформулировать специальные требования к проектированию винтов для самолётов различных типов.
Непрерывный рост мощностей двигателей был связан со значительным увеличением потерь на их охлаждение. Разработкой рациональных туннельных, крыльевых радиаторов и капотов для двигателей воздушного охлаждения был завершён к началу 40?х гг. комплекс аэродинамических исследований и конструктивных мероприятий, направленных на радикальное уменьшение лобового сопротивления самолётов с поршневыми двигателями.
Ещё Жуковским были заложены основы аэродинамического расчёта самолётов, задачей которого является определение основных лётных данных. В 20?х гг. были разработаны основные методы расчёта летных характеристик, в 30-е гг. они получили дальнейшее развитие. Были созданы инженерные методы определения основных лётных данных летательного аппарата на различных этапах проектирования самолёта и в различных приближениях. Установлены приближённые связи наиболее существенных конструктивных параметров самолета с его основными лётными данными. В это время берёт своё начало новое направление А. летательных аппаратов, связанное с проблемой рационального выбора параметров самолёта, которые обеспечивали бы выполнение предъявляемых к конкретному летательному аппарату требований, а также с оценкой перспектив развития авиации.
Последующие этапы совершенствования А. летательных аппаратов связаны с широким использованием в авиации реактивного двигателя и выходом на околозвуковую и сверхзвуковую скорости полёта. Хотя некоторые аспекты А. больших скоростей были разработаны ещё до Второй мировой войны (главным образом в теоретическом плане), основные работы в этом направлении развернулись уже после её окончания.
Учет сжимаемости воздуха привел к необходимости пересмотра и уточнения многих основных положений и выводов А. летательных аппаратов. Потребовалось создать новые около-, транс- и сверхзвуковые аэродинамические трубы. Аэродинамический эксперимент всегда играл существенную роль, но в этот период развития А. летательных аппаратов его роль возросла ещё больше.
В связи с интенсивным ростом скоростей полёта возникла проблема разработки специальных крыловых профилей. На основе теоретических и расчётных методов, опиравшихся на специально проведённые экспериментальные исследования и их обобщения, был создан метод аэродинамического проектирования профилей, позволивший рассчитывать их геометрию под заданные конкретные условия. Во второй половине 40?х гг. для околозвуковых самолётов были разработаны принципы аэродинамической компоновки прямых, крыльев, удовлетворяющей всем требованиям на основных режимах полёта. Однако наибольшее влияние на дальнейшее развитие авиации оказало создание стреловидных крыльев и тонких крыльев малого удлинения, использование которых не только повышало критическое число Маха, но и значительно уменьшало интенсивность кризисных явлений и аэродинамическое сопротивление крыла в трансзвуковом диапазоне скоростей. Создание в конце 40?х гг. самолётов со стреловидными крыльями, способных развивать околозвуковые скорости, потребовало глубоких и разносторонних теоретических и экспериментальных исследований.

В конце этого периода созрели объективные условия для зарождения и развития теории полёта и были проведены достаточно обширные экспериментальные исследования, например О. Лилиенталем, в натурных условиях и на аэродинамических установках по сравнительному анализу аэродинамических свойств различных тел. Несмотря на значительный прогресс в теоретических и экспериментальных исследованиях, основные проблемы А. — проблема сопротивления и проблема подъёмной силы — оставались ещё нерешёнными.
Начало периода современной аэродинамики обычно связывают с первыми аэродинамическими исследованиями Ф. Ланчестера, относящимися к 1891, а также с работами Н. Е. Жуковского, С. А. Чаплыгина и Л. Прандтля. Ланчестер был инженером-практиком и результаты своих исследований, по его словам, излагал «на простом английском языке без математических украшении», но современники его не понимали из-за сложного характера подачи материала. Результаты исследований Ланчестера были опубликованы только в 1907. Запоздалое опубликование этих результатов стало причиной того, что его идеи не оказали существенного влияния на развитие А., а были выдвинуты и разработаны независимо от него другими учёными.
Идея о циркуляции скорости Г пак причине создания подъёмной силы была выдвинута Жуковским (1906); им была доказана теорема (см. Жуковского теорема), согласно которой Y = QV{{?}}Г. Принципиальное значение этой теоремы состоит в том, что создание подъёмной силы она связывает с наличием циркуляции скорости вокруг профиля или, иными словами, с интенсивностью вихря присоединенного. Но в идеальной жидкости образование вихрей невозможно, следовательно, это явление должно быть связано с проявлением неидеальных свойств среды — её вязкостью. Поэтому теорема Жуковского позволяет рассчитывать значение подъёмной силы по заданной циркуляции Г, но само значение Г оставляет произвольным. Для получения искомого решения в рамках идеальной жидкости необходимо наложить дополнительное условие, которое было предложено Чаплыгиным и впервые использовано Жуковским для расчёта подъёмной силы профиля крыла под углом атаки (см. Чаплыгина — Жуковского условие). Оно состоит в требовании конечности скорости на острой задней кромке профиля. Т. о., проблема подъёмной силы, возникающей при обтекании аэродинамического профиля, была принципиально разрешена, а разработанные в последующие годы методы расчёта позволяли проводить её оценку для конкретных условий.
Первая попытка распространения вихревой теории на случай крыла конечного размаха была предпринята Ланчестером; она получила признание в научном мире и связала его имя с этой проблемой. Правда, независимо от него эта идея была высказана и разработана математически Жуковским (1912) применительно к гребному винту, а в завершённом виде теория крыла конечного размаха была создана Прандтлем (1918). При решении этой задачи предполагалось, что с задних острых кромок лопасти или крыла в поток дискретно или непрерывно сходят вихри, которые образуют за телом соответственно систему вихрей свободных или вихревую пелену. Характеристики завихренности при тех или иных предположениях связываются с геометрическими характеристиками лопасти или крыла, а в рамках теории идеальной жидкости разработанные эффективные методы построения поля скоростей по заданному полю завихренности позволяют рассчитать аэродинамические характеристики обтекаемого тела (см., например, Крыла теория); в частности, было показано, что коэффициент индуктивного сопротивления сxi{{?}}с2y, где су — коэффициент подъёмной силы (см. Аэродинамические коэффициенты). Результаты расчётов по этим теориям достаточно хорошо согласуются с экспериментом для «хорошо обтекаемых» тел с острой задней кромкой.
В этот период проблема сопротивления по прежнему находилась в центре внимания исследователей. Решающий вклад в её разрешение был внесён в начале XX в. Прандтлем. В 1904 он показал, что даже для очень маловязких жидкостей, какими являются воздух и вода, силы трения необходимо учитывать, но лишь в тонком пристеночном слое, в котором наблюдаются большие нормальные градиенты скорости, а потому инерционные силы и силы трения имеют одинаковый порядок. Таким образом, задачу об обтекании тела потоком вязкой жидкости при больших числах Рейнольдса Прандтль свёл к решению двух более простых задач; задачи об обтекании тела потоком идеальной жидкости, описываемой системой уравнений Эйлера, и задачи о течении вязкой жидкости в пограничном слое, описываемой полученными им уравнениями, которые в математическом отношении проще уравнений Навье — Стокса, а при их решении распределения давления и скорости на внешней границе пограничного слоя являются известными функциями. Пограничный слой, образующийся на поверхности тела, всюду тонок и в первом приближении не оказывает влияния на внешний потенциальный поток. Однако в областях с положительным градиентом давления ситуация может существенно измениться: пристеночные частицы жидкости могут затормаживаться и даже двигаться в направлении, не совпадающем с направлением потока на внешней границе пограничного слоя. В результате этого возникает отрыв пограничного слоя, потенциальное течение оттесняется от поверхности и за телом образуется обширная область вихревого течения, наличие которой обусловливает значительное увеличение сопротивления тела.
Экспериментальные исследования сопротивления «плохо обтекаемых» тел, когда за телом имеется обширная область завихренного течения, показали, что при определенном значении числа Рейнольдса сопротивление резко уменьшается — кризис сопротивления, или парадокс Эйфеля—Прандтля. Это явление было впервые экспериментально установлено А. Эйфелем (1912), а его объяснение дано Прандтлем: явление связано с переходом ламинарного течения в пограничном слое в турбулентное; турбулентный пограничный слой вследствие интенсивных обменных процессов может выдержать значительно большие положительные градиенты давления, благодаря чему точка отрыва пограничного слоя резко смещается вниз по потоку и существенно уменьшается сопротивление давления.
Экспериментальные исследования также показали, что в определенном диапазоне чисел Рейнольдса течение жидкости в кормовой части «плохо обтекаемых» тел является нестационарным; так, например, при обтекании кругового цилиндра точки отрыва пограничного слоя на его верхней и нижней сторонах периодически перемещаются в противофазе по поверхности тела (автоколебания), оторвавшиеся пограничные слои сносятся вниз по потоку и сворачиваются в вихри; в результате за телом образуется цепочка дискретных вихрей — вихревая дорожка. Анализ плоской задачи о сопротивлении тела, за которым образуется вихревая дорожка, был проведён Т. фон Карманом (1912) в рамках теории идеальной жидкости. [Предполагалось, что силы трения (неидеальность жидкости) существенны лишь в пограничном слое, определяют его отрыв и массу жидкости, участвующей в вихревом движении.] Он показал, что устойчивым (точнее, минимально неустойчивым) является расположение дискретных вихрей в шахматном порядке при определенном соотношении между шагом вихрей в ряду и расстоянием между рядами вихрей; для этих условий он получил формулу для расчёта сопротивления тела, содержащую две неизвестные постоянные, значения которых должны определяться из эксперимента. Обобщение этой задачи на пространственный случай было дано Жуковским (1919).
С этого момента проблема сопротивления в принципиальном отношении была решена и началось бурное развитие А. невязкой и вязкой жидкости: углублялись знание и понимание исследуемых явлений, разрабатывались эффективные методы анализа и успешно решались прикладные задачи, а теоретическая А. оказывала всё большее влияние на формирование облика летательных аппаратов. Поэтому необходимо рассмотреть те трудности и проблемы, которые возникали по мере возрастания скорости полёта при оценке подъёмной силы и сопротивления летательного аппарата.
После окончания Первой мировой войны авиация интенсивно развивалась и скорости самолётов возросли настолько, что появилась необходимость учёта сжимаемости воздуха, которая характеризуется параметром подобия — Маха числом М.
Поскольку профили крыла самолёта были относительно тонкими, а углы атаки малыми, то в дозвуковой А. широко применялась линеаризация уравнений, лежащая в основе Прандтля—Глауэрта теории. В рамках этой теории с помощью простого преобразования (преобразования Прандтля—Глауэрта) задача сводится к решению уравнения Лапласа для преобразованного профиля, и мы имеем дело с задачей обтекания тела несжимаемой жидкостью, для анализа которой разработаны эффективные методы. Таким образом, эта теория дала простой и эффективный способ учёта сжимаемости воздуха.
Накануне Второй мировой войны в связи с увеличением скорости полёта самолётов встала задача о более строгом учёте сжимаемости, чем это делалось на основе линейной теории. В основу анализа был положен подход, предложенный Чаплыгиным ещё в 1902 — годографа метод. Он показал, что для дозвуковых течений уравнение для определения потенциала скорости, являющееся нелинейным в физической плоскости х, у, становится линейным в плоскости годографа скорости — в плоскости переменных V, {{Q}}, где V — модуль вектора скорости, {{Q}} — угол между осью х и направлением вектора скорости. Чаплыгин не только получил систему уравнений в плоскости годографа, но предложил приближённый метод её решения с помощью линеаризации уравнения адиабаты. На основе этих идей были предложены усовершенствованные методики учёта влияния сжимаемости газа на распределение давления по поверхности профиля крыла. Существенный вклад в разработку этого направления внесли С. А. Христианович, а за рубежом — Карман и Тзян.
В конце 30?х — начале 40?х гг. числа Маха полёта М{{?}} самолётов превысили критическое значение М*, при котором в некоторой точке на профиле скорость потока достигает значения, равного местной скорости звука. При М{{?}} > М* на профиле образуются местные сверхзвуковые зоны, которые замыкаются ударными волнами (скачками уплотнения). В ударных волнах происходит необратимый переход части кинетической энергии потока в тепловую, что обусловливает появление волнового сопротивления, механизм которого определенным образом моделируется в рамках теории идеального газа. При М{{??}}1 волновое сопротивление стремительно возрастает, и это поставило перед развивающейся реактивной авиацией проблему звукового барьера. Для повышения значения критического числа Маха и преодоления звукового барьера наиболее эффективной мерой оказалось применение стреловидного крыла (см. Стреловидного крыла теория). Использование стреловидного крыла позволило преодолеть трансзвуковой диапазон скоростей полёта и во второй половине 40?х гг. достичь сверхзвуковых скоростей полёта. В теоретическом плане анализ трансзвуковых течений значительно усложняется из-за того, что возмущения, вносимые тонким телом в поток, имеют разный порядок по пространственым координатам; в рамках возмущений теории получаются нелинейные уравнения — уравнения Кармана. На основе этих уравнений были проанализированы многие задачи и установлены законы трансзвукового подобия.
При анализе сверхзвуковых течений около тонких тел и профилей вновь широко используется линеаризированная теория, которая позволяет получить ряд важных для решения прикладных задач результатов: Аккерета формулы, площадей правило, обратимости теорему и др. Они дали возможность рационально проводить компоновку летательного аппарата и достаточно надёжно рассчитывать его аэродинамические характеристики.
При больших сверхзвуковых (гиперзвуковых) скоростях движения летательного аппарата возникает ряд новых проблем, с которым и не приходилось сталкиваться при до-, транс- и умеренных сверхзвуковых скоростях полёта. Наиболее важной среди них является проблема аэродинамического нагревания; она, как правило, решается либо в рамках теории пограничного слоя, либо экспериментальным путём. С повышением скорости полёта температуры воздуха у поверхности летательного аппарата возрастают настолько, что начинают проявляться свойства реального газа (см. Реального газа эффекты); поэтому при расчёте аэродинамических характеристик летательного аппарат необходимо использовать сложные соотношения, отражающие реальное поведение термодинамических функций и коэффициент переноса воздуха (см. Переносные свойства среды) в зависимости от температуры и давления. Кроме того, с увеличением числа Маха сокращается область возмущённого течения в окрестности летательного аппарата (головная ударная волна располагается вблизи обтекаемой поверхности), а толщина пограничного слоя увеличивается. Всё это приводит к тому, что потоки идеального и вязкого газа начинают взаимодействовать между собой. По энергетическим соображениям движение летательного аппарата с большими сверх- и гиперзвуковыми скоростями происходит на больших высотах при относительно малых числах Рейнольдса (из-за малой плотности воздуха), что также содействует усилению эффекта взаимодействия потоков. Всё это значительно усложняет теоретический анализ, и во многих случаях для получения надёжных данных необходимо уже использовать уравнения Навье — Стокса, численный анализ которых существенно более труден, чем анализ уравнений Эйлера и Прандтля. Наконец, следует отметить, что при движении летательного аппарата на больших высотах начинают проявляться молекулярные эффекты, и расчёт аэродинамических характеристик должен уже проводиться не с помощью уравнений механики сплошной среды, а па основе уравнений кинетической теории газов (см. Разреженных газов динамика).
А. продолжает интенсивно развиваться; уделяется значительное внимание исследованию ещё неразрешённых фундаментальных проблем, таких, например, как турбулентность, отрывные течения (плоские и пространственные). Большое значение приобрела вычислительная А., которая существенно расширяет возможности теоретических исследований. Надо отметить, что вычислительная А., в свою очередь, оказывает немалое влияние на развитие вычислит, техники из-за очень сложной математической природы её дифференциальных уравнений. Современное состояние А. позволяет ей успешно решать сложные прикладные задачи по формированию облика летательного аппарата и определению его аэродинамических характеристик, включая их оптимизацию, и тем самым активно содействовать прогрессу авиационной и аэрокосмической техники.
В. А. Башкин, В. В. Сычёв.

Аэродинамика — 1) раздел механики сплошных сред, в котором изучаются закономерности движения жидкостей и газов (преимущественно воздуха), а также механическое и тепловое взаимодействие между жидкостью или газом и движущимися в них телами. Эта наука является одной из древнейших естественных наук, она возникла и развивалась под непосредственным воздействием запросов практики. При этом во все времена основное внимание привлекали две фундаментальные проблемы: проблема сопротивления аэродинамического и проблема подъёмной силы.
Период классической гидродинамики начинается работами И. Ньютона, который много внимания уделял исследованию проблемы сопротивления, а его интерес к этой проблеме был обусловлен принципиальным вопросом о возможности движения тел в пустоте (вопреки утверждениям философских школ Аристотеля и Декарта). В своих работах Ньютон различал 4 вида сопротивления: зависящее от плотности среды, т. е. от инерции, от сцепления частиц жидкости между собой, от силы трения между поверхностью тела и жидкостью, от упругости среды. Сопротивление, вызываемое сцеплением и упругостью, принималось Ньютоном постоянным и считалось очень малым, в особенности при больших скоростях. По Ньютону, сопротивление трения пропорционально скорости и также мало, в специальных случаях им можно пренебречь; для оценки сопротивления трения он дал классическую формулу, согласно которой касательное напряжение трения пропорционально производной скорости среды по нормали к направлению движения. Впоследствии эта формула была обобщена на случай произвольного движения среды и стала основной при решении задач механики вязкой жидкости. Сопротивление инерции пропорционально квадрату скорости и никогда не может исчезнуть, поскольку инерция является всеобщим механическим свойством для любых материальных тел. Все эти результаты носят общий, но качественный характер. Вместе с тем Ньютоном была предложена первая модель среды. Согласно этой модели, среда состоит из не взаимодействующих между собой частиц-корпускул; при столкновении с поветью тела корпускулы теряют компонент импульса, нормальный поверхности тела, и тем самым обусловливают давление в рассматриваемой точке поверхности, и, следовательно, сопротивление X и подъёмную силу Y тела, для расчёта которых получаются достаточно простые формулы. В частности, для плоской пластины площадью S, установленной под углом атаки {{?}} к потоку жидкости (газа) плотности Q, набегающему со скоростью V{{?}}, нормальная сила N определяется формулой Ньютона: N = QV2{{?}}?Ssin2{{?}}; отсюда Y = Ncos{{?}}, и X = Nsin{{?}}. По существу, это первый количественный результат в теоретической гидродинамике (см. Ньютона теория обтекания).
Дальнейший прогресс в гидродинамике и в теории сопротивления, в частности, связан с именами Д. Бернулли, Ж. Д'Аламбера и Л. Эйлера. Если в целом охарактеризовать их роль в гидродинамике, то первым двум мы обязаны формулированию физических принципов, а последнему — математическому развитию этих принципов. Свои исследования они проводили в рамках механики сплошной среды, при этом, основываясь на экспериментальных результатах, они пренебрегали влиянием сил трения и рассматривали жидкость как идеальную, преимущественно несжимаемую, а само течение предполагали безвихревым, потенциальным, поскольку массовые силы (гравитационные силы), которые вызывают движение жидкости, являются потенциальными. Причину сопротивления они видели в давлении, передаваемом от жидкости к поверхности тела, обтекаемой, в отличие от ньютоновской концепции, безударно. Важным результатом обобщения экспериментальных исследований явилось Бернулли уравнение, которое связывает между собой значения потенциала массовых сил, давления и скорости вдоль линии тока и позволяет рассчитать поле давления по известному полю скоростей.
Большое внимание изучению проблемы сопротивления уделял Д'Аламбер. Исследуя при указанных выше предположениях сопротивление тела, в частности сферы, он пришёл к результату, который противоречил всему практическому опыту и вошёл в А. как Д'Аламбера — Эйлера парадокс: сопротивление тела при безотрывном обтекании его установившимся потоком идеальной несжимаемой жидкости равно нулю. Строго математически этот результат был получен Эйлером, который впервые вывел полную систему уравнений, описывающих движение идеальной жидкости, как несжимаемой, так и сжимаемой: неразрывности уравнение и уровня импульсов — Эйлера уравнения. После Эйлера работы по ур-ниям гидродинамики были продолжены Ж. Лагранжем (см. Лагранжа уравнения). Под руководством Д'Аламбера был проведён большой объём экспериментальных исследований по сопротивлению тел и было установлено: а) сопротивление пропорционально квадрату скорости; б) сопротивление пропорционально площади миделя; в) закон пропорциональности нормальной силы квадрату синуса угла наклона обтекаемой плоскости справедлив только для углов между 55 и 90{{°}}; г) влияние вяз кости среды чрезвычайно мало, особенно при больших скоростях.
Обширные исследования, преимущественно экспериментальные, были проведены и другими исследователями той эпохи, например Дюбуа, Ж Борда. Именно под влиянием экспериментальных результатов Дюбуа Л. Навье в 1822 вывел уравнения динамики вязкой несжимаемой жидкости. В последующие годы уравнения движения вязкой жидкости были также получены С. Пуассоном (1829), А. Сен-Венаном (1343) и Дж. Стоксом (1845) (см. Навье — Стокса уравнения).
Большой вклад в теоретическую гидродинамику — динамику вязкой жидкости внёс Стокс. Кроме вывода дифференциальных уравнений, описывающих движение вязкой жидкости, он впервые применил метод анализа, основанный на разложении общего движения частицы жидкости на три составляющие: перемещение, деформацию и вращение (позднее этот метод был использован Г. Гельмгольцем для анализа движения идеальной жидкости). Стоксом было исследовано течение вязкой жидкости при малых Рейнольдса числах Re (Re < < 1) когда инерционными силами можно пренебречь по сравнению с силами давления и трения, так называемое ползущее движение, и была получена Стокса формула: Х = 3{{??}}V?d, где {{?}} — динамическая вязкость, d — диаметр сферы (интерес к обтеканию тел при малых числах Рейнольдса был связан с изучением проблемы движения капель туманов). Однако проблема сопротивления при умеренных и больших значениях Re; которая представляла наибольший практический интерес, оставалась нерешённой из-за сложной математической природы нелинейных дифференциальных уравнений Навье — Стокса.
Стоксом было высказано несколько важных идей. Он, например, писал, что ламинарное течение при определенных условиях «неустойчиво, так что малейшая причина вызывает нарушение состояния жидкости, которое увеличивается с движением тела до тех пор, пока все движение не примет совершенно другую форму». Указанная проблема в последующем была исследована О. Рейнольдсом, который в результате экспериментального изучения движения жидкости в трубах установил существование, кроме ламинарного, турбулентного течения и переход ламинарного течения в турбулентное при достижении некоторого вполне определенного значения Re. Им же был предложен статистический подход к изучению осреднённых характеристик турбулентных течений со сдвигом и введён в рассмотрение тензор напряжений турбулентного трения.
Поскольку уравнения динамики вязкой жидкости очень сложны для теоретического анализа и с их помощью нельзя было решать прикладные задачи, то в теоретической гидродинамике большое внимание продолжало уделяться исследованиям движения идеальной жидкости. Существенный прогресс в науке связан с деятельностью Гельмгольца, который впервые исследовал закономерности вихревых течений жидкости, на возможность существования которых указывал ещё Эйлер. Гельмгольц (1858) вывел уравнение, определяющее скорость изменения вектора завихренности {{?}} = rotV для фиксированной частицы жидкости. На основании этого уравнения он доказал теоремы о сохраняемости вихревых линий и интенсивности вихревых трубок в потоке несжимаемой жидкости при наличии потенциала массовых сил. Отсюда следует, что вихревые трубки не могут заканчиваться внутри жидкости: они либо образуют замкнутые кольца, либо опираются на твёрдые или свободные поверхности. На этих фундаментальных результатах базируются вихревые теории винта и крыла конечного размаха. Разработка теории вихревых течений была продолжена Г. Ганкелем, У. Томсоном (лордом Кельвином), Э. Бельтрами и др.
Стоксом в 1847 было высказано утверждение о возможности существования в потоке идеальной жидкости поверхности разрыва. Эта идея была разработана Гельмгольцем для струйных течений жидкости. Для решения проблемы сопротивления Г. Кирхгоф предложил схему обтекания с образованием полубесконечной застойной области, свободные границы которой представляют собой поверхности тангенциальных разрывов (см. также Струйных течений теория). Большой вклад в разработку этого направления был сделан лордом Рэлеем. В результате его исследований вычислены коэффициент сопротивления некоторых простых тел, например, пластины, установленной под углом к направлению потока. Эта теория хотя и объясняла причину появления сопротивления и позволяла получать количественные результаты для простейших случаев, которые, правда, не согласовывались с экспериментальными данными, но не решала проблемы сопротивления в целом; оставалось ещё много неясных вопросов: что вызывает сход линий тока с поверхности тела, когда и при каких условиях реализуется безотрывная и отрывная схема течения и т. д.

Атмосферная турбулентность — одно из характерных свойств атмосферы Земли, состоящее в беспорядочном изменении давления, температуры воздуха, скорости и направления ветра (см. Турбулентность). Турбулентный режим способствует тепло- и влагообмену в атмосфере Земли; наблюдается в пограничном слое атмосферы, простирающемся над равнинами умеренных широт до высоты 1 км. Турбулентность обусловлена топографической неоднородностью поверхности Земли, её теплофизическими свойствами, приводящими к неравномерному и пространстве нагреванию (охлаждению), особенностями вертикальных профилей температуры и скорости воздушных потоков (см. Вертикальный разрез атмосферы). На высоте 50—150 м наблюдаются значительные вертикальные градиенты скорости ветра (см. Сдвиг встра), порождающие динамическую турбулентность, или большие вертикальные градиенты температуры (летом), вызывающие термическую турбулентность. В этих условиях наблюдаются сильные горизонтальные и вертикальные порывы ветра, существенно влияющие на взлёт и посадку летательных аппаратов (см. Атмосферное возмущение). В свободной атмосфере (над пограничным слоем) воздушные течения, особенно в ясном небе в верхней тропосфере, могут быть также турбулизированными в областях струйных течений, где наблюдаются большие вертикальные градиенты скорости. Интенсивная А. т. вызывает болтанку летательного аппарата. Вероятность турбулентности при ясном небе в умеренных широтах составляет 10%, в том числе сильной около 0,4%, в нижней стратосфере до высоты 20—25 км — соответственно 1 и 0,05%. Толщина турбулентных зон тропосферы во много раз меньше горизонтальных размеров; в 80% случаев толщина не более 1000 м, а горизонтальные размеры меньше 150 км, в нижней стратосфере — соответственно 300 м и 80 км. Эти зоны всегда имеют резкие границы.

Акустическая усталость — усталость элементов авиационных конструкций, возникающая при воздействии на летательный аппарат акустической нагрузки. Проблема А. у. авиационных конструкций возникла в середине 50-х гг. XX в. в связи с применением на самолётах турбореактивных двигателей и, как следствие, ростом акустических нагрузок и повышением требований к надёжности и долговечности авиационных конструкций. Основные направления исследований проблемы А. у. связаны с изучением условий акустического нагружения, динамических характеристик, напряжённо-деформированного состояния тонкостенных конструкций при акустическом нагружении и с определением характеристик усталостной долговечности. Факторы, влияющие на А. у., приблизительно те же, что и при повторно-статических нагрузках, однако имеются некоторые особенности, связанные с образованием и развитием усталостных повреждений от акустических нагрузок. В акустическом поле тонкостенные конструкции откликаются на широкополосное (случайное) возбуждение колебаниями высокой частоты (20—2000 Гц), соответствующими собственным. формам колебаний обшивки и её элементов. При этом в конструкции возникает сложное напряжённое состояние, результатом которого могут явиться различные усталостные повреждения . Усталостные повреждения имеют многоочаговый характер; развиваются от обеих поверхностей обшивки вглубь и в стороны, смыкаются между собой, образуя видимые трещины.
При расположении двигателей на пилонах крыла летательного аппарата наиболее нагруженными зонами планёра оказываются нижняя поверхность крыла, элероны (элевоны), закрылки, поверхности фюзеляжа, находящиеся за выхлопными соплами двигателей, хвостовое оперение. При расположении двигателей на хвостовой части фюзеляжа нагружается главным образом хвостовое оперение и часть поверхности фюзеляжа. Зоны максимального нагружения в полёте локализуются в следе срывных вихрей, зарождающихся на передней кромке крыла, на входе воздухозаборника, на отклоняемых в потоке управляющих поверхностях (закрылках, элевонах, элеронах, рулях), на подвесных элементах.
Для предотвращения повреждения конструкций в результате А. у. необходимо проведение ряда работ при создании летательного аппарата. На стадии проектирования летательного аппарата производятся расчётные оценки уровней акустических нагрузок и напряжений в элементах, прогнозируется долговечность и надёжность конструкции. Эти оценки подтверждаются экспериментально по данным испытаний образцов материалов, соединений, конструктивных элементов, панелей обшивки и целых натурных секций летательных аппаратов. Основные задачи, которые решаются на испытаниях: проверка правильности выбора материала и конструкции с точки зрения сопротивляемости А. у.; исследование влияния различных конструктивно-технологических факторов, условий нагружения и воздействия окружающей среды на характеристики А. у.; определение долговечности конструкции.
Испытания образцов материала, конструктивных элементов и соединений, являющиеся начальной стадией исследований, производятся на высокочастотных вибрационных машинах,
позволяющих воспроизводить гармонические и случайные нагрузки. По результатам испытаний строят кривые усталости, выражающие зависимость среднего числа N циклов колебаний образца (наработки) до его разрушения от амплитуды ({{?}}а) или среднеквадратичные значения напряжения ({{?}}ср кв) в нём . Сопротивляемость А. у. оценивается значением напряжения на так называемой условной базе испытаний (например, 1*108 циклов), показателем степени (m) аппроксимирующей кривой, проведённой через средние значения чисел N на различных уровнях напряжения, и рассеянием долговечности. При одинаковых значениях {{?}}ср кв случайное нагружен не является более повреждающим, чем гармоническое ({{?}}ср кв сл < {{?}}ср кв гарм). Результаты исследований А. у. на образцах уточняются по данным испытаний панелей, агрегатов и натурных секций летательных аппаратов, в ходе которых проверяется соответствие выбранных параметров конструкций летательного аппарата условиям нагружения, выявляются слабые места конструкции и несовершенство технологии.
На основе испытаний натурных отсеков и агрегатов в совокупности с данными других видов испытаний даётся окончательная оценка ресурса летательного аппарата по условиям А. у. Испытания проводятся при широкополосном спектре возбуждений, что наиболее соответствует условиям реального полёта. Для воспроизведения действия на объект испытания акустического. поля реактивной струи используются различные установки, в том числе реверберационные камеры, и установки бегущей волны (рис 3). В ряде случаев для испытаний на А. у. используются стенды с натурными двигательными установками.
Соответствие условий нагружения конструкции в акустических камерах эксплуатационным условиям достигается путём сравнения спектров звукового давления и напряжений в элементах объекта со значениями соответствующих характеристик, полученных при расчёте или экспериментально. Программы ресурсных испытаний на А. у. строятся исходя из продолжительности наземных и полётных режимов и влияния их на повреждаемость исследуемого участка конструкции.

Акустическая нагрузка — силовое воздействие на конструкцию, проявляющееся как звуковое давление на ее поверхность, которое возникает при колебаниях в диапазоне звуковых частот возмущённой воздушной (газовой) среды, окружающей летательный аппарат. Область пространства, в которой возникают колебания воздушной среды, называется акустическим полем (см. Звуковое поле). Физическая природа акустических полей связана с газодинамическими процессами в воздушном потоке: пульсациями скорости и давления на границах реактивной струи двигателя; пульсациями давления в турбулентном пограничном слое; срывом потока и другими его возмущениями. А. н. может характеризоваться как уровнем звука (в Па), так и интенсивностью звука (в Вт/м2).

Активные системы управления — системы управления летательным аппаратом, предназначенные для снижения нагрузок на его конструкцию, уменьшения ускорений (перегрузок) в заданных его точках, а также для увеличения демпфирования упругих колебаний конструкций. Применение А. с. у. позволяет улучшить летно-технические характеристики летательных аппаратов за счёт, например, снижения требований к жёсткости конструкции (уменьшения массы летательного аппарата), увеличить критическую скорость флаттера, повысить ресурс конструкции, улучшить комфорт экипажа, пассажиров. Принципы действия А. с. у. и их структура выбираются исходя из решаемой задачи.
Системы снижения экстремальных нагрузок на крыло . Расчётными случаями экстремального нагружения крыла летательного аппарата являются манёвр и воздействия порывов ветра. Система снижения нагрузок при манёвре перераспределяет подъёмную силу (ПС) по размаху крыла таким образом, что при сохранении суммарной ПС изгибающие моменты в корневых и срединных сечениях крыла уменьшаются. Это перераспределение ПС осуществляется с помощью элевонов (Э), гасителей подъемной силы, закрылков. Выбор органов управления (ОУ), используемых в этих системах, определяется режимом полёта, влиянием скоростного напора и угла атаки на эффективность органов управления, конструктивными особенностями использования ОУ в системе снижения нагрузок и т. п. Управляющие сигналы формируются с помощью датчика линейных ускорений (ДЛУ) или датчика отклонения рычага управления (РУ). Включаемые в систему фильтры (Ф) в первом случае служат для подавления сигналов, вызываемых упругими колебаниями конструкции, во втором — для сглаживания переходных процессов изменения ПС при отклонении ОУ на крыле и изменении угла атаки. Эффективное (на 10—20%) снижение максимальных значений изгибающих моментов в корневых и срединных сечениях крыла большого удлинения обеспечивается с помощью расположенных в концевых частях крыла элевонов и гасителей ПС. При этом скорости отклонения ОУ практически не отличаются от обычно используемых при управлении самолётом. Для эффективного снижения максимальных нагрузок, возникающих при порывах ветра, может быть использована та же система, но без канала РУ и с увеличенным до 100{{°}}/с и более скоростями отклонения ОУ. Компенсация моментов по тангажу, возникающих при отклонении элевонов, осуществляется рулём высоты (РВ).
Системы снижения нагрузок от воздействия атмосферной турбулентности. Системы этого типа предназначены для уменьшения усталостных повреждений конструкции летательного аппарата от знакопеременный нагрузок, возникающих при болтанке. В этом случае основная часть нагрузок в сечениях крыла сосредоточена в диапазоне частот, включающем области частоты {{?}}кп короткопериодического движения летательного аппарата (см. Продольное движение) и частоты {{?}}изг первого тона изгибных колебаний крыла. В соответствии с этим А. с. у. содержит 2 контура, имеющих общие ОУ — симметрично отклоняемые элевоны. первый контур, включающий расположенный на фюзеляже ДЛУ1 и корректирующий фильтр Ф1, способствует снижению нагрузки в области частоты {{?}}кп [в области от 0 до (2—3) {{?}}кп]. второй контур, включающий ДЛУ2 на концах крыла и корректирующий фильтр Ф2, работает в области частоты {{?}}изг и используется для демпфирования изгибных колебаний. Совместная работа обоих контуров обеспечивает во всём рабочем диапазоне частот значительное уменьшение спектральной плотности изгибающего момента, особенно в области её больших значений. Для обеспечения устойчивости и управляемости самолётов на РБ подаётся компенсирующий сигнал. Системы такого типа на дозвуковом неманёвренном самолёте позволяют снизить усталостные повреждения крыла от воздействия болтанкн в 3—5 раз при обычных параметрах системы (относительная площадь элевонов 2—3%, углы отклонения 3—5{{°}}, скорость отклонения 30—50{{°}}/с). При соответствующем увеличении углов и скоростей отклонения элевонов эта система может использоваться как комплексная система снижения экстремальных нагрузок и нагрузок от воздействия атмосферной турбулентности.
Системы снижения местных ускорений при полётев турбулентной атмосфере (ССМУ). ССМУ используются для улучшения комфорта экипажа и пассажиров. Их структуры и рабочие диапазоны частот определяются в основном геометрическими размерами и массой летательного аппарата. На манёвренных самолётах основной вклад в возникающие при болтанке ускорения вносит колебательное движение летательного аппарат как целого в области частот от 0 до (2—3){{?}}кп. Для дозвуковых неманёвренных самолётов вклады этих колебаний и упругих колебаний его конструкции соизмеримы. Для многорежимных неманёвренных самолётов с крылом малого удлинения или с развитой центропланной частью ускорение в месте расположения лётчика определяется в основном упругими колебаниями конструкции. В соответствии с этими крайними случаями существуют два типа ССМУ. В ССМУ первого типа используются способы, основанные на компенсации порывов ветра с помощью органов непосредственного управления аэродинамическими силами. В этих системах используются флапероны (Фл), управляемые пропущенным через корректирующий фильтр сигналом ДЛУ. Т. к. диапазон рабочих частот системы включает частоту {{?}}кп, необходимы специальнst меры по компенсации влияния ССМУ на устойчивость и управляемость самолёта. Это достигается, например, введением в ССМУ сигнала отклонения РУ. пропущенного через «модель» самолёта. Если характеристики самолёта и модели достаточно близки, то в управляемом движении отклонения Фл малы. В случае, когда ускорения в месте расположения экипажа определяются упругими колебаниями конструкции фюзеляжа, наиболее эффективной является ССМУ с дополнительными аэродинамическими поверхностями, расположенными близко к этому месту. Здесь управление также производится по сигналам ДЛУ. Корректирующий фильтр выполняет две функции — выделяет в управляющем сигнале полосу частот, в которой находится пик спектральной плотности ускорения, и формирует необходимые для создания демпфирующих сил фазовые характеристики системы. ССМУ такого типа снижают нормальные и боковые перегрузки в месте размещения экипажа в 2,5—3 раза.
Системы повышения критической скорости флаттера (СПКСФ). Многообразие форм флаттера требует разработки различных структур системы повышения его критической скорости. Одними из основных задач при построении СПКСФ являются выбор типа и места расположения датчиков для выделения сигналов упругих колебаний, определяющих критическую скорость флаттера, а также эффективных ОУ. Исполнительные элементы системы должны иметь высокое быстродействие и сохранять высокие динамические характеристики при малых входных сигналах. Например, в системе подавления изгибно-крутильного флаттера крыла неманёвренного самолёта (частота 2,4 Гц) используются по 2 ДЛУ на каждой половине крыла. Сигналы с ДЛУ через корректирующие фильтры подаются на флапероны и элевоны. Такая СПКСФ обеспечивает подавление флаттера этого типа при скорости полёта V1 на 40% превышающей критическую скорость Vкр флаттера у самолёта без системы, хотя несколько уменьшает декремент колебаний на частоте 2,8 Гц. В СПКСФ крыла с подвесными элементами (подвеской) ОУ могут располагаться на подвеске. Управление осуществляется сигналом разности двух ДЛУ, установленных на концах подвески. Такая система также повышает Vкр примерно на 40%. А. с. у. используются на самолётах Ил-96-300 и Эрбас индастри А320.