Аэтодинамика

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 теоретической  области А. летательных аппаратов  продолжалось интенсивное развитие теории крыла конечного размаха  к теории пограничного слоя, где  были получены фундаментальные результаты. Были созданы новые методики аэродинамического  расчёта летательных аппартов с  реактивными двигателями, учитывающие  специфику полёта с большими скоростями, ускорениями и углами набора высоты. Большим достижением экспериментальной  А. летательных аппаратов, существенно  расширившим возможности исследования, явилось создание аэродинамических труб с перфорацией стенок их рабочей  части, что позволило проводить  испытания летательных аппаратов  или их моделей с непрерывным  переходом через скорость звука. Первая такая труба была введена  в эксплуатацию в 1947 в СССР. Комплексные  исследования в области А. летательных  аппаратов околозвуковых скоростей  явились тем фундаментом, на основе которого был в конце 40 х гг. создан ряд реактивных самолётов с прямыми  и стреловидными крыльями, обладавших высокими летно-техническими характеристиками.  

Совершенствование турбореактивных двигателей, особенно в направлении увеличения развиваемой  ими тяги на больших скоростях  полёта, и использование стреловидного  крыла создали реальные возможности  для быстрого прогресса в освоении сверхзвуковых скоростей полёта. Прогрессу в этой области способствовали разработка и строительство сверхзвуковых  аэродинамических труб больших размеров, вступивших в строй в конце 40 х  — начале 50 х гг. в СССР и за рубежом.

Развитие сверхзвуковой  авиации и создание ракетной техники  сделали актуальным решение ряда проблем, в том числе проблемы волнового сопротивления. С середины 40 х гг. получает широкое развитие линейная теория крыла в сверхзвуковом  потоке. Систематические экспериментальные  исследования и сравнение их результатов  с результатами линейной теории показали возможность её использования для  практических целей. Основным и наиболее эффективным способом снижения волнового  сопротивления являлось увеличение стреловидности крыльев и уменьшение относительной толщины профилей. Одновременно со стреловидными крыльями стали рассматриваться трапециевидные крылья малого удлинения (ромбовидные  крылья), а также крылья треугольной  формы в плане с малой относительной  толщиной. Все эти крылья нашли  практическое применение на сверхзвуковых  самолётах и ракетах. Экспериментальные  исследования показали, что значительная часть прироста волнового сопротивления, особенно на скоростях, близких к  скорости звука, обусловлена интерференцией аэродинамической. В результате экспериментальных  и теоретических исследований было сформулировано правило площадей. Это  простое правило, учитывающее изменение  площади поперечных сечений летательного аппарата по его длине, создало удобное  для аэродинамического проектирования геометрическое представление, а его  реализация в компоновке летательного аппарата снижала волновое сопротивление.

Значительные усилия направлялись на экспериментальную  проверку теоретических положений  о возможности уменьшения сопротивления, обусловленного подъёмной силой, путём  реализации эффекта подсасывающей  силы при дозвуковых передних кромках  крыла. Для ряда случаев были получены положительные результаты, давшие заметное уменьшение сопротивления, особенно с  применением специальной деформации передней кромки, так называемой конической крутки крыла, которая использовалась на некоторых сверхзвуковых самолётах.

Развитие сверхзвуковой  авиации было неразрывно связано  с совершенствованием силовых установок. Их размещение, и особенно размещение и устройство воздухозаборников, во многом определяют облик летательного аппарата и его аэродинамические характеристики. Были созданы регулируемые входные системы для воздухозаборников  различных типов, что позволило  увеличить скорость и дальность  полёта сверхзвуковых самолётов.

Быстрое развитие электронно-вычислительных машин существенно расширило  возможности численного решения  задач А. летательных аппаратов. К ним относятся: расчёт аэродинамических характеристик летательных аппаратов, основанный на теории несущей поверхности, панельном методе (см. Крыла теория); численные методы расчёта оптимальной  деформации срединной поверхности  тонкого крыла; расчёты обтекания  стреловидных крыльев вязким потоком  при трансзвуковых скоростях, обтекания  крыльев при больших углах  атаки; оптимальных режимов полёта. Благодаря широкому применению электронно-вычислительных машин стали развиваться методы выбора оптимальных параметров летательных  аппаратов.

В связи с созданием  самолётов вертикального взлёта и посадки перед А. летательных  аппаратов возникли новые задачи, наиболее существенной из которых является учёт влияния вертикальной струи  подъёмного двигателя на обтекание  крыла и всего самолёта, особенно вблизи поверхности земли.

Дальнейшее развитие авиации поставило ряд новых  проблем. Значительный рост воздушных  перевозок требует создания пассажирских и транспортных самолётов с высокой  топливной эффективностью, что может  быть обеспечено путём дальнейшего  совершенствования аэродинамических характеристик летательных аппаратов  и использования экономичных  двигателей. В целях повышения  экономического совершенства летательных  аппаратов разрабатываются крылья со сверхкритическим профилем и большого удлинения, изучается возможность  уменьшения сопротивления трения путём естественной и искусственной ламинаризации пограничного слоя. Экономичность силовой установки повышается путём увеличения степени двухконтурности. Изучается возможность использования воздушных винтов нового поколения — винтовентиляторов. В целях повышения эффективности военных самолётов продолжаются исследования аэродинамических компоновок самолётов с крылом изменяемой в полёте стреловидности, способных совершать полёт на различных режимах с оптимальной для выбранного режима конфигурацией крыла. Ведётся разработка компоновок высоко манёвренных самолётов различных аэродинамических схем с использованием для улучшения лётных характеристик на около- и сверхзвуковых скоростях полёта и при больших углах атаки сравнительно тонкого крыла умеренного удлинения, адаптивного крыла, существенной статической неустойчивости на дозвуковых скоростях полёта, управления вектором тяги, суперциркуляции (см. Энергетическая механизация крыла) и других решений.