Что такое Аэродинамика?
Аэродинамика
Аэродинамика
(от греческого аer — воздух и dynamis — сила)
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. 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. 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 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. 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. 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 как причине создания подъёмной силы была выдвинута Жуковским (1906); им была доказана теорема (см. Жуковского теорема). 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. Крыла теория). 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.
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 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.
На современном этапе А. летательных аппаратов располагает развитым аппаратом теоретических и экспериментальных исследований сложных физических явлений, мощными вычислительными средствами и методами численного решения разнообразных задач по определению аэродинамических характеристик летательных аппаратов, его лётных данных, поиску его оптимальных параметров и режимов полёта.
Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия.
Главный редактор Г.П. Свищев.
1994.
.
