АЭРОДИНАМИКА

Аэродина́мика (от греч. aḗr — воздух и dýnamis — 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.В частности, для плоской пластины площадью S, установленной под углом атаки α к потоку жидкости (газа) плотности ρ, набегающему со скоростью V_∞, нормальная сила N определяется формулой Ньютона: N = ρV²_∞·Ssin²α; отсюда Y = N cos α и X = N sin α. 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 уравнениям 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 вязкости 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 = 3πμV∞d,

где μ — 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 ω = 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.

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 как причине создания подъёмной силы была выдвинута Жуковским (1906); им была доказана теорема (см. Жуковского теорема), согласно которой Y = ρV_∞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 c_xi~c_y², где с_у — 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 1-й 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 2-й 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, θ, где V — модуль вектора скорости, θ — 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 пространственным 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 аппарата 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 вычислительной 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.

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 существенного 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 инженерно