Инженерная наука о прочности самолета начала складываться с первых же практических шагов авиации в тесном соответствии с развитием самолета как летательного аппарата. Проследим по отдельным историческим периодам развития авиации этапы становления комплекса инженерных дисциплин, составляющих науку о прочности самолета. Начальный период практического использования авиации охватывает период до 20-х годов нашего столетия. В этот период максимальная скорость самолета достигала 100 — 200 км/ч и нагрузки на 1 м2 крыльев были порядка 50 кгс/м2. Основным конструкционным материалом было дерево, и это в какой-то мере способствовало тому, что в этот период предпочтение отдавалось биплану. Типичной силовой схемой являлась пространственная ферма, образованная плоскостями крыльев, стойками и тросовыми расчалками. В большинстве случаев конструкция крыла была двухлонжеронной с мягкой обшивкой. В этот период работа в области прочности авиационных конструкций в основном сосредоточивается в организованном Н. Е. Жуковским при Московском высшем техническом училище расчетно-испытательном бюро, а в дальнейшем — в ЦАГИ. В то время для расчета ферменной конструкции самолета можно было широко использовать строительную механику стержневых систем, сложившуюся на базе развития других инженерных сооружений и, в частности, мостов. Однако некоторые особенности конструкции самолета заставили разработать ряд дополнительных вопросов, не возникавших до тех пор в строительной механике. К таким вопросам относятся разработанные в этот период расчет на прочность сжато-изогнутых балок и влияние предварительной затяжки тросов на напряженное состояние фермы. Тогда же была начата разработка отечественных норм прочности самолетов. Проводятся первые статические испытания на прочность авиационных конструкций. Двадцатые годы характеризуются началом широкого использования в конструкции самолета металла на базе разработанного специального алюминиевого сплава — кольчугалюминия — дюралюминия. Максимальная скорость самолетов достигает 200 — 300 км/ч и нагрузка на 1 м2 крыла 100 кгс/м2. Типичным в данный период становится моноплан с относительно толстым профилем крыла. По своей конструкции крыло самолета имеет лонжероны — фермы с мощными поясами и гофрированную обшивку, не участвующую в восприятии нормальных напряжений при изгибе крыла. В это время основное внимание уделяется отработке дюралюминия как конструкционного материала. Создаются первые отечественные нормы прочности самолетов. В тридцатых годах на базе радикального совершенствования аэродинамики самолета и увеличения мощности мотора при повышении удельных его характеристик максимальная скорость самолета достигает 500 — 600 км/ч. При этом нагрузка на 1 м2 крыла увеличивается до 100 — 200 кгс/м2. Типичным становится свободнонесущий моноплан с гладкой обшивкой и убирающимся шасси. Такой рост скорости самолета и внесенные существенные изменения в его конструкцию потребовали новых принципиальных решений вопросов прочности. Именно в этот период получает свое развитие целый ряд дисциплин для решения инженерных проблем обеспечения прочности и неизменяемости конструкции самолета. Так, появление гладкой обшивки, включаемой в работу конструкции йа изгиб, привело к моноблочным конструкциям с рассредоточенными продольными силовыми элементами в виде стрингерного набора, и, таким образом, основным силовым элементом становится панель, состоящая из стрингерного набора и обшивки. Этот новый тип силовой авиационной конструкции потребовал разработки теории тонкостенных конструкций, в дальнейшем существенно расширившей и обогатившей теорию оболочек и составившей особый раздел прикладной теории упругости и строительной механики. Существенное продвижение по скорости выдвинуло проблему динамической и статической устойчивости упругого самолета при его движении в воздушной среде. Было установлено, что имеет место определенное значение скорости движения самолета в воздухе, при достижении которой при известных условиях наступает нарушение динамического равновесия аэродинамических, массовых и упругих сил, сопровождающееся возникновением интенсивных колебаний со все возрастающими амплитудами, приводящими, как правило, к разрушению конструкции самолета. Это явление получило название флаттера. На базе решения проблемы флаттера, а также и родственных статических задач устойчивости (дивергенция, реверс органов управления) были заложены основы такой дисциплины, как аэроупругость, составляющей в настоящее время особый раздел прикладной механики. В этот же период получили развитие специальные летные исследования вопросов прочности самолета. На базе этих исследований, а также созданных фундаментальных основ аэродинамики самолета и механики полета были радикально перестроены нормы прочности самолета. Нормы прочности в этот период превратились из свода некоторых правил с количественными опытными данными в инженерную дисциплину, увязанную с научными основами аэродинамики и динамики полета самолета и базирующуюся на данных специальных летных испытаний. Период Великой Отечественной войны характеризуется работами по улучшению качества боевых самолетов и соответственно прочности серийных самолетов. Здесь решался целый ряд возникающих частных задач прочности, в том числе связанных с применением смешанных конструкций, состоящих из металлического силового каркаса и фанерной обшивки. Особое внимание уделялось уточнениям фактической прочности конструкций для обеспечения требуемого совершенствования летных данных серийных самолетов. Как было указано выше, с первых же дней организации ЦАГИ развернулись работы в области прочности авиационных конструкций. Эти работы сначала велись в общетеоретическом отделе, руководимом В. П. Ветчинкиным, затем и в отделе испытаний авиационных материалов и конструкций (ОИАМиК), руководимом П. П. Сидориным. В дальнейшем был создан отдел прочности авиационных конструкций, руководство которым было возложено на Г. А. Озерова. С этого момента работы по прочности в ЦАГИ начинают развиваться особенно быстро и широким фронтом. Именно в ЦАГИ были заложены фундаментальные основы разделов современного комплекса научных дисциплин по прочности авиационных конструкций. В последующие годы, особенно после Великой Отечественной войны, широко развернулись исследовательские работы по прочности авиационных конструкций, преимущественно в области статической прочности, в авиационных вузах. Здесь необходимо подчеркнуть деятельность научных коллективов таких высших учебных заведений, как Московский авиационный институт им. Серго Орджоникидзе, Военно-воздушная инженерная академия им. Н. Е. Жуковского, Казанский авиационный институт, в результате работ которых был получен ряд принципиальных решений по вопросам прочности авиационных конструкций. Необходимо отметить работы С. И. Галкина, С. П. Кана, П. Ф. Образцова, Ю. Г. Оди-нокова, И. А. Свердлова, А. А. Уманского, А. Ф. Феофанова и др., посвященные разработке общих методов расчета на прочность самолетов. Из ранних работ, но имеющих принципиальное значение, необходимо отметить работу СВ. Серенсена «Основы технической теории упругости», изданную в 1934 г., в которой применительно к расчетам прочности в самолетостроении были изложены общие методы теории упругости. Все разделы науки о прочности авиационных конструкций разрабатывались научно-исследовательскими организациями в тесном контакте с авиационными конструкторами и руководимыми ими коллективами. В опытных конструкторских бюро складывались квалифицированные кадры специалистов в области прочности, деятельность которых по развитию практических методов расчета на прочность авиационных конструкций, сливаясь с работами научно-исследовательских организаций, внесла существенный вклад в науку о прочности летательных аппаратов. Здесь необходимо назвать такие имена, как М. Ф. Астахов, Л. И. Балабух, В. Н. Беляев, А. Р. Бонин, А. П. Ганнушкин, Н. С. Дубинин, А. И. Кессених, Д. П. Кургузов, С. Я. Макаров, Г. А. Озеров, В. П. Рычик, И. А. Свердлов, В. А. Федотов, А. М. Черемухин, результаты практической работы которых вошли существенным вкладом в фундаментальные основы разработанных методов расчета на прочность авиационных конструкций. Если даже для первых конструкторов самолета разработанные в то время вопросы строительной механики давали возможность более или менее правильно оценить распределение внутренних усилий в конструкции, то вопрос, каким же условиям прочности должен удовлетворять самолет, оставался долгое время открытым и наиболее неопределенным. Совершенно ясно, что без решения этого вопроса, как бы в дальнейшем ни уточнялись вопросы строительной механики самолета, прочность его рационально и надежно не могла быть обеспечена. Поэтому начиная с 1911 г. уже делаются попытки определения требований к прочности самолета. В СССР первая попытка установления нормативных требований к прочности самолета относится к концу 1916 г., когда Комиссия, созданная при Расчетно-испытательном бюро и возглавляемая Н. Е. Жуковским, на своих трех заседаниях, поставив некоторые условия, которые необходимо учитывать при определении прочности самолета, наметила ряд вопросов, требующих дальнейших исследований. В этой Комиссии приняли участие А. Н. Туполев, А. А. Архангельский, В. П. Ветчинкин. В связи с работой Комиссии в этот же период В. П. Ветчинкиным была сделана первая попытка сформулировать в статье «Схема расчета аэроплана на прочность» некоторые положения норм прочности (статья не была закончена и не публиковалась). Более широко работа по нормам прочности развернулась уже после Великой Октябрьской социалистической революции и в основном сосредоточилась в ЦАГИ. Разрабатывая вопросы динамики полета самолета, В. П. Ветчинкин посвятил ряд статей и вопросам определения внешних нагрузок, действующих на самолет. Кроме того, в 1918 г. он впервые для целей норм прочности предпринял исследования в полете перегрузок, действующих на самолет при различных маневрах. Ряд вопросов, связанных с нормами прочности, затронул впоследствии в своих работах и В. С. Пышнов также в связи с разработкой им проблем динамики полета самолета. Первые отечественные нормы прочности самолетов оформились в период 1925 — 1927 гг. и в основном базировались на некоторых данных собственных летных исследований по измерению перегрузок, на некоторых теоретических работах по динамике полета и на зарубежных материалах. Первые материалы по нормам прочности были опубликованы в 1926 г. в Трудах ЦАГИ под названием «Нормы прочности самолетов при статических испытаниях» — работа общетеоретического отдела ЦАГИ, выполненная А. А. Горяиновым и Г. И. Кузьминым под руководством В. Л. Александрова и В. П. Ветчинкина. В 1931 — 1934 гг. дальнейшие исследования ЦАГИ, нашедшие свое отражение в работах С. Н. Шишкина, привели к появлению новых норм прочности, в которых уже более существенно был отражен отечественный опыт проектирования самолетов и, например, впервые была введена зависимость расчетной перегрузки не только от назначения самолета, но и от его веса и максимальной скорости горизонтального полета. На базе развернувшихся в дальнейшем исследований по нормам прочности, в частности с широким использованием летного эксперимента (работы А. Д. Калужнина, А. И. Макаревского, С. Н. Шишкина), а также специальных исследований в аэродинамических лабораториях (Ф. Г. Гласе, А. Б. Рисберг и др.) в 1936 — 1937 гг. была произведена коренная перестройка норм прочности самолетов. Было введено понятие эксплуатационной нагрузки (перегрузки) и коэффициента безопасности. Впервые нашли свое отражение в виде особых расчетных случаев норм такие, например, как воздействие на самолет неспокойного воздуха, маневры с отклоненными элеронами и механизацией крыла, посадка гидросамолетов. Были разработаны и введены в нормы прочности методы распределения аэродинамической нагрузки в соответствии с теоретическими и экспериментальными данными вместо приближенных стандартных эпюр. Впервые нашли отражение требования по флаттеру и реверсу. В последующие годы интенсивно продолжались исследования в области уточнения величины эксплуатационной перегрузки и ее функциональной зависимости и были начаты статистические исследования перегрузок самолета в неспокойном воздухе. На базе теоретических и летных исследований были уточнены нагрузка на хвостовое оперение, нагрузка на шасси в посадочных случаях, местные гидродинамические нагрузки на днище гидросамолетов и др. Исследования этого периода А. И. Макаревского, А. И. Мартынова, Т. А. Француза, И. И. Эскина и др. нашли свое отражение в нормах прочности 1940 — 1943 гг. Эти уточнения имели принципиальное значение в том отношении, что они завершили перестройку норм прочности и превратили их из совокупности ряда положений и правил, основывающихся, главным образом, только на опытных данных, в инженерную дисциплину, опирающуюся как на теоретические, так и на экспериментальные методы механики и ее новых разделов — аэродинамики и динамики полета самолета. В 1918 г. в Трудах Авиационного расчетно-испытательного бюро была опубликована работа Н. Е. Жуковского «Исследование устойчивости конструкции аэропланов». Эта работа положила начало отечественным исследованиям в области строительной механики самолета. В ней был дан метод расчета на прочность и устойчивость лонжеронов крыла биплана как неразрезной многоопорной балки на жестких и упругих опорах, нагруженной распределенной поперечной нагрузкой и осевыми сжимающими силами. Дальнейшая разработка вопросов строительной механики самолета типа биплан и составление первых курсов по прочности самолета связаны с именами В. П. Ветчинкина, А. М. Черемухина, Г. Г. Ростовцева, В. Т. Байкова. В 1919 г. Н. Г. Ченцов предложил изящный метод графического построения эпюр изгибающих моментов и перерезывающих сил для стержней, нагруженных поперечными и осевыми силами. Эти эпюры в дальнейшем получили название «круги Ченцова». В сборнике «Самолетостроение», изданном под редакцией С. В. Ильюшина в 1931 г., как "бы подводился итог разработанным в 20-х годах инженерным методам расчета самолета в области аэродинамики и прочности. Статья в этом сборнике, посвященная вопросам расчета самолетов на прочность, написана А. А. Горяиновым. В 20-х же годах проводились исследования по прочности отдельных конструктивных элементов и их соединений. Эти исследования были связаны с внедрением в авиационные конструкции металла на базе специального алюминиевого сплава. В результате этих работ были получены исходные данные по механическим характеристикам на основные виды деформаций как для образцов материала, так и для конструктивных элементов и их соединений (Н. И. Марин, Г. А. Сафронов, К. Н. Суржин). Исследованию расчетных напряжений в авиационных трубах посвящен ряд работ М. Л. Лурье, опубликованных в Трудах ЦАГИ. Внедрение в авиационную конструкцию металла и развитие самолетов типа моноплан выдвинули задачу разработки методов расчета на прочность свободнонесущего крыла, состоящего из продольных силовых элементов — лонжеронов, стрингеров и поперечных элементов — нервюр, покрытых обшивкой, и являющегося, таким образом, сложной статически неопределимой системой. Созданию теории и инженерного метода расчета на прочность свободнонесущего крыла-моноплана посвящены работы В. Н. Беляева (1932 —1940 гг.). В основу разработанной теории было положено представление о конструкции свободнонесущего крыла как единой балки, работающей на изгиб и кручение. Возможность такого рассмотрения была подтверждена широко проведенным экспериментом. Для определения несущей способности конструкции В. Н. Беляев впервые в авиационной науке ввел понятие так называемого редукционного коэффициента, который позволяет учитывать эффективность того или иного силового элемента и приводить все сечение крыла к материалу с единым модулем упругости, подчиняющемуся закону Гука вплоть до разрушения. Введение редукционных коэффициентов оказалось чрезвычайно эффективным и позволило, опираясь на основные положения сопротивления материалов, разработать практический метод расчета авиационных конструкций. Особый интерес представляют исследования В. Н. Беляева, посвященные разработке метода учета влияния заделки, которая на определенном участке крыла приводит к стеснению депла-нации, что создает при кручении крыла дополнительные напряжения в продольных элементах вблизи заделки. Дальнейшее развитие теория расчета на прочность свободнонесущего крыла моноплана и его отдельных силовых элементов получила в работах Р. А. Ададурова, Л. И. Балабуха, Г. С. Еленевского, В. Ф. Киселева, A. Ю. Ромашевского, А. А. Уманского. В ряде работ А. Ю. Ромашевского были рассмотрены вопросы прочности лонжеронов крыла с тонкой стенкой. В работе Г. С. Еленевского был исследован вопрос о влиянии ко-ничности крыла на его напряжение и деформированное состояние. В работе В. Ф. Киселева был дан метод расчета на кручение многолон-жеронных крыльев. А. А. Уманский рассмотрел задачу о стесненном кручении крыла самолета с обшивкой, работающей на нормальные напряжения. Данное им решение позволило значительно продвинуть теорию расчета на прочность прямых и трапециевидных крыльев. Позднее Р. А. Ададуровым (1943 — 1948 гг.) было дано точное решение задачи о напряженном и деформированном состоянии замкнутой цилиндрической оболочки произвольного, но неизменяемого в своей плоскости поперечного сечения, нагружаемой изгибающими и крутящими моментами. Л. И. Балабух дал достаточно точное решение для расчета конических оболочек. Развитие реактивной авиации и появление стреловидных и треугольных крыльев потребовали разработки методов их расчета на прочность. Здесь необходимо отметить работы Л.И. Балабуха, B. Ф. Киселева, В. Ф. Кутьинова, В. П. Меркурьева, В. М. Фролова, давших инженерные методы расчета стреловидных крыльев и крыльев малого удлинения. Наряду с разработкой инженерных методов расчета крыльев создавались и методы расчета на прочность фюзеляжей, имевших некоторые свои особенности, диктуемые как конструкцией, так и нагружением. Эти работы проводились во все периоды развития авиационных конструкций и связаны с трудами А. М. Черемухина (20-е годы), Н.М.Знаменского, В. М. Стригунова (30-е годы), Ю. Г. Одинокова (40-е годы), Г. Н. Рудых (50-е годы). Большое значение для анализа напряженного и деформированного состояния подкрепленных и гладких оболочек типа фюзеляжа имеют работы В. 3. Власова по стесненному кручению тонкостенных конструкций открытого профиля и технической теории оболочек. На основании полученных им общих закономерностей были решены задачи расчета на прочность фюзеляжа с большим вырезом, приближенного учета влияния упругости элементов силового набора и др. Из работ ЦАГИ здесь следует отметить исследования Г. Н. Рудых. 300 В период 1937 — 1939 гг. ЦАГИ издал «Справочник авиаконструктора», один из томов которого был посвящен вопросам прочности авиационных конструкций. В этом справочнике были изложены рекомендуемые методы расчетов на прочность и приводились данные по характеристикам прочности отдельных конструктивных элементов. Принципиальное значение имели работы Л. С. Лейбензона, опубликованные в 1924 — 1940 гг. в Трудах ЦАГИ и посвященные определению центра изгиба тонкостенных незамкнутых профилей, вариационным методам решения задач упругости с приложением к кручению и изгибу авиационных профилей. Необходимо также отметить серию теоретических работ П. В. Зволинского, опубликованных в Трудах ЦАГИ в период 30-х годов и посвященных устойчивости цилиндрических оболочек и сжатых прямоугольных пластин. В 30-е годы в ЦАГИ были начаты систематические экспериментальные исследования прочности отдельных конструктивных элементов, главным образом устойчивости профилей и панелей. Эти исследования были направлены не только на получение определенных характеристик прочности и устойчивости элементов, но и на изыскание наиболее рациональных их конструкций. Здесь были получены существенные результаты в работах А. А. Белоуса, К. А. Минаева, Г. А. Олейникова. В частности, в ряде работ К. А. Минаева был дан практический метод расчета тонкостенных профилей и панелей на общую и местную потерю устойчивости. В работе Г. А. Олейникова получены результаты расчета плоских и цилиндрических подкрепленных панелей в закритической области и даны формулы для определения редукционных коэффициентов. Особое место занимают работы по экспериментальному исследованию напряженного состояния конструктивного элемента оптическим методом. Здесь необходимо отметить работы Г. А. Озерова и Н. Г. Ченцова, опубликованные в Трудах ЦАГИ в середине 30-х годов. Вопросу оптимального проектирования силовых панелей, обладающих высокой несущей способностью на сжатие и минимальным весом, посвящен ряд работ В. Ф. Синицына. Ряд результатов теоретических и экспериментальных исследований напряженного состояния стержней и оболочек дан в работах В. М. Марченко в период 40-х и 50-х годов. Большой цикл работ в этот же период был выполнен Е. Д. Плетниковой по исследованиям статической прочности герметических кабин. Специфической особенностью исследования прочности авиационных конструкций является большой объем экспериментальных работ как на стадии проектирования и постройки летательного аппарата, так и на стадии завершения его создания при оценке эксплуатационных характеристик и летной годности. Особенно важная роль отводится статическим испытаниям самолета, при которых воспроизводятся величина и распределение нагрузки, действующей на самолет в полете, а также полетные тепловые режимы. Статические испытания как метод экспериментальной лабораторной проверки прочности конструкций получили распространение в авиационной промышленности, но, прежде чем получить широкое признание, это направление исследований прошло большой путь развития. Еще на заре развития авиации были начаты разработка основ методики статических испытаний и создание экспериментальной базы для обеспечения этих испытаний. В начале 20-х годов Н. И. Марин, Г. А. Сафронов, И. И. Сидорин уже проводили первые статические испытания агрегатов самолетов отечественного производства. При испытаниях конструкция нагружалась сосредоточенными силами или применялся балластный способ нагружения, когда загрузка производилась равномерно распределенным по поверхности естественным грузом — мешками с песком или дробью. В 30-х годах балластный способ был заменен нагружением с помощью рычажной системы. При этом способе нагружения распределенная нагрузка, действующая на конструкцию, заменяется малыми сосредоточенными силами, которые посредством системы рычагов и тяг сводятся к одной или нескольким равнодействующим. Использование рычажных систем для нагружения конструкции во многих точках значительно повысило культуру испытаний и дало ряд преимуществ по сравнению с балластным способом: значительно повысилась точность нагружения, испытываемая конструкция стала открытой для визуального наблюдения и установки измерительных приборов на поверхности изделий, появилась возможность мгновенного прекращения нагружения и быстрого снятия ее при обнаружении начала разрушения. Развитие и усовершенствование рычажных систем, введение нового метода приложения нагрузок к поверхности самолета с помощью приклеенных парусиновых лямок, создание более совершенного силового оборудования позволили существенно повысить качество эксперимента и перейти к испытанию всей конструкции планера самолета в подвешенном состоянии. Такая схема испытаний обеспечила более полную оценку фактической прочности всей конструкции, включая прочность стыковых элементов. Инициаторами и разработчиками методики натурных статических испытаний, сохранившей свое значение до последнего времени, являются Ф. М. Кондаков, М. П. Наумов, М. В. Субботин, А. А. Соловьева. По мере того как развивались методики статических испытаний и приобретали решающее значение при оценке прочности конкретных изделий авиационной техники встал вопрос о необходимости создания новой экспериментальной базы. Благодаря большой творческой работе/ сотрудников ЦАГИ (Н. И. Благодетелев, Г. А. Озеров, К. Н. Суржин, С. Н. Шишкин) в начале 1941 г. вошел в строй новый зал статических испытаний ЦАГИ. В годы Великой Отечественной войны ЦАГИ совместно с конструкторским бюро проводил большой объем работ по обеспечению прочности и живучести серийных самолетов, участвовавших в разгроме врага. Многие самолеты (СБ, ТБ-3, И-16, Пе-2, Як-3, Як-9, Ла-7, Ил-2 и др.) прошли испытания и доводку конструкции по прочности з лаборатории ЦАГИ. Длительное время основным результатом статических испытаний являлось определение фактической прочности конструкции путем нагружения ее до разрушающей нагрузки. Однако недостаточность этих исследований была очевидна, требовалось знание напряженного и деформированного состояния для того, чтобы активно вмешиваться в вопросы проектирования и совершенствования конструкции. В конце 40-х годов произошел качественный скачок в технике статических испытаний, обусловленный созданием малогабаритных тензорезисторов и внедрением массовой тензометрии. Это позволило значительно расширить возможность изучения и анализа напряженного и деформированного состояния. Большая заслуга в создании тензорезисторов, внедрении их в серийное производство, а также в освоении массовой тензометрии принадлежит П. В. Баранову, Б. Д. Нессонову, Б. Л. Упадышеву. Систематическая борьба с вибрациями на самолете велась в основном по трем направлениям: — устранение источников вибраций в виде импульсных воздействий вихрей на конструкцию при срывном обтекании (бафтинг) шло путем обеспечения обтекания потоком тела самолета без срывов в рабочем диапазоне углов атаки; улучшением сбалансированности вращающихся масс агрегатов силовой установки и воздушных винтов устранялись опасные вибрации от воздействия инерционных сил; — получение такого спектра собственных колебаний конструкции самолета, который обеспечил бы отсутствие резонансных колебаний как с внешними силовыми возбуждениями, так и в отдельных звеньях динамической системы самолета; это достигалось путем соответствующего распределения жесткостей и масс в конструкции; для этих целей использовались иногда специальные амортизаторы, изолирующие от основной конструкции самолета, например импульсы двигателя и винта; — демпфирование колебаний путем использования демпфера того или иного типа для гашения вибраций в отдельных элементах системы (например, применение ударного демпфера в проводках управления). В 30-х годах в связи со значительным ростом мощностей двигателей потребовалось расширить исследования механических вибраций конструкции самолета, возбуждаемых силовой установкой. Ряд исследований с разработкой необходимых рекомендаций по борьбе с вибрациями был выполнен И. В. Ананьевым, А. И. Панкратовым, Н. П. Серебрянским, П. Г. Тимофеевым. Успешная борьба с вибрациями на самолете и относительно малый срок службы самолетов того времени были причинами того, что проблема выносливости длительный период не являлась определяющей прочность самолета. Это, конечно, не исключало необходимости заниматься этой проблемой для отдельных элементов конструкции самолета, таких, например, как элементы подмоторной рамы, непосредственно воспринимавшие импульсы винтомоторной группы. Поэтому разрабатывались экспериментальные методы определения характеристик выносливости отдельных элементов конструкции самолета в условиях воздействия знакопеременных нагрузок высокой частоты (Н. И. Марин, Г. А. Сафронов). Особо важное значение имели исследования колебаний и выносливости воздушных винтов в 30-х и 40-х годах. Здесь необходимо отметить большой цикл работ Д. Ю. Панова, А. И. Пожалостина, П. М. Риза, С. А. Тумаркина, Г. М. Фомина, заложивших теоретический и экспериментальный фундамент, обеспечивший решение вопросов выносливости воздушных винтов. По-новому встали вопросы выносливости авиационных конструкций начале 40-х годов. Интенсивное использование во время Великой Отечественной войны авиационной техники сделало необходимым решение задачи об обеспечении прочностного (усталостного) ресурса планера самолета. На некоторых самолетах, обладавших достаточной статической и вибрационной прочностью, были случаи усталостного разрушения элементов. Так, в 1941 г. на одном из легких самолетов наблюдались систематические поломки штыря, крепящего ногу шасси к лонжерону крыла. Анализ прочности штыря показал достаточный запас его статической прочности. Натурный эксперимент, в котором непосредственно измерялись усилия, действующие на самолет при взлете и посадке, показал, что нагрузки, как правило, составляли не более 50% максимальных эксплуатационных нагрузок, принятых в расчете. Однако такая нагрузка за каждый взлет-посадку нерегулярно повторялась несколько раз. Поставленные в лаборатории испытания на прочность при воздействии измеренных нерегулярных повторных статических нагрузок привели при ограниченном числе повторений к разрушению штыря. Так были получены первые результаты, показавшие значение нерегулярной циклической нагрузки для выносливости авиационной конструкции. В последующие годы развернулись систематические исследования влияния нерегулярных циклических последовательностей статических нагрузок на выносливость авиационных конструкций. Здесь основными являются работы Н. И. Марина. В эти же годы Н. И. Мариным, М. П. Наумовым и М. В. Серовым была разработана методика натурных испытаний авиационных конструкций на выносливость. Нагружение производилось с помощью электромеханических силовозбудителей и рычажной системы. Управление нагружением выполнялось вручную. С начала 50-х годов эти испытания стали обязательными для определения ресурсов самолетов всех классов, тогда как за рубежом такие испытания были введены лишь после катастроф самолета «Комета», вызванных усталостным разрушением герметичных фюзеляжей. В 40-е годы была создана лаборатория статической выносливости элементов авиаконструкций (Н.И.Марин, М.В.Серов, Б.Ф.Богданов), оснащенная комплексом различных усталостных машин, и развернуты исследования статической выносливости самолетостроительных сплавов и элементов конструкций. Было изучено влияние на статическую выносливость различных факторов, определяющих условия циклического нагружения авиаконструкций, таких, как частота нагружения, асимметрия цикла, последовательность действия различных нагрузок, в частности редких высоких нагрузок и напряжений сжатия, наложения на повторно-статическую вибрационную нагрузку (Н. И. Марин, Б. Ф. Богданов, А. 3. Воробьев). Эти работы были основой развития методики натурных испытаний авиаконструкций на выносливость. Интенсивно исследовались также особенности сопротивления усталости различных конструкционных сплавов, влияние технологических факторов и конструктивных форм. Эти работы выявили ряд закономерностей, связанных с большим влиянием на статическую выносливость местных концентраций напряжений и полей остаточных напряжений (Б. Ф. Богданов, Д. Я. Кулешов, Н. И. Марин, М. В. Серов). На основе этих исследований была отработана методика обеспечения ресурса на стадии проектирования, базирующаяся на проверке конструктивно-технологических решений путем испытания крупногабаритных элементов (панелей, стыков и др.) в процессе создания новых самолетов (Л. И. Балабух, Н.И.Марин, М.В.Серов, А. М. Черемухин). Параллельно с созданием новой методики натурных испытаний разрабатывались вопросы определения спектров циклических нагрузок на конструкцию самолета, методика и техника летного прочностного эксперимента (В.Н.Архангельский, А.М.Ершов). Интенсивно развивались вероятностно-статистические методы анализа спектров нагрузок, методики составления программ нагружения для натурных испытаний, отражающих важнейшие условия циклического нагружения конструкции (В. Л. Райхер, Т. А. Француз). Комплекс этих исследований был научной базой для развития методов определения безопасных ресурсов самолетов различных классов (А. И. Макаревский, В. Л. Райхер, Т. А. Француз). Важнейшей особенностью этих методов является принцип поэтапного установления ресурса, что позволяет учитывать при определении ресурсов статистические данные о нагруженности конструкции в эксплуатации и опыт эксплуатации в более широком смысле, включая данные о работе конструкции, технических служб и ремонтных заводов эксплуатирующих организаций, а также результаты дополнительных лабораторных испытаний. Аэроупругость как особый раздел прикладной механики, в котором рассматривается взаимодействие упругого тела с воздушной средой при его движении в ней, начала складываться в середине 30-х годов, когда развивающаяся скоростная авиация столкнулась с наиболее острой и сложной проблемой аэроупругости — динамической потерей устойчивости конструкцией самолета (флаттером). В работе А. И. Макаревского «О допустимых общих деформациях конструкции самолета» была сделана попытка регламентации жесткостей конструкции самолета и впервые был дан приближенный метод определения скорости реверса элеронов. В дальнейшем Я. М. Серебрийский разработал более точный метод определения реверса элеронов. К концу 40-х годов Г. В. Александров провел исследования по учету влияния упругости конструкции самолетов на его устойчивость и управляемость. Все усложняющаяся динамическая система самолета и его новые аэродинамические формы потребовали для надежного решения проблемы флаттера более широкого и углубленного использования методов экспериментального определения критической скорости флаттера на динамически подобных моделях в аэродинамических трубах. Необходимо отметить большое значение для развития экспериментальных методов работ Н. В. Альхимовича, Б. Л. Кирштейна, В. В. Льпцинского, Л. С. Попова. Особый вид потери динамической устойчивости переднего колеса трехколесного шасси самолета, приводящий к опасным автоколебаниям его при движении самолета по земле, получил название «шимми». В работе М. В. Келдыша была вскрыта природа этого явления и даны теоретические основы для разработки практических методов борьбы с ним. В дальнейшем исследования «шимми» велись В. С. Гоздеком и А. В. Смрчеком. Разработанные в ЦАГИ в 1935—1937 гг. методы расчета флаттера основывались на разного рода допущениях, приближенных представлениях о природе аэродинамических сил, об упругой схеме конструкции, наконец, самый метод решения уравнений флаттера — также приближенный. Поэтому настоятельно необходима была постановка специальных экспериментальных исследований и, в первую очередь, прямого эксперимента в аэродинамических трубах, т. е. эксперимента, дающего значение критической скорости флаттера Ккр непосредственно'. На этом пути возникли значительные трудности, связанные с созданием объекта исследования — модели. Понятно, что наиболее очевидный путь — создание модели-копии, все размеры которой просто уменьшены в одно и то же число раз по сравнению с натурой, — не являлся в то время приемлемым: Ккр флаттера такой модели равнялась бы Ккр натуры (и, следовательно, лежала бы вне диапазона скоростей трубы). Почти непреодолимыми были также и трудности конструктивной реализации такой модели. Пришлось поэтому прежде всего поступиться желанием проверять методы расчета на моделях, близких по своим параметрам к натурным крыльям. Пришлось далее отказаться от привычного облика сплошной модели. В. Н. Беляев предложил так называемый отсечный принцип упругой модели. Он заключается в следующем: жесткостные характеристики модели создаются специальным металлическим стержнем — лонжероном. На лонжерон надеваются жесткие отсеки (например, деревянной ферменной конструкции), обтянутые тонкой обшивкой. Каждый из них жестко крепится к лонжерону в одной точке. Отсеки являются носителями массовых характеристик и образуют обводы крыла. Таким образом, в модели Беляева осуществлено (что очень важно) «разделение» упругих и массовых характеристик. Так как у этих моделей упругая схема проста и можно с высокой степенью точности определять исходные расчетные данные, то оказалось возможным сравнивать теоретические расчетные значения VKp флаттера моделей с экспериментальными, полученными в аэродинамических трубах, и, следовательно, по невязке в величине VKp оценивать пригодность расчетных методов. Использование моделей, выполненных по схеме Беляева (1935 — 1937 гг.),—первый этап экспериментальных исследований ЦАГИ по флаттеру. Испытания на флаттер проводились в аэродинамических трубах ЦАГИ и в трубе Воронежского завода (Н. В. Альхимович, В. В. Ан-нилов, Е. П. Гроссман, Я. М. Пархомовский, Л. С. Попов). Однако, несмотря на значимость исследования флаттера на таких моделях, эти эксперименты играли все же подчиненную роль. Они в той или иной степени подтверждали пригодность расчетных методов, но лишь для некоторых параметров крыла, вообще говоря, далеких от действительных. Между тем основная задача заключалась в том, чтобы создать независимый (от расчетного) экспериментальный метод исследования в аэродинамических трубах, позволяющий по данным, полученным в трубе, непосредственным пересчетом получить натурное значение данного исследуемого самолета. Надлежало создать модели, близкие по параметрам к натурным крыльям, и создать условия испытаний в аэродинамической трубе, близкие к условиям, в которых находится крыло самолета в полете. М. В. Келдышем была высказана следующая мысль: нельзя ли искать решение на основе закона механического подобия. Для этого, во-первых, следовало установить сводку критериев подобия и, во-вторых, проверить, насколько реально их можно было выдержать в аэродинамических трубах того времени. Большой удачей оказалось то, что в новых тогда лабораториях ЦАГИ (1935 — 1938 гт.) эти возможности оказались достаточно широкими. В 1937 г. была установлена теоретическая основа моделирования в аэродинамических трубах изгибно-крутильного флаттера крыла в несжимаемом потоке; этим давались правила построения динамически подобной в смысле флаттера модели (Л. С. Попов). Но взятая сама по себе сводка теоретических правил еще не решала задачи построения динамически подобной модели (ДПМ). Решало ее только сочетание с достаточно простой конструктивной схемой, у которой легко задавались бы исходные данные. Схема Беляева как раз и удовлетворяла этому требованию. Несмотря на остававшиеся значительные конструктивные трудности, обусловленные малым весом единицы площади крыла (20 — 25 кгс/м2), первую такую модель крыла для самолета АНТ-25 удалось построить и испытать в аэродинамической Наряду с моделированием флаттера в трубах представляет очевидный интерес проверка VKp флаттера в полете на натурной конструкции. Такая проверка по необходимости является экстраполяционной, так как в большинстве случаев флаттер ведет к катастрофе или к тяжелой аварии самолета. Вызывать флаттер на самолете, т. е. доводить скорость полета до VKp, даже в опытных полетах недопустимо. Несмотря на очевидную трудность проведения таких исследований уже в 30-х годах ЦАГИ были проведены специальные испытания на флаттер в полете. В качестве основного был принят резонансный метод. В 1938 г. были проведены летные исследования изгибно-крутильного флаттера крыла самолета МБР-2. Самолет был оснащен механическим возбудителем колебаний, и впервые в нашей стране была построена в полете кривая Л=/(У). Позднее, в 1940 г., тем же методом была предпринята летная проверка элеронного флаттера на самолете СБ (М. Л. Галлай, Л. И. Ройзман). Отсутствие в то время надежной аппаратуры, приспособленной для летных испытаний, трудоемкость и высокая стоимость самих испытаний заставили отказаться от исследования флаттера натурных самолетов в большом объеме. Необходимую часть флаттерных исследований составляет экспериментальное определение спектра частот и форм собственных колебаний. Спектр частот самолета-натуры в значительной степени определяет флаттерные характеристики самолета. Близость этого спектра к спектру собственных частот ДПМ свидетельствует о точности моделирования. Случаи несоответствия частот и форм собственных колебаний натуры и модели указывают на те или иные просчеты в выборе упругой схемы модели. Эти случаи, таким образом, оказываются источником получения более глубоких сведений об особенностях натурной конструкции, которые необходимо учитывать при моделировании и вообще при анализе флаттера. Практика частотных испытаний не раз обнаруживала факты, порой неожиданные. Последующее осмысление их приводило к существенным поправкам в, казалось бы, уже сложившееся представление о работе конструкции. Последнее, в свою очередь, влекло за собой доработку расчетных методов (М. В. Келдыш, Я. М. Пархомовский, А. Л. Резник). Известный во всех подробностях спектр собственных частот и форм колебаний — необходимый элемент информации о конструкции самолета, без которого невозможно суждение о флаттере каждого данного исследуемого самолета. Но в настоящее время даже трудно Постройка первых ДПМ для изучения флаттера в ЦАГИ опередила на несколько лет аналогичные работы за рубежом. В зарубежной технической печати 30-х годов даже высказывались утверждения о невозможности моделирования флаттера в аэродинамических трубах. Единственное испытание, когда конструкция намеренно доводилась до разрушения, было проведено в 1934г. С.Н.Анохиным: одноместный планер был разрушен в глубоком пикировании. В сущности, этот полет можно считать началом летных исследований флаттера в нашей стране, хотя он и не сопровождался никакими специальными измерениями вибраций. Работы по экспериментальному определению частотного спектра были начаты в ЦАГИ в 1932 г. (В. А. Аваев). В 1937 г. А. Л. Резник предложил прибор — зеркальный виброскоп, позволявший получать на экране увеличенную в тысячи раз по сравнению с действительной амплитуду колебаний точки конструкции. Наблюдая за движением светового зайчика виброскопа через стробоскоп, можно было одновременно определить как частоту, так и относительное движение отдельных точек конструкции и благодаря этому в конечном счете установить природу резонанса. В разработке и внедрении этого способа принимали участие В. А. Аваев, А. М. Каширин, Н. И. Марин, Н. Н. Чернышев. Эта идея — сначала сильно увеличить амплитуду колебаний и затем непосредственно наблюдать через стробоскоп за колебаниями — оказалась весьма плодотворной и на многие годы определила ход развития частотных испытаний ЦАГИ. С 1943 г. одновременно с регистрацией резонансных частот стало проводиться измерение форм резонансных колебаний (А. Л. Резник). Таким образом, к началу 40-х годов в ЦАГИ была разработана и внедрена методика экспериментального исследования флаттера частей самолета в аэродинамической трубе, были сделаны первые шаги по учету влияния на исследуемый агрегат всей остальной части конструкции. Уже в 1937г. было замечено (М.В.Келдыш, Л.С.Попов), что могут встретиться случаи, когда изучение флаттера изолированных частей самолета может не дать полного представления о действительной картине флаттера самолета в целом. С такой ситуацией действительно столкнулись в середине 40-х годов, в особенности в связи с развитием тяжелого самолетостроения. Теоретически при вычислительной технике того времени удавалось исследовать только отдельные частные случаи. Более обнадеживающим было положение с экспериментальными методами. После накопления опыта моделирования отдельных частей самолета достаточно ясными представлялись пути постройки для трубы модели целого самолета. Принципиальной же оставалась трудность создания в аэродинамической трубе условий, близких к условиям свободного полета. В 1945 г. был найден способ подвески модели («плавающая подвеска»), приближающий условия испытаний в трубе к условиям свободного полета. В 1946 г. были впервые проведены испытания на флаттер модели самолета Ту-4 в трубе Т-102 (Н. В. Альхимович, Б. А. Кирш-тейн, Л. С. Попов). Успешное решение задачи о первом моделировании флаттера тяжелого самолета в значительной мере было обусловлено тесным сотрудничеством с конструкторским бюро А. Н.. Туполева и поддержкой Г. А. Озерова, Н. А. Соколова, А. М. Черемухина. Различные варианты * В сущности, к тому времени хорошо известны были два факта: что существует явление резонанса и что во всяком сооружении могут возникать упругие колебания. Ни разработанной теории колебаний балок переменного сечения, ни методов сколько-нибудь точного измерения форм колебаний небольшой амплитуды, ни приемлемых способов возбуждения колебаний, ни тем более каких-либо приемов распознавания природы резонансов не существовало. В связи с этим интересно вспомнить, что, например, первое издание книги С. П. Тимошенко «Теория колебаний в инженерном деле» появилось только в 1928 г. С этого времени исследование флаттера на моделях самолета стало ходовым приемом установления флаттерных характеристик опытных самолетов. В настоящее время в этих работах принимают участие десятки инженеров и научных работников. Все до сих пор описанные методы моделирования флаттера основывались на следующей принципиальной предпосылке: опыты в аэродинамических трубах можно вести на любой (даже как угодно малой) скорости потока. Это позволяло широко использовать все имеющиеся аэродинамические трубы малых скоростей. Масштаб скоростей, экспериментатор мог выбирать любым. Предполагалось, следовательно, что закон подобия сохраняет свою силу для пересчета в любом диапазоне скоростей потока — от скорости трубы до скорости полета натуры. Открытым, конечно, оставался вопрос о границах применимости этого предположения. Первая опытная проверка справедливости закона подобия с выходом на .большие скорости потока была предпринята в 1940 г. (Н. В. Альхимович, Л. С. Попов) в скоростной трубе Т-15 ЦАГИ (размеры 100—150 мм; М = 0,7). Опыты в Т-15 показали, что по крайней мере до М = 0,65 можно пользоваться критериями подобия несжимаемого потока. С вводом в строй большой скоростной трубы появилась возможность поставить систематические опыты на полноразмерных моделях в большом диапазоне чисел М и получить вполне убедительные четкие результаты о влиянии сжимаемости воздуха на флаттер крыла. В 1947 г. эти исследования были завершены одновременно с разработкой теоретического метода расчета применительно к изгибно-крутильному флаттеру прямого крыла в дозвуковом потоке (Н. В. Альхимович, Я. М. Пархомовский, Л. С. Попов). Простота, надежность и неприхотливость виброскопа в сочетании с возможностью уже в процессе испытаний (а не после расшифровки) получить результаты обусловили создание действительно скоростного метода — «экспресс-метода» частотных испытаний. Потребности частотных испытаний заставили также заняться разработкой ряда вопросов, относящихся к самой их методике, — учетом влияния массы вибратора (И.В.Ананьев, А. В. Смрчек), влияния места приложения возбуждения на частоты распределенной системы (Я. М. Пархомовский, А. Л. Резник), влияния изменения плоскости вращения вибратора при колебаниях конструкции (П. Г. Тимофеев), исследованием эффекта Зоммерфельда (А. С. Повицкий) и др. Техника эксперимента в дальнейшем совершенствовалась, была разработана приставка к виброскопам, позволившая производить записи резонансных кривых с использованием электронной аппаратуры (Е. Ф. Желтиков, В.В.Таланов), совершенствовались методы подвески самолета при частотных испытаниях (В. А. Мызин, А. Л. Резник). С 1950 г. начало применяться возбуждение колебаний в нескольких точках (синфазное и антифазное) (Н. Л. Каменцев, А. Л. Резник). При рассмотрении пути развития аэромеханики упругого самолета в ЦАГИ ясно видно его своеобразие, ясно различимы его этапы. Сначала были получены некоторые теоретические результаты и установлены приближенные «критериальные» зависимости. На этой стадии развития задача экспериментального исследования была вспомогательной — проверить точность и границы применения расчетов. Однако, что особенно важно, расчет «навязал» схему экспериментального исследования. Впоследствии положение оказалось обратным. Теперь уже эксперимент обусловливал (и диктовал) направление исследований теоретических. Именно благодаря взаимодействию обоих видов исследований оказалось возможным на разумном минимуме материала построить картину явления. Следствием этого явился относительно малый (по сравнению с известной зарубежной практикой) объем работ по обеспечению безопасности самолетов от флаттера и реверса. Как показало испытание временем, этот путь до сих пор неизменно приводил к цели. Первопричина этого успеха — верность принципу постоянного взаимопроникновения теории и научного эксперимента. На наш взгляд, в этом и заключается продолжение традиций, ведущих начало от Н. Е. Жуковского.