В вихревой теории воздушного винта, созданной Н. Е. Жуковским в 1912 г., схема крыла конечного размаха с непрерывным распределением циркуляции и вихревой пеленой была обобщена на более сложную пространственную вихревую схему воздушного винта, совершающего одновременно поступательное и вращательное движение (Н. Е. Жуковский. «Вихревая теория гребного винта») В 1913 и 1914 гг.. С. А. Чаплыгиным были получены основные формулы для подъемной силы и индуктивного сопротивления, представленные на заседании Московского общества воздухоплавания и на Третьем воздухоплавательном съезде в Петербурге. Решение задач, поставленных теорией крыла конечного размаха, шло несколько иным путем по сравнению с целым рядом других задач гидроаэромеханики. Конкретная техническая направленность этой проблемы требовала решения и методов расчетов, приемлемых для непосредственного практического использования. Чрезвычайно эффективным оказалось использование схематических моделей течения. Основное распространение получила схема несущей линии, предложенная Л. Прандтлем (1918 г.) для крыльев конечного размаха сравнительно большого относительного удлинения. В рамках этой схемы было получено интегро-дифференциальное уравнение крыла конечного размаха, связывающее изменение циркуляции и индуктивный скос потока. Широко распространенным явился метод, использующий предположение о возможности разложения циркуляции по размаху крыла в виде бесконечного тригонометрического ряда по синусам кратных дуг, принадлежащего к ряду типа Фурье. Точное решение получаемой системы линейных уравнений требует, чтобы оно удовлетворялось во всех точках размаха, что возможно только в случае бесконечного ряда. Таким образом, необходимо решение системы линейных уравнений с бесконечным числом неизвестных. В связи с этим основная задача теории крыла конечного размаха сводилась к отысканию различных приближенных методов решения как геометрических, так и аналитических. В работе Б. Н. Юрьева (Труды ЦАГИ, № 20, 1926) применен геометрический способ, в котором используются те обстоятельства, что в большинстве случаев для обычных крыльев распределение циркуляции незначительно отличается от эллиптического и отклонения от этого распределения как бы повторяют форму крыла в плане. Аналитические методы, обычно применяемые для получения приближенных решений, состоят в удовлетворении основному уравнению в ограниченном числе точек по размаху, В методе тригонометрических разложений (В. В. Голубев. «Теория крыла аэроплана конечного размаха». Труды ЦАГИ, вып. 108, 1931) бесконечный тригонометрический ряд заменяется тригонометрическим многочленом, в результате чего бесконечная система уравнений заменяется конечной системой, в которой число неизвестных соответствует числу членов разложения циркуляции и числу точек на крыле. Эффективным приближенным методом для технических приложений оказалось применение рядов Фурье к основному уравнению крыла конечного размаха. В результате, как и в общем случае при использовании тригонометрических рядов, с помощью приравнивания коэффициентов при синусах одинаковых дуг получается система линейных алгебраических уравнений, распадающаяся на нечетную (для симметричного распределения циркуляции) и четную (для антисимметричного распределения, например, в случае отклонения элеронов в противоположные стороны). Оказалось, что для практических целей достаточно было пользоваться двумя системами, состоящими из четырех уравнений каждая. Взаимосвязь деформаций крыла и аэродинамической нагрузки привела к необходимости совместного решения задач аэродинамики и упругости. Было получено интегро-дифференциальное уравнение прямого упругого крыла и разработаны основы теории упругого крыла конечного размаха (Я. М. Серебрийский, 1937 г.). Теория упругого крыла дала возможность рассчитать реверс элеронов (1938г.), т.е. определить условие обращения в нуль момента крена за счет кручения крыла от дополнительных аэродинамических сил при отклонении элерона. При рассмотрении несимметричного нагружения крыла от элеронов было введено понятие дивергенции второго рода, соответствующей антисимметричному нарушению условий равновесия. В случае стреловидного упругого крыла существенное влияние на аэродинамику оказывают также деформации изгиба. Аэродинамические характеристики крыла вблизи земли претерпевают существенные изменения. Весовые измерения методом зеркального отображения и впервые проведенные измерения распределения давления вблизи экрана, моделирующего поверхность земли, показали, что при очень малых расстояниях до земли резко увеличивается аэродинамическое качество, что обусловлено ростом подъемной силы за счет увеличения подпора на нижней поверхности профиля, уменьшения индуктивного сопротивления благодаря уменьшению индуктивных скосов вблизи земли и некоторого уменьшения сопротивления трения, связанного с уменьшением местных скоростей на нижней поверхности профиля (Я. М. Серебрийский, 1936 — 1940 гг.). Теоретические исследования крыла конечного размаха в несжимаемом потоке, как отечественные, так и зарубежные, нашли свое обобщение в ряде монографий (В. В. Голубев, Б. Н. Юрьев). Эти исследования явились основой для практической и учебной работы. Проверка результатов индуктивной теории в аэродинамических трубах показала достаточную надежность разработанных методов. Разработанные методы расчета позволили обоснованно определять наивыгоднейшую форму крыла в плане, влияние крыла на хвостовое оперение и тем самым выбирать его форму и расположение, учитывать взаимодействие несущих поверхностей (биплан, полиплан). Появилась возможность учитывать влияние винта самолета на распределение нагрузки по размаху и работу хвостового оперения, вводить обоснованные поправки в результаты эксперимента в аэродинамических трубах. Под руководством С. А. Чаплыгина широко развиваются исследования аэродинамики крылового профиля. Широко используя и развивая аппарат теории функций комплексного переменного, С. А. Чаплыгин рассматривает сложные формы профилей с целью выявления возможности улучшения их аэродинамических свойств, главным образом увеличения подъемной силы. Его работа «Схематическая теория разрезного крыла», опубликованная в 1921 г., была первым теоретическим исследованием механизации крыла и появилась задолго до того, как этот вопрос нашел техническое решение в самолетостроении. В дальнейшем этот вопрос был развит в работе «К теории открылка и закрылка», вышедшей в 1931 г., в которой уже рассматривалась задача об обтекании крыла с носовым щитком, расположенным на некотором расстоянии от передней кромки крыла. Большую роль в развитии аэродинамики крыльев сыграли работы В. В. Голубева, М. В. Келдыша, М. А. Лаврентьева, Л. И. Седова. Эти работы содержали полное и строгое решение задачи о силах, действующих на профиль крыла в безвихревом потоке невязкой несжимаемой жидкости, являлись основными источниками, помогавшими осваивать аэродинамику и пользоваться ее результатами для практических целей. Интенсивная работа ЦАГИ во многих областях науки и техники, связанных с самолетостроением, привела к созданию новых, ранее не существовавших теоретических и прикладных дисциплин и к появлению новых специализированных лабораторий. Наличие в 1925 — 1935 гг. в ЦАГИ аэродинамических труб сравнительно больших размеров, достаточно чувствительной измерительной аппаратуры позволило развернуть широкие исследования по улучшению обводов самолетов. Исследовалось лобовое сопротивление отдельных элементов самолета, визуальными наблюдениями определялись области со срывными течениями, исследовалась роль негерметичности элементов самолета, вызывающей заметное увеличение лобового сопротивления. Результаты этих исследований показали возможности существенного улучшения аэродинамики и, следовательно, летных данных. Использование зализов, улучшение обводов фюзеляжа, устранение различных щелей, специальное капотирование двигателей, применение сначала обтекателей шасси, а затем убирающегося шасси практически видоизменили облик самолетов, существенно улучшили их летные данные (Ф. Г. Гласе, В. П. Горский, Б. Я. Кузнецов, В. Г. Николаенко, А. К. Мартынов). Всесоюзная конференция по скоростной авиации, проведенная в 1935 г., показала значение и роль аэродинамических исследований и средств по уменьшению лобового сопротивления самолетов, в значительной степени обусловивших резкое улучшение летных данных самолетов того времени. Значительные успехи в области аэродинамики самолетов на этом этапе, а также общий прогресс техники в СССР позволили в этот период (1930—1940 гг.) создать самолеты, установившие ряд мировых рекордов и осуществившие известные всему миру перелеты. В этот период времени практически были выработаны рациональные аэродинамические компоновки самолета, т. е. формы и размеры отдельных элементов, а также их взаимное расположение. Формулируются требования к схеме самолета в зависимости от числа двигателей, веса и габаритов. Необходимость обеспечения эффективности оперения на всех режимах полета привела к выводу о преимуществе самолета в схеме низкоплана с расположением оперения на фюзеляже. Форма крыла в плане выбиралась исходя из его несущих свойств, с учетом влияния близости земли и необходимости размещения взлетно-посадочной механизации и органов управления. При этом принимались во внимание требования прочности к свободнонесущсму монопланному крылу. Значительно были продвинуты исследования аэродинамики самолета, снабженного щитками-закрылками (П. П. Красильщиков, А. К. Мартынов), и эффективности их работы в зависимости от формы профиля, толщины и вогнутости. Существенное повышение максимальной скорости самолетов в значительной степени было обусловлено улучшением аэродинамики самолета и уменьшением его лобового сопротивления. В 1937 г. ЦАГИ был выпущен «Справочник авиаконструктора». Как указано в предисловии к нему, справочник был написан с целью помочь работникам развивающейся авиационной промышленности освоить необходимый научный фундамент проектирования самолетов. Справочник представлял собой первую попытку ЦАГИ собрать и систематизировать исследования и практический опыт в области аэродинамики самолета. В справочник были включены разделы: аэродинамика самолета — аэродинамика крыла, воздушных винтов, охлаждение моторов, аэродинамический расчет, устойчивость и управляемость, штопор, методика испытаний в аэродинамических трубах, методы летных испытаний. Справочник был полезным и фундаментальным пособием для ОКБ. Громадное значение для развития авиационной науки и самолетостроения в Советском Союзе имела организация нового аэродинамического центра в г. Жуковском (1934 — 1939 гг.) (см. гл. 2 первой книги) и постройка там больших (натурных) аэродинамических труб. Увеличение числа Рейнольдса в аэродинамических трубах особенно необходимо было осуществить за счет увеличения их размеров, так как это позволяло проводить исследование натурных самолетов, их элементов и силовой установки. Эти обстоятельства привели к созданию блока больших натурных аэродинамических труб Т-101 и Т-104. Разрабатывались методика исследований и техника эксперимента в этих трубах (В. В. Белостоцкий, А. Т. Стрельцов, Б. А. Ушаков). Исследования в натурных трубах ЦАГИ, проведенные в 1939 — 1941 гг., позволили решить ряд важных задач аэродинамики самолета. Так, например, в это время возникла проблема предотвращения сваливания самолета на крыло (Ф. Г. Гласе, Б. Т. Горощенко, П. П. Красильщиков, А. Б. Рисберг). Исследования ЦАГИ показали, что решение этой сложной проблемы могло быть обеспечено перенесением срыва в корень крыла, т. е. выбором формы крыла в плане, заданием распределения углов атаки по размаху крыла (крутка) и, наконец, специальным набором профилей, из которых должно быть образовано крыло. Правильность этих принципов аэродинамического проектирования была подтверждена сначала в лабораториях, а затем в летных условиях и прочно вошла в практику самолетостроения. Успешное практическое применение указанных принципов опиралось на использование хорошо развитого метода расчета распределения нагрузки по размаху крыла, а также на экспериментально изученные аэродинамические характеристики крыловых профилей различных типов (Б. А. Ушаков, А. Н. Гржегоржевский, П. П. Красильщиков, А. К. Волков «Атлас аэродинамических характеристик», 1940 г.). Обобщение и анализ экспериментальных данных, а также теоретические положения показывали, что сопротивление крыла при отсутствии подъемной силы зависит от целого ряда факторов, определяющих условия эксперимента. Было установлено, что суммарный эффект влияния вязкости проявляется в виде сопротивления трения и возникновения сопротивления давления вследствие нарушения идеальности обтекания, обусловленного смещением линий тока из-за нарастания пограничного слоя. На основании обработки многочисленных экспериментальных данных был создан эффективный эмпирический метод расчета. С помощью введения понятия условного профиля эквивалентной толщины были построены сетки для расчета сопротивления (Ф. Г. Гласе, 1939 г.), учитывающие влияние числа Рейнольдса, геометрию профиля, состояние отделки поверхности и турбулентности набегающего потока. Специальная обработка результатов испытаний крыльев различной формы в плане и с различным удлинением, опирающаяся на некоторые рациональные соображения, а также использование понятия «эффективного удлинения» позволили получить универсальную зависимость приращения сопротивления от подъемной силы (Г. П. Свищев). Указанные результаты были использованы в дальнейшем при разработке метода расчета поляры дозвуковых самолетов и вошли в «Руководство для конструкторов» 1943 г. В конце 30 х годов в ряде опытов в аэродинамических трубах и в полете в СССР (И. В. Остославский) и за границей было установлено наличие при хорошей отделке поверхности профиля ламинарного течения в пограничном слое на некоторой части хорды крыла, что послужило толчком к развитию исследований по уменьшению профильного сопротивления за счет увеличения протяженности ламинарного участка пограничного слоя. В 1939 — 1941 гг. были проведены исследования по созданию ряда серий так называемых ламинаризированных профилей, а также по развитию методов расчета (теоретических и полуэмпирических) пограничного слоя и положения точки перехода (Л. Г. Лойцянский, И. В. Остославский, Г. П. Свищев, Е. Е. Солодкин, К. К. Федяевский). Некоторые из этих серий профилей были использованы на отечественных самолетах и дали эффективное уменьшение профильного сопротивления (Г. П. Свищев). Основные летные качества самолетов с винтомоторной группой, естественно, в значительной степени зависели также от совершенства движителя — воздушного винта. Выше уже отмечалось, что основы вихревой теории винта были заложены Н. Е. Жуковским в 1912 — 1918 гг.; далее В. П. Ветчинкин применил теорию Н. Е. Жуковского на практике и дал метод расчета винта. Одновременно Г. X. Сабинин и Б. Н. Юрьев соединили теорию идеального пропеллера (Фруда) с теорией элемента лопасти. В дальнейшем практические приемы проектирования винтов фиксированного шага в ЦАГИ разрабатывались на базе теории винта с бесконечным числом лопастей (1928 — 1932 гг.). Заметную роль в достижении высоких летных данных самолета играют вопросы взаимного влияния винта и самолета. В период с 1930 по 1937 г. в ЦАГИ были проведены теоретические и экспериментальные исследования в этом направлении и даны приближенные методы учета изменения поля скоростей под влиянием фюзеляжа и крыла, применявшиеся при проектировании винта (И. В. Остославский, Д. В. Халезов). Однако винт фиксированного шага, дававший удовлетворительные результаты лишь на одном расчетном режиме, стал в середине 30-х годов вытесняться винтом изменяемого шага (ВИШ) сначала с двумя его значениями, а затем с непрерывным изменением. В 1933 — 1934 гг. были показаны преимущества ВИШ, позволявшего значительно увеличить скороподъемность, потолок и другие летные данные; был дан также метод построения характеристик винтомоторной группы при применении ВИШ (Д. В. Халезов). В дальнейшем значительное увеличение мощности двигателей поставило новые задачи при проектировании воздушных винтов. Впервые в работах ЦАГИ были проанализированы преимущества соосных винтов, позволявших получить большие КПД, уменьшить диаметр, устранить реактивный момент и создать большие тяги (Д. В. Халезов, 1939 г.). Были проведены первые экспериментальные исследования соосных винтов, показавшие, что при этом улучшается также взаимодействие винта и крыла, уменьшается лобовое сопротивление частей самолета, ометаемых винтами, вследствие более симметричного распределения скоростей. Развитие теории винтов далее было направлено на создание методов расчета, учитывающих конечное число лопастей и влияние сжимаемости воздуха как на характеристики сечений винта, так и на индуктивные скорости. В первом направлении, начиная с 1939 г., появляется ряд работ (Б. Л. Минухин, 1934 г.; Н. Н. Поляхов, 1937 г.; Г. И. Майкапар, А. М. Лепилкин, Д. В. Халезов, А. И. Слуцкий, 1940 г.). В работах 1940 г. заложены основы аэродинамического расчета винта по лопастной теории и дан метод вычисления индуктивных скоростей. Следует заметить, что с необходимостью учета сжимаемости воздуха при проектировании винта встретились раньше, чем при проектировании крыльев. Необходимо было знать характеристики профилей при околозвуковых скоростях. В связи с этим большую роль сыграли первые исследования, проведенные в ЦАГИ (Р. Н. Алексеева, 1939 г.), серии профилей с относительной толщиной с = 6, 8 и 10% до чисел М = 0,85-0,9, хотя точность этих испытаний была еще недостаточно высокой. Теория винта с конечным числом лопастей при больших поступательных и окружных скоростях была разработана в 1942 г. (Ф. И. Франкль). Было показано, что для инженерных расчетов достаточно учитывать изменение по числам М характеристик профиля. В дальнейшем были созданы оригинальные винтовые приборы для экспериментальных исследований аэродинамических характеристик воздушных винтов в различных трубах (С. М. Горлин, Б. Я. Кузнецов, Д. В. Халезов), в том числе и в натурной трубе Т-104. Исследованиями в натурной трубе Т-104 в 1940—1943 гг. было показано существенное влияние сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики винта (Д. В. Халезов), позволившие сформулировать специальные требования к проектированию винтов для самолетов различных типов. Были проведены исследования полноразмерных винтов с различным набором профилей и разработаны методы введения поправок на волновые потери (Б. П. Бляхман, Д. В. Халезов, Г. И. Майкапар) . Детально исследовалась физическая картина обтекания лопасти винта (В. В. Келдыш, Г. И. Майкапар) и были изучены особенности течения в его комлевых и концевых частях при различных углах установки. Был предложен метод выбора ВИШ и определения его характеристик путем пересчета на соответствующие покрытия; было показано, что покрытие является главным фактором, особенно на режиме разбега и взлета (М. Н. Веселовский). Непрерывный рост мощностей двигателей был связан также со значительными потерями на охлаждение двигателя, достигавшими 30% мощности двигателя. Это требовало значительного внимания к вопросам расчета лобового сопротивления и эффективной теплоотдачи систем охлаждения. Первые исследования, проведенные в 1936 г., были посвящены определению сопротивления и теплоотдаче различных трубчатых, сотовых и пластинчатых радиаторов. Впервые были экспериментально исследованы крыльевые радиаторы, обладающие высокой эффективностью. В последующие годы (Н. Б. Марьямов, 1936 — 1938 гг.) были проведены дальнейшие исследования авиационных радиаторов и дан метод расчета радиаторной установки на теплоотдачу и гидравлическое сопротивление. В ряде работ (С. Г. Лыткин, 1938 — 1940 гг.) были развиты исследования аэродинамики туннельных радиаторов, исследования их оптимальных форм, дан метод расчета туннельных радиаторов. Малый вес, простота ухода и ремонта послужили причиной интенсивного развития двигателей воздушного охлаждения. Их главный недостаток — большое лобовое сопротивление — потребовал разработки специального капотирования двигателей (кольца Тауненда, капоты NACA). Исследования ЦАГИ в области капотирования даны в монографии (В. Г. Николаенко, 1937 г.), содержавшей методику аэродинамического расчета капотов, методы определения потребного расхода воздуха, дополнительного сопротивления, необходимые экспериментальные материалы, результаты изучения принудительного вентиляторного охлаждения для высотных двигателей. В 1939 г. был дан метод аэродинамического расчета систем охлаждения с учетом нагрева воздуха, метод учета температуры и плотности воздуха, что стало существенным в связи с ростом скорости и высоты полета. Этот метод расчета был применим как для капотов, так и для туннельных радиаторов двигателей с жидкостным охлаждением. Исследования позволяли оценить также увеличение фронтальной площади радиаторов при переходе на высоты полета 10 — 13 км (В. Г. Николаенко, 1939 г.). Разработкой рациональных туннельных, крыльевых радиаторов и капотов для двигателей воздушного охлаждения был завершен комплекс аэродинамических исследований и поиск конструктивных мероприятий, направленных на коренное уменьшение лобового сопротивления самолета и создание его «идеальных» форм. Эти результаты, естественно, вначале были применены на опытных и рекордных самолетах, а затем начали широко внедряться на боевых самолетах уже во время Великой Отечественной войны. Обобщение всего опыта и обширных исследований (1940—1945 гг.) по улучшению аэродинамики поршневых двигательных установок и уменьшению их сопротивления было сделано в монографии (Ю. Г. Лимонад, В. Г. Николаенко, А. И. Сильман, К. А. Ушаков). В дальнейшем было исследовано влияние сжимаемости воздуха на внешнее обтекание капотов двигателей воздушного охлаждения (П. М. Кантор). Большую роль, как известно, играют вопросы устойчивости, управляемости и динамики самолета. Безопасность полета в значительной степени связана с правильным решением этих вопросов. Уже в первых исследованиях ЦАГИ им уделялось большое внимание. Так, в исследованиях, проведенных в большой московской аэродинамической трубе в начале 30-х годов, были получены материалы по определению основных характеристик горизонтального оперения, влиянию фюзеляжа и крыла на поток в области горизонтального оперения (В.П.Горский). Затем эти исследования были продолжены в 1936г. (Е. И. Колосов, А. К. Мартынов). Были даны приближенный метод и необходимый экспериментальный материал для подбора размеров горизонтального оперения и центровки. Ряд работ (Е. И. Колосов, М. П. Могилевский, Н. В. Остославский, 1938 — 1939 гг.) содержал методы уточнения скоса потока в области оперения. Однако удовлетворительных результатов удалось достигнуть в то время лишь при определении скоса потока без влияния работающих винтов. Влияние работающих винтов требовало детального экспериментального изучения, что было сделано позже, после введения в строй в ЦАГИ больших натурных аэродинамических труб. Разработка методов расчета статической устойчивости и управляемости, а также методов выбора основных параметров самолета была в значительной степени закончена в ЦАГИ к моменту выпуска «Руководства для конструкторов» в 1941 — 1943 гг. (Г. С. Бюшгенс, В. Н. Матвеев, А. В. Николаев, А. Л. Райх, А. И. Сильман, Д. А. Соркин). Очень большое значение для выбора параметров самолета, определяющих его устойчивость и управляемость, имеет определение основных «расчетных случаев» — создание системы критериев по оценке устойчивости, управляемости и маневренности самолетов. Весьма важно было установить минимально необходимое число основных характеристик устойчивости, управляемости и маневренности, по которым можно было оценивать боевые свойства самолетов. Были проведены исследования в этих направлениях, а затем организованы дискуссии, позволившие выявить необходимые и достаточные критерии (Г. С. Калачев, В. Н. Матвеев, М. Л. Миль, В. С. Пышнов). В современные требования по устойчивости и управляемости вошел ряд предложенных этими авторами критериев. Исследования по динамической устойчивости винтовых самолетов проводились начиная с 1931 г. Ряд фундаментальных исследований, законченных в то время (В. С. Ведров, Г. С. Калачев, А. Л. Райх, 1936 — 1941 гг.), послужил базой для развития в дальнейшем методов расчета динамической устойчивости. Первая попытка в ЦАГИ связать оценку динамической устойчивости и управляемости самолета с выбором основных конструктивных параметров (например, центровки) была сделана в работе, вышедшей в свет в 1931г. (А. Н. Журавченко и А. И. Никитюк). Однако авторам ее не удалось до конца довести эту задачу, так как выбранный ими критерий не определял полностью динамических свойств самолета в короткопериодическом движении и не учитывал влияния продольного демпфирования, игравшего большую роль при параметрах самолета того времени. Авторы работы сделали попытку учесть инерционные свойства самолета. Динамические свойства самолета оценивались качественно. В дальнейшем в 1938 г. Г. С. Калачев на основе летных испытаний сделал попытку установить требования к продольной устойчивости. Было установлено, что фугоидные колебания не играют существенной роли в оценке пилотажных свойств самолета. В более ранней его работе (1935 г.) содержалось первое в изданиях ЦАГИ подробное изложение метода анализа продольной динамической устойчивости при отсутствии влияния скорости полета на основные его аэродинамические характеристики (случай безмоторного полета и малых чисел М). В этой же работе даны методика и основные результаты по определению так называемых вращательных производных. Были проведены аналогичные исследования по боковой динамической устойчивости (А. Л. Райх, 1938 — 1939 гг.). В 1937 г. В. С. Ведров закончил монографию «Динамическая устойчивость самолета», которая до сих пор представляет собой образцовое изложение всех вопросов, связанных с этой проблемой и разработанных к тому времени. В начале 30-х годов весьма актуальными были проблемы, связанные с изучением штопора самолета. Первые серьезные исследования по штопору в СССР были проведены В. С. Пышновым в 1927 г. Исследования штопора в ЦАГИ были начаты под руководством А. Н. Журавченко. В 1934 г. вышла его работа на эту тему, в которой он описал первые экспериментальные результаты по влиянию угла атаки, угла скольжения и угловой скорости крена на силы и моменты, действующие на самолет. На этой основе были изучены установившиеся режимы штопора. Далее А. Н. Журавченко продолжил исследование на приборе Ш-1 (1935 г.) и дал анализ неустановившегося движения выхода самолета из штопора. В этой его работе сделана попытка на основе численного интегрирования упрощенных уравнений движений самолета проанализировать режим выхода. Однако положенные в основу аэродинамические характеристики, полученные на приборе Ш-1, являлись недостаточно точными и при переходе к натуре были источником ошибок. В дальнейшем проблема штопора получила достаточно надежное разрешение на основе экспериментальных методов исследований динамически подобных моделей в вертикальной трубе ЦАГИ Т-105 (М. М. Михайлов, А. И. Никитюк, Е. А. Покровский). Исследования критических режимов (или режимов сваливания на крыло) приобрели одно время весьма большую остроту и диктовались требованиями летной практики (А. Н. Журавченко, А. Л. Райх, А. Б. Рисберг). Дефекты продольной статической устойчивости и возникновение моментов крена на больших углах атаки у ряда отечественных самолетов с мощными винтомоторными группами приводили к резкому сваливанию на крыло при маневре, на взлете и при посадке. Наметившееся в это время увеличение удельной нагрузки на крыло усилило эту тенденцию. Рядом исследований ЦАГИ были намечены решения этой проблемы. Заложенные Н. Е. Жуковским основы аэродинамического расчета самолета, задачей которого является расчетное определение основных летных данных, получили свое развитие в 30-х годах. В работах 1938 г. (А. В. Чесалов) даны инженерные методы определения основных летных данных на различных этапах проектирования самолета и в различных приближениях. Развивались аналитические методы аэродинамического расчета (Ф. Г. Гласе, Н.Н.Фадеев). Был разработан метод, основанный на параболическом представлении поляры самолета и обобщенных характеристиках располагаемой мощности (для винта фиксированного шага), и установлены приближенные связи основных конструктивных параметров G/S, ЯЭф, -W/S и др. с основными летными данными самолета. Эти соотношения, не давая достаточной точности, могли быть использованы для оценки соответствия полученных характеристик уровню средних статистических значений (Ф. Г. Гласе). Был проведен цикл работ по созданию метода выбора рациональных параметров самолета, обеспечивающих выполнение заданных требований. Метод уже был приспособлен для поршневых двигателей с ВИШ. В цикле работ были исследования и по весовому анализу самолета и его частей, в завершающей работе впервые ставился вопрос о выборе рациональных размеров самолета (Н.Н.Фадеев, 1939г.). В период 1938 — 1940 гг. большое внимание уделялось обеспечению хорошей маневренности самолета. В связи с этим ряд исследований был посвящен методам решения уравнений движения самолета при маневре с заданным законом изменения перегрузки по времени, анализировались и потребные отклонения органов управления. Был выявлен ряд требований для создания средств торможения при выходе из пикирования и разработаны другие рекомендации (Е» И. Колосов, Е. Е. Солод-кин, И. В. Остославский, Э. И. Фиш). Появление высотных двигателей, ВИШ, значительный прогресс в уменьшении сопротивления вызвали специальные исследования по определению рациональных путей развития параметров двигателей и самолета. Таким образом, возникло новое направление, связанное с оценкой перспектив развития авиации. К этим исследованиям можно отнести работы 1938 — 1939 гг. (В. Н. Зверев, Е. И. Колосов, И. В. Остославский, Г. Н. Пульхров). Оценка перспектив развития давалась так, как она представлялась в то время, что было связано с основными исходными данными. Основные результаты исследований по аэродинамике и динамике самолета вошли в «Руководство для конструкторов», выпущенное в 1943 г. В этом коллективном труде в сжатой конкретной форме, кроме упомянутых. результатов, было дано описание экспериментальной базы и методики проведения испытаний в аэродинамических трубах, а также практически исчерпывающие данные, необходимые для аэродинамического проектирования самолетов с поршневыми двигателями. Были приведены общие указания по аэродинамической компоновке самолета, методике расчета потребных и располагаемых мощностей и летных данных самолета. Излагались методика определения основных распределенных и суммарных аэродинамических характеристик, а также способ расчета поляры самолета. Проведение экспериментальных исследований для ОКБ авиапромышленности стало возможным практически после введения в строй аэродинамических труб Т-1 — Т-2 в 1927 г., а затем Т-5. В этих трубах проводились исследования моделей самолетов, затем ученые ЦАГИ обсуждали их результаты с сотрудниками ОКБ, давали полезные рекомендации по улучшению аэродинамики самолета. Позже, после 1938 — 1939 гг. возможности ЦАГИ расширились за счет блока новых малых труб в пос. Стаханово (Т-102 и Т-103). Практически все разработки самолетов различных ОКБ проходили комплекс испытаний и доработок в трубах ЦАГИ. Развитие аэродинамики и динамики в рассматриваемый период времени в значительной степени способствовало созданию весьма совершенных отечественных самолетов. Как известно, первые попытки перехода к реактивным двигателям, более эффективным для дальнейшего увеличения скорости, делались уже в 40-х годах. Б. С. Стечкин опубликовал теорию воздушного реактивного двигателя, А. М. Люлька практически разрабатывал первый в стране турбореактивный двигатель, Г. Н. Абрамович и др. предлагали путь комбинированного двигателя, несколько попыток было сделано и по применению на самолете ЖРД. Эта тенденция усилила внимание ученых к проблеме влияния сжимаемости воздуха на обтекание тел. Ряд теоретических работ М. В. Келдыша, Ф. И. Франкля и др., опубликованные в 30-х годах, были посвящены этой проблеме. В 1938 г. в Трудах ЦАГИ вышла монография «Основы газовой динамики» С. А. Христиановича, Ф. И. Франкля, Р. Н. Алексеевой. Эта монография сыграла большую роль в пропаганде новых задач. Значительное продвижение в теории было получено С. А. Христиановичем в работе «Обтекание тел газом при больших скоростях» (Труды ЦАГИ, №481, 1940). Метод определения числа М, данный автором, в дальнейшем широко использовался при проектировании новых профилей. Экспериментальные исследования в этой области проводились в аэродинамической трубе Т-106 в основном уже после войны. Планомерные работы в ЦАГИ по вертолетам начались с 1925 г. под руководством Б. Н. Юрьева. Был создан ряд приборов для испытаний несущих винтов и их моделей как при работе на месте, так и в потоке аэродинамических труб (В. А Кузнецов, А. К. Мартынов, Г. М. Мусинянц и др.). Созданный несколько позднее отдел винтокрылых аппаратов проводил теоретические и экспериментальные исследования, а также конструирование и постройку аппаратов. Было испытано большое число моделей несущих винтов, получены их характеристики как без экрана, так и в присутствии экрана, имитировавшего поверхность земли; все характеристики изучались на режимах висения и при косой обдувке. Тщательно исследовались несущие винты на режимах самовращения при вертикальном снижении и на планировании. Накопленный в лабораториях материал позволил отделу винтокрылых аппаратов приступить к проектированию отечественных вертолетов и автожиров. В. 30-х годах успешно развивалась теория винтокрылых аппаратов. Огромное значение имели большие натурные трубы ЦАГИ в годы Великой Отечественной войны. В этих трубах ЦАГИ исследовались все основные типы серийных самолетов и некоторые опытные самолеты перед первым вылетом. На базе этих исследований улучшались аэродинамика самолета, охлаждение двигателей, совершенствовалась винтомоторная группа. В результате проведенных в ЦАГИ работ скорости этих самолетов были увеличены на 50 — 70 км/ч, улучшились характеристики устойчивости, управляемости и маневренности (Б. П. Бляхман, С. Л. Зак, Е. И. Колосов, Ю. Г. Лимонад, А. К. Мартынов, В. Н. Матвеев, Г. И. Майкапар, А. В. Николаев, В. Г. Николаенко, И. В. Остославский, А. И. Сильман, С. С. Сопман, К. А. Ушаков, Д. В. Халезов). В течение короткого времени был модифицирован самолет-истребитель ОКБ С. А. Лавочкина Ла-5, обладавший высокой маневренностью. Были улучшены его аэродинамические качества, увеличена скорость до 680 км/ч. В результате всех улучшений этот самолет на малых и средних высотах полета превосходил лучшие типы немецких истребителей. На основе использования боевого опыта, участия в работах в полевых условиях последовательно улучшались аэродинамические качества, повышалась маневренность самолетов ОКБ А. С. Яковлева, составлявших значительную часть самолетов военно-воздушных сил. На этих самолетах была достигнута наибольшая для самолетов с поршневым двигателем скорость, равная 745 км/ч. Последовательно уменьшалось сопротивление отдельных выступающих частей. В ряде случаев их устранение, герметизация щелей, улучшение обводов позволили значительно уменьшить лобовое сопротивление самолетов-штурмовиков ОКБ СВ. Ильюшина и увеличить скорость за счет модификаций примерно на 30%. Кроме того, подробно исследовались в натурных аэродинамических трубах самолеты противника (Ме-109, Не-100, Ме-110 и др.), что позволило затем более точно определить их особенности, летные и пилотажные характеристики и выдать ряд полезных советов летчикам ВВС Советской Армии (Г. С. Бюшгенс, Д. Д. Волохов, Г. П. Свищев, А. И. Сильман). Все эти исследования приобретали особое значение и убедительность, так как они проводились в больших аэродинамических трубах. В связи с этим необходимо отметить особую роль А. Н. Туполева и его ближайших сотрудников, сыгравших решающую роль при формировании новой экспериментальной базы ЦАГИ вблизи Раменского (ныне г. Жуковский). Безусловно, это было ценное предвидение, давшее значительные результаты в развитии науки. Большую роль А. Н. Туполев играл и при завязке аэродинамической трубы больших скоростей Т-106, работы в которой дали важные результаты по аэродинамике больших скоростей. Заботу и внимание к развитию ЦАГИ А. Н. Туполев сохранил до конца жизни, этому способствовал его тесный творческий контакт с учеными ЦАГИ.