аэрологическое зондирование — определение свойств воздуха и характеристик некоторых атмосферных процессов с помощью поднимаемых в атмосферу приборов или дистанционными методами. При температурно-ветровом А. з. определяется распределение по высоте температуры, влажности и давления воздуха, направления и скорости ветра с использованием радиозондов, шаров-пилотов и метеорологических ракет. Исследования стратосферы и нижней мезосферы производится с помощью метеорологических ракет. При этом сбор информации может осуществляться как при подъёме ракеты, так и во время спуска отделившихся от неё приборов на парашюте. При дистанционных методах А. з. используются посылаемые с земли, ракет и т. п. акустические или электромагнитные (в том числе оптические) сигналы. По их изменению в различных слоях атмосферы и определяют характеристики ее состояния.

аэродромное покрытие — устраивается на взлётно-посадочных полосах, рулёжных дорожках, местах стоянок и других площадках аэродрома, предназначенных для обеспечения нормальной круглогодичной эксплуатации летательных аппаратов. Конструкция искусственного А. п. зависит от расчётных нагрузок, шасси летательных аппаратов, интенсивности эксплуатации аэродрома и качества естественных грунтовых оснований. А. п. обычно состоит из трёх конструктивных слоев: собственно покрытия, искусственного основания, естественного грунтового основания. Собственно покрытие и искусственное основание могут в свою очередь состоять из нескольких слоев. Искусственное основание повышает несущую способность грунтов.
А. п. классифицируются: по характеру работы покрытия под нагрузкой — на жёсткие и нежёсткие, по капитальности (сроку службы и степени совершенства) — на капитальные, облегчённые и переходные.
К жёстким А. п. относятся покрытия из монолитного бетона и предварительно напряжённого железобетона, из сборных предварительно напряжённых железобетонных плит, из монолитного железобетона, бетонные и армобетонные покрытия. К А. п. нежёсткого типа относятся асфальтобетонные покрытия, щебёночные, грунтощебёночные, грунтогравийные и грунтовые покрытия, обработанные вяжущими материалами. Ко всем А. п. предъявляют следующие основные требования: прочность, надёжность и долговечность; беспыльность поверхности, ровность и достаточная шероховатость, создающая сцепление колёс летательных аппаратов с покрытием; сопротивляемость климатическим и гидрологическим факторам; водонепроницаемость; сопротивляемость воздействию струй выхлопных газов реактивных двигателей; стойкость против вредного действия топлива и смазочных материалов; простота ухода за покрытием при ремонте и содержании. Для обеспечения безопасности лётной работы А. п. устраивают с определенными нормированными уклонами, а их поверхность — с сохранением ровности на протяжении всего периода эксплуатации.

аэродром (от греческого а{{е}}г — воздух и dr?mos — бег, место для бега) — специально подготовленный земельный участок с комплексом сооружений и оборудования для обеспечения взлёта, посадки, руления, стоянки и обслуживания летательных аппаратов. Различают А. гражданские, военные и испытательные.
Гражданские А. подразделяются в зависимости от характера использования — на постоянные и временные; по назначению — на трассовые, учебные, сельскохозяйственные, санитарной авиации и другие; по расположению на трассах — основные, запасные и базовые; по виду покрытий — с искусственным покрытием и грунтовые; в зависимости от типа эксплуатируемых самолётов, размеров территории, несущей способности аэродромных покрытий и другие характеристик—на классы. Военные А. также классифицируются по ряду признаков, в том числе по степени оборудованнсти и характеру использования — на основные, запасные и ложные, по назначению — на войсковые, учебные, трассовые и специальные.
Гражданские А. — главная составная часть аэропорта. Различают 2 основные части А. — лётную зону и примыкающее к ней воздушное пространство. В состав лётной зоны входят лётное поле и полосы воздушных подходов. Летное поле — часть А., на которой расположены одна или несколько лётных полос (ЛП), рулёжные дорожки (РД), перроны, места стоянки летательных аппаратов и другие площадки. ЛП предназначена для взлёта и посадки летательных аппаратов; включает взлётно-посадочную полосу (ВПП), концевые и боковые полосы безопасности. Общая площадь и размеры А. зависят от его класса и числа ЛП. Крупные А. имеют от 2 до 6 ЛП и занимают площадь до 7000 га.

аэродинамическое качество — 1) А. к. самолёта, планёра и других подобных им летательных аппаратов — отношение подъёмной силы Ya, действующей на летательный аппарат, к сопротивлению аэродинамическому Хa при данных условиях полёта: K = Ya/Xa. Для самолёта, совершающего горизонтальный установившийся полёт при малом угле атаки, сила сопротивления уравновешивается тягой Т силовой установки, а подъёмная сила — весом самолёта G. Поэтому А. к. оказывается равным K = G/T, то есть представляет собой отношение веса самолёта к тяге и характеризует экономичность самолёта (например, определяет максимальную дальность полёта с заданным запасом топлива). У лучших современных спортивных планеров при малых скоростях полёта А. к. достигает значений 35—40, для самолётов благодаря рациональной аэродинамической компоновке крыла, воздухозаборников и других элементов удаётся получить значения А. к. 15—20 в зависимости от назначения самолёта. При сверхзвуковых скоростях А. к. значительно меньше, например, для самолёта «Конкорд» на крейсерском режиме полёта с Маха числом M{{?}} = 2 оно равно 7. В связи с этим разработан ряд конструктивных мер, направленных на повышение А. к. сверхзвуковых самолётов. В частности, используется эффект «полезной» интерференции аэродинамической между гондолой двигателей и крылом при её установке на нижней поверхности крыла; достигается уменьшение индуктивного сопротивления путём выбора формы срединной поверхности крыла и формы в плане; предложены новые аэродинамические схемы самолёта, позволяющие уменьшить сопротивление, связанное с балансировкой.

аэродинамическое демпфирование — демпфирование колебаний летательного аппарата относительно центра масс (ЦМ) за счёт дополнительных аэродинамических сил и моментов, возникающих при его неустановившемся движении. Например, при вызванном каким-либо возмущением вращении самолета относительно боковой оси OZ со скоростью тангажа {{?}}x (рис. 1) каждая точка летательного аппарата, расположенная на расстоянии Lx(Lxi) от ЦМ, имеет окружную скорость ({{?}}xlx({{?}}xlxi), и её суммарная скорость {{Vy}} отличается от скорости V ЦМ. Это изменение скорости приводит к изменению {{??}} местного угла атаки ? и, следовательно, к появлению дополнительной подъёмной силы. При положительном вращении (как в рассматриваемом случае) углы атаки обтекаемых поверхностей, расположенных позади ЦМ, увеличиваются, а у тех, что впереди, — уменьшаются. Т. о. вращение приводит к тому, что дополнительная подъёмная сила в хвостовой части летательного аппарата направлена вверх, а в носовой — вниз, и появляется дополнительный (демпфирующий) момент, направленный против вращения.
При полёте на режимах, сопровождающихся безотрывным обтеканием поверхностей летательного аппарата или обтеканием с устойчивой вихревой структурой, обусловленное вращением приращение полной аэродинамической силы мало по сравнению с самой силой, и при расчётах им обычно пренебрегают. Однако возникающий при этом дополнительный момент {{?}}M может существенно влиять на вращение летательного аппарата относительно ЦМ. Количественно момент А. д. характеризуют коэффициент демпфирующего момента mд = {{?}}M/qSL, где q — скоростной напор, S — характерная площадь, L — характерный размер (см. Аэродинамические коэффициенты).

аэродинамический эксперимент — совокупность мероприятий и методов, реализующих на экспериментальных установках и стендах или в условиях полёта моделирование течений воздуха и взаимодействия течений с исследуемым объектом с целью их изучения. Происхождение и развитие А. э. связано с потребностями решения множества проблем аэродинамики самолётов и других летательнхых аппаратов.
Теоретические методы при решении задач аэродинамики летательного аппарата из-за несовершенства математических моделей явлений (в силу их физической сложности) не всегда позволяют получить достоверные результаты по всему интересующему кругу вопросов. Поэтому А. э. в сочетании с подобия законами является наиболее надёжным средством определения аэродинамических характеристик летательного аппарата. Исходя из относительного движения воздушной среды и исследуемого объекта, А. э. делят на две группы: воздушная среда неподвижна, а исследуемый объект движется с определенной скоростью (лётные испытания, баллистическая установка, ротативная машина, ракетная тележка); исследуемый объект неподвижен, а воздушная среда движется с определенной скоростью (аэродинамические трубы). В зависимости от решаемой задачи используется А. э. той или другой группы. Ведущая роль принадлежит исследованиям в аэродинамических трубах благодаря возможности изучения различных параметров на моделях и отдельных элементах летательного аппарата, интерференции аэродинамической и т. д., что в условиях, например, лётных испытаний практически невозможно. Лётные испытания обычно дополняют и завершают эксперимент в аэродинамических трубах. К числу основных видов А. э. в аэродинамических трубах относятся: определение суммарных аэродинамических характеристик моделей с помощью весов аэродинамических; определение аэродинамических характеристик элементов модели (органы управления, различные подвески, надстройки и т. д.) с помощью специальных тензометрических весов; измерение распределений давления по поверхности модели; определение характеристик каналов реактивных двигателей и воздушных винтов; физические исследования, включающие изучение пограничного слоя на поверхности модели различными методами, визуализацию течений на поверхности и в её окрестности, визуализацию вихрей и т. д.

аэродинамический расчёт — расчёт движения летательного аппарата как материальной точки в предположении, что выполняется условие равновесия моментов. Основная задача А. р. — расчёт летно-технических характеристик летательного аппарата. Термин введён Н. Е. Жуковским, им же предложен метод тяг — основной метод А. р. Видоизменениями метода тяг являются метод мощностей и метод оборотов, позволившие упростить А. р. самолётов с поршневыми двигателями и сопоставление результатов расчёта с данными лётных испытаний. Первоначально под А. р. понимали расчёт установившихся или квазиустановившихся режимов полёта, при анализе которых инерционными силами можно пренебречь. В дальнейшем в это понятие включили также расчёт неустановившихся режимов полёта.
В методе тяг сопоставляются тяга, потребная для прямолинейного полёта со скоростью V (потребная тяга Pп), и тяга, развиваемая движителем (располагаемая тяга Pp). Границам режимов установившегося полёта соответствует равенство потребной и располагаемой тяг. Если нет других ограничений, то точки V1 и V2 определяют минимальную скорость и максимальную скорость для рассматриваемой высоты полёта. Определив V1 и V2 для ряда высот, можно построить границу области возможных установившихся -режимов полёта в плоскости скорость — высота. Для этого необходимо знать поляру летательного аппарата и эффективные высотно-скоростные характеристики двигателя. Для дозвуковых самолетов на каждой высоте имеется один диапазон скоростей, Для сверхзвуковых самолётов на больших высотах может существовать два диапазона возможных скоростей— в дозвуковых и сверхзвуковых областях. Следует, однако, иметь в виду, что область возможных режимов полёта может быть ограничена также и другими условиями, например, условиями обеспечения устойчивости и управляемости, прочности, аэроупругости. В диапазоне скоростей от минимальной до максимальной для данной высоте полёта Pp > Рп. Избыток тяги {{?}}P = Рр-Рп может быть использован для набора высоты или разгона летательного аппарата. Максимальный угол набора высоты ?max без потери скорости достигается при скорости полёта, соответствующих максимальному избытку тяги на рассматриваемой высоте. В плоскости скорость — высота эти точки образуют линию максимальных углов набора высоты. Поскольку вертикальная скорость (скорость набора высоты) Vy = Vsin?, максимальная скороподъёмность (минимальное время набора заданной высоты) достигается при скорости, большей, чем скорость максимального угла набора высоты.

аэродинамический институт — первое в России научно-исследовательское учреждение для проведения исследований по теоретической и экспериментальной аэродинамике. Основан 27 апреля (10 мая) 1904 в Кучино (Московская область) на средства русского промышленника и банкира Д. П. Рябушинского. Разработка проекта А. и. и начальный период его деятельности осуществлялись под руководством и при участии Н. Е. Жуковского и его учеников Л. С. Лейбензона, С. С. Неждановского, В. Б. Кузнецова и др. Основное оборудование А. и. составляли: аэродинамическая труба круглого сечения с закрытой рабочей частью, диаметр 1,2 м, с всасывающим вентилятором, обеспечивающим скорость потока воздуха до 6 м/с; прибор Жуковского, установленный в башне высотой 20 м, для определения сопротивления падающих моделей; аэросани Неждановского для изучения воздушных винтов; ротативная машина. С 1905 под руководством Кузнецова проводились метеорологические исследования с помощью воздушных змеев и шаров-зондов. В 1911 на протекающей вблизи речке была построена гидравлическая лаборатория. По ряду причин А. и. не стал центром, способным объединить лучших учёных и конструкторов России; в 1906 Жуковский и большинство его учеников вышли из состава института. В мае 1918 А. и. был национализирован. В 1919—1920 в нём создан ряд новых отделений. Научное руководство аэродинамическим отделением до 1920 осуществлял Жуковский, затем С. А. Чаплыгин. В 1921 Государственный учёный совет Наркомпроса РСФСР дал институту новое название — Московский институт космической физики (МИКФ). В 1924 МИКФ был включён в состав образованного Государственного научно-исследовательского геофизического института в качестве Геофизической обсерватории.

аэродинамические характеристики — совокупность зависимостей аэродинамических коэффициентов, а также их производных и распределённых нагрузок от характерных параметров, определяющих режимы полёта, конфигурацию летательного аппарата и его ориентировку относительно выбранной системы координат. А. х. являются основными исходными данными при проектировании любого летательного аппарата. Определение и оптимизация А. х. — главные задачи теоретической и экспериментальной аэродинамики. Полный набор А. х. является очень широким и разнообразным. В соответствии с практическим применением и методами определения А. х. разделяют на несколько классов.
А. х. подъёмной силы, сопротивления аэродинамического и аэродинамического качества — зависимости указанных величин от угла атаки при различных значениях Маха числа полёта M{{?}} и Рейнольдса числа Re для каждой конфигурации летательного аппарата. К этому же классу относят балансировочные характеристики тех же величин для продольно сбалансированных летательных аппаратов. Зависимости этого класса являются основными при определении аэродинамической схемы летательного аппарата, его параметров и летно-технических характеристик.

аэродинамические силы и моменты летательного аппарата — результат силового воздействия воздуха на движущийся в нем летательный аппарат. Именно эти силы, имеющие динамическую природу, то есть возникающие только при движении летательного аппарата, делают возможным полёт аппаратов тяжелее воздуха (самолётов, вертолётов и др.), в то время как аппараты легче воздуха (дирижабли, аэростаты и др.) поддерживаются в полёте аэростатической выталкивающей силой.
На каждый элемент поверхности движущегося летательного аппарата действуют поверхностные силы, которые состоят из нормального напряжения, связанного с давлением гидродинамическим, и касательных напряжений, обусловленных силами трения. Если вязкостью пренебречь и считать воздух идеальной жидкостью, то его воздействие приводит только к нормальным напряжениям. Нормальные и касательные напряжения, непрерывно распределённые по всей поверхности летательного аппарата, в совокупности определяют векторы равнодействующей аэродинамической силы планера R и аэродинамического момента М относительно некоторой точки, например, центра масс летательного аппарата.
В аэродинамике и динамике полёта обычно рассматривают проекции векторов А. с. и м. на оси выбранной системы координат летательного аппарата, наиболее употребительными из которых являются скоростная и связанная системы. В скоростной системе координат составляющая вектора аэродинамической силы R вдоль скоростной оси ха, взятая с обратным знаком, называется силой сопротивления аэродинамического (лобового сопротивления) и обычно обозначается Ха, составляющая вдоль оси yа называется подъёмной силой Ya, а составляющая вдоль оси za — боковой силой Za. Составляющие вектора R вдоль осей связанной системы координат называются соответственно продольной X (берётся с обратным знаком), нормальной (Y) и поперечной (Z) силами.