Использование энергетических методов улучшения аэродинамики самолета

12.4. Использование энергетических методов улучшения аэродинамики самолета

         Энергетические методы улучшения аэродинамических характеристик самолетов основаны на использовании газовых (воздушных) струй, выдуваемых из различных частей самолета, включая и основные струи двигателей (воздушных винтов). Принцип действия энергетических систем состоит не только в создании соответствующих реактивных сил, что давно и широко используется в авиационной и ракетной технике, но и прежде всего в положительной интерференции струй с основным потоком и с поверхность самолета (крылом, оперением, фюзеляжем, мотогондолами). Эта интерференция вызывает образование дополнительной циркуляции потока (суперциркуляции). Рассмотрим  ее сущность на примере обтекания профиля со струей, вытекающей из задней кромки (рис.11.8).

Рис.11.8. Влияние струи на распределение коэффициента давления c_р в сечении крыла

         Отклоненная вниз струя газа является как бы жидким закрылком. Под ее воздействием поток на верхней поверхности профиля дополнительно разгоняется, а давление на ней падает (увеличивается разрежение), а на нижней дополнительно тормозится, а давление возрастает (рис.11.8). Дополнительное изменение скоростей создает суперциркуляцию, а разность давлений на нижней и верхней поверхностях- дополнительную подъемную силу. Вследствие изменения распределения давления изменяются также лобовое сопротивление, аэродинамическое качество, моментные характеристики.

         К энергетическим методам улучшения аэродинамических характеристик самолетов относятся: 1) управление пограничным слоем (сдув или отсос); 2) струйная механизация; 3) струйно-эжекторная механизация; 4) выдув струй на нижнюю или верхнюю поверхность крыла (оперения) вдоль хорды или размаха; 5) отклонение вектора тяги в полете.

         Сдув или отсос пограничного слоя вызывают увеличение скорости в нем, способствуют переходу турбулентного слоя в ламинарный, при этом уменьшается сопротивление и увеличивается аэродинамическое качество. Выдув струи отбираемого от двигателя газа на отклоненный закрылок (рис.6) позволяет затянуть срыв потока с него на большие углы атаки  или отклонения закрылка  и существенно увеличить подъемную силу на взлете и посадке. При этом подъемная сила увеличивается главным образом не за счет составляющей  реактивной силы R , а за счет ликвидации отрыва потока на закрылке и увеличения угла его отклонения, а также за счет эффекта суперциркуляции.

Рис.11.9. Схема аэродинамических сил при выдуве струи на верхнюю поверхность закрылка

         В струйной механизации используется принцип реактивных закрылков – газ отбирается от двигателей и в виде струи выдувается со скоростью V_c по задним кромкам под некоторым углом q  к плоскости хорд (рис.11.10). Применение реактивных закрылков позволяет увеличить подъемную силу, уменьшить лобовое сопротивление, повысить аэродинамическое качество.

Рекомендуемые материалы

Рис.11.10. Пример струйной механизации крыла

         В струйно-эжекторной механизации  дополнительный эффект достигается за счет эжекции выдуваемой струей воздуха с верхней поверхности крыла и увеличения там разрежения потока (рис.11.11).  Для этого закрылок выполняется в виде плоского сопла, в которое выдувается газ, отобранный от двигателя.

Рис.11.11. Пример струйно-эжекторной механизации крыла

         При выдуве струй двигателей на верхнюю (рис.11.12,а) или нижнюю (рис.11.12,б) поверхности вдоль хорды (продольный обдув) эффект заключается в развороте струй отклоненными закрылками. При этом в первом случае реализуется так называемый эффект Коанда – прилипание струи к искривленной верхней поверхности за счет разрежения в области между струей и этой поверхностью вследствие эжекционного влияния струи.

Рис.11.12. Схема обдува струей реактивного двигателя:

а – верхней поверхности крыла, б – нижней поверхности

         Выдув струи вдоль размаха крыла (поперечный выдув) на нижней поверхности обычно производится вблизи задней кромки. Его влияние аналогично действию жидкого интерцептора: поток перед струей тормозится, давление на нижней поверхности увеличивается. При выдуве струи вдоль размаха на верхней поверхности, в частности, вблизи передней кромки крыла или носка закрылка (рис.11.13) образуется устойчивое вихревое течение, аналогичное носовым вихрям, образующимся на стреловидных передних кромках. При этом  на верхней поверхности крыла под вихрем значительно увеличивается разрежение потока. В обоих случаях – при выдуве и на нижней, и на верхней поверхности – подъемная сила увеличивается.

Рис.11.13. Выдув струй вдоль размаха крыла

         Дополнительно отметим, что поперечный выдув струй: 1) дает наибольший эффект на крыле без наплыва (на передних кромках наплыва устойчивые вихри образуются и при отсутствии струи), 2) улучшается устойчивость самолета по крену, так как образующиеся устойчивые вихри затягивают срыв потока с крыла на большие углы атаки (стабилизируют обтекание), 3) повышает эффективность киля и руля направления, так как поперечные струи смещают в стороны спутный след от крыла и фюзеляжа, 4) ослабляет бафтинг оперения вследствие стабилизации обтекания крыла.

         Высокая тяговооруженность перспективных самолетов позволяет использовать поворот вектора тяги для улучшения аэродинамических характеристик. Для отклонения вектора тяги в полете на самолетах могут применяться плоские сопла (рис.11.14). Эти сопла имеют специальные щитки для отклонения струи на некоторый угол. При этом не только изменяются составляющие силы тяги ( в частности, появляется дополнительная подъемная сила), но и образуется суперциркуляция.

11.14. Специальные щитки плоского сопла для отклонения струи двигателя

         В результате увеличивается подъемная сила самолета. Это прирост тем больше, чем больше угол поворота струи двигателя. Для отклонения вектора тяги может также использоваться поворот винто-моторной группы.

         Отклонение вектора тяги может вызвать увеличение лобового сопротивления, особенно на малых углах атаки (рис.11.15). Однако вследствие значительного увеличения коэффициента подъемной силы на больших углах атаки протекание поляры самолета улучшается: при том же значении коэффициента подъемной силы с_уа получается меньшее значение коэффициента лобового сопротивления с_ха (рис.11.15), а аэродинамическое качество самолета увеличивается. При отклонении вектора тяги значительно возрастает пикирующий момент и усложняется проблема продольной балансировки самолета.

         Из проведенного анализа видно, что использование энергетических методов позволяет в широких пределах изменять аэродинамические характеристики самолетов. Однако их практическое применение связано с решением ряда проблем.

         Во-первых, эти методы для создания струй требуют значительного количества газа. Этот газ может быть отобран от основных двигателей, что сопровождается потерями тяги, или получен в специальных установках, что вызывает увеличение массы самолета. Увеличивают массу самолета и устройства для подвода газа к местам выдува.

Рис.11.15. Влияние отклонения вектора тяги на поляру самолета

         Во-вторых, эффективность энергетических методов резко снижается при увеличении числа М.

         В-третьих, при выдуве струй могут существенно изменяться действующие на самолет моменты и усложняется его балансировка.

12.5.Особенности аэродинамической компоновки самолетов со сверхзвуковой крейсерской скоростью, гиперзвуковых и преобразуемых

         В настоящее время основным способом преодоления ПВО противника является полет на малой высоте. Однако в связи с повышением эффективности ПВО и созданием зенитных  комплексов, способных обнаружить и уничтожить самолеты на фоне земли, возможен отход от этого традиционного способа прорыва ПВО и полет к цели на большой высоте с установившейся сверхзвуковой скоростью.

         За последние десятилетия в мире созданы десятки сверхзвуковых  самолетов, однако ни один из них, кроме “Конкорда”, не развивает сверхзвуковую скорость без использования форсажа двигателей, ни один из них не обладает достаточной маневренностью на этом режиме. Более того, ни один современный истребитель не может длительно летать на сверхзвуковом режиме и лишь немногие могут маневрировать на числах М>1 без резкого торможения. Специалисты считают, что обеспечение продолжительного полета истребителя со сверхзвуковой скоростью наряду с сохранением требуемых маневренных свойств может значительно повысить боевой потенциал истребительной авиации.

         Поэтому в последние годы исследуются возможности создания самолетов со сверхзвуковой крейсерской скоростью. Для осуществления сверхзвукового крейсерского полета требуются высокие значения аэродинамического качества. А как известно, при М>1 аэродинамическое качество самолета резко снижается вследствие уменьшения несущих свойств, появления волнового сопротивления, уменьшения или даже полного исчезновения подсасывающей силы.

         Высокие значения аэродинамического качества при М>1 легче  реализовать при больших размерах самолета, когда проблема интеграции планера и силовой установки не столь сложна, как в случае истребителей, и элементы силовой установки гораздо меньше искажают оптимальные формы планера. Тем не менее, аэродинамическое качество истребителей может быть повышено за счет использования специальных компоновочных мероприятий, таких, как:

- применение несущих поверхностей сложной формы, использование полезного отрыва потока и подсасывающей силы на передних кромках;

- использование несущего фюзеляжа и острых конусообразных носовых частей для уменьшения волнового сопротивления;

-

применение схемы «бесхвостка» (рис.11.16) для уменьшения лобового сопротивления (трения и волнового);

Рис.11.16. Пример аэродинамической компоновки самолета со сверхзвуковой крейсерской скоростью

- тщательное объединение планера, силовой установки и вооружения в единую аэродинамическую компоновку;

- применение адаптивного крыла с изменяемой кривизной и круткой, а также с полезной аэроупругой деформацией;

- использование энергетических методов улучшения аэродинамических характеристик и, в частности, поворота вектора тяги и суперциркуляции;

- применение компоновок с отрицательным запасом устойчивости;

- использование новых конфигураций и др.

Гиперзвуковыми условно принято называть скорости полета, при которых число М>(4…5). Обтекание летательного аппарата в этом случае существенно отличается от того, какое имеет место при умеренных сверхзвуковых скоростях. При этом возникают качественно новые явления, которые при умеренных сверхзвуковых скоростях можно не учитывать.

1) При увеличении числа М уменьшаются углы наклона скачков уплотнения, возрастает их интенсивность, сильно повышается температура за скачками. Скачки наклоняются к поверхности летательного аппарата, возмущенная область сужается и превращается в тонкий слой, который называется ударным. Уменьшается пространственность обтекания.

2) При гиперзвуковых скоростях усиливается взаимодействие между скачками уплотнения и пограничным слоем, скачки как бы ложатся на пограничный слой. С одной стороны, близость головного скачка ограничивает естественное утолщение пограничного слоя. С  другой, из-за высокой температуры за скачком уменьшается плотность воздуха, в результате этого возрастает толщина пограничного слоя. Утолщенный пограничный слой увеличивает отклонение потока, дополнительно искривляет головной скачок и тем самым повышает давление и температуру за ним. Обтекаемый летательный аппарат как бы утолщается.

3) Вследствие сильного повышения температуры за скачком изменяются химический состав и термодинамические свойства воздуха. За головным скачком при числах М=6…10 возможна диссоциация кислорода и частично азота, а удельная теплоемкость воздуха перестает быть постоянной величиной, т.е. газ становится несовершенным.

4) При обтекании летательного аппарата гиперзвуковым потоком возмущенные скорости становятся соизмеримыми со скоростью звука. Относительно малое изменение скорости вызывает значительное изменение всех параметров воздуха. Это приводит к тому, что аэродинамические характеристики летательных аппаратов при гиперзвуковых скоростях, в частности, зависимости аэродинамических коэффициентов от угла атаки, становятся существенно нелинейными.

Описанные выше процессы гиперзвукового обтекания определяют особенности аэродинамической компоновки и аэродинамических характеристик гиперзвуковых летательных аппаратов. На рис.11.17 показан пример общего вида гиперзвукового летательного аппарата. Отметим некоторые особенности его аэродинамической компоновки.

Рис.11.17. Пример аэродинамической компоновки гиперзвукового летательного аппарата

Чтобы уменьшить нагрев конструкции (тепловые потоки от газа к обтекаемой поверхности), используются крылья большой стреловидности. Дело в том, что нагрев происходит прежде всего за счет торможения нормального к передней кромке набегающего потока, и поэтому с увеличением угла стреловидности тепловой поток уменьшается, так как уменьшается нормальная составляющая скорости набегающего потока. С той же целью передние части летательного аппарата, в том числе передние кромки крыла, выполняются затупленными. Это объясняется тем, что тепловой поток изменяется обратно пропорционально корню квадратному из диаметра затупления носка.  По этой же причине на гиперзвуковых летательных аппаратах применяются сравнительно толстые крылья (относительная толщина С>0,08).

Гиперзвуковые летательные аппараты должны летать не только в широком диапазоне чисел М=0…10 и более, но и в очень широком диапазоне углов атаки . Для уменьшения волнового  сопротивления и смещения фокуса при  переходе от дозвуковых скоростей к  сверхзвуковым и гиперзвуковым, для увеличения  несущих свойств, критического угла атаки и  коэффициента С_ymax применяются крылья сложной формы в плане с наплывами.

На больших сверхзвуковых и тем более гиперзвуковых скоростях подъемная сила создается в основном за счет повышения давления на нижних поверхностях. Поэтому гиперзвуковые летательные аппараты выполняются, как правило, по схеме «низкоплан» с несущим фюзеляжем, а для уменьшения лобового сопротивления – по схеме «бесхвостка». При  этом для получения возможно большего аэродинамического качества используется интегральная схема, т.е. концепция объединения крыла, фюзеляжа и силовой установки в единую несущую систему.

Как известно, уже на больших сверхзвуковых скоростях существует проблема обеспечения путевой устойчивости. На гиперзвуковых скоростях она усугубляется. Это требует увеличения площади вертикального оперения или применения двух и более килей. Для повышения эффективности рулевых поверхностей на гиперзвуковых скоростях целесообразно использовать клинообразные профили. С этой целью на гиперзвуковых летательных аппаратах применяются элевоны и рули направления с расщепляющимися панелями, которые на посадке могут использоваться в качестве воздушных тормозов. При полете на больших высотах из-за разреженности воздуха обычные аэродинамические рули малоэффективны, поэтому наряду с ними на гиперзвуковых летательных аппаратах применяются и газодинамические  (струйные) рули.

В широком диапазоне используемых высот, чисел М полета и углов атаки происходят значительные изменения характеристик устойчивости и управляемости. Это требует применения на гиперзвуковых летательных аппаратах сложных систем автоматического управления и бортовых ЭВМ.

12.6. Аэродинамические средства снижения заметности самолета

         Заметность самолетов определяется прежде всего их способностью отражать (или рассеивать) электромагнитное излучение. Радиолокационную заметность принято характеризовать эффективной площадью рассеивания (ЭПР), которая и определяет  способность самолета  рассеивать падающий на его поверхность поток мощности электромагнитного излучения радиолокационной станции. ЭПР самолета зависит от многих факторов и параметров, при этом зависимость от ракурса облучения является очень сложной. На ЭПР самолета сильное влияние оказывает его конфигурация и прежде всего форма таких  его . частей, как воздухозаборники сопла, кабина, антенные отсеки, внешние подвески и др. Крыло, фюзеляж и оперение дают сравнительно небольшой вклад в ЭПР самолета при его облучении с передней и задней полусфер, так как эти элементы при виде спереди и сзади имеют малую площадь проекции и практически не отражают волну в обратном направлении.

         При облучении сбоку ЭПР самолета определяется отражением от боковой поверхности килей, фюзеляжа, гондол двигателей, внешних подвесок. Поэтому при облучении с боковых  ракурсов ЭПР самолета значительно возрастает.

         Исходя из изложенного, при разработке перспективных самолетов для повышения их боевой живучести большое внимание уделяется проблеме заметности, т.е. созданию малозаметных самолетов. С целью уменьшения ЭПР в их компоновке предусматривается ряд конструктивных мероприятий.

1) Передние кромки крыла и оперения не должны иметь изломов и по возможности быть прямолинейными. Целесообразно уменьшать радиусы закругления кромок, так как ЭПР цилиндра пропорциональна его радиусу.

2) Поверхность крыла со стороны вероятного облучения должна выполняться как можно более плоской.

3) В компоновке по возможности должны быть исключены конструкции типа уголковых отражателей, которые представляют собой две или три взаимно перпендикулярные плоские или цилиндрические поверхности. Фюзеляж, крыло, оперение, мотогондолы, внешние подвески должны плавно сопрягаться друг с другом. Этому требованию в определенной степени удовлетворяет интегральная схема самолета.

4)  Целесообразно уменьшать площадь боковой проекции вертикального  оперения, т.е. устанавливать два и более килей, наклоненных от вертикальной плоскости так, чтобы     нормали к их поверхности выходили из наиболее вероятного сектора облучения.

5) Необходимо использовать как можно более плавные формы, исключающие изломы поверхностей, щели и т.п., в частности, при отклонении рулевых поверхностей  и органов механизации. Этому условию отвечает концепция адаптивного крыла .

6) Входные и выходные отверстия каналов двигателей, вносящие большой вклад в ЭПР, необходимо размещать так, чтобы они по возможности затенялись крылом и оперением. Этому требованию в значительной степени  удовлетворяют  туннельные воздухозаборники и плоские сопла.

7) Для уменьшения ЭПР целесообразно, если это возможно, уменьшать количество элементов, образующих компоновку. В этом смысле идеальной формой малозаметного летательного аппарата является летающее треугольное крыло, а обязательным условием малой заметности – отсутствие  внешних подвесок. Так как не всегда имеется возможность разместить вооружение внутри фюзеляжа, то при внешней  подвеске его целесообразно размещать в специальных контейнерах, имеющих малую ЭПР.

8) Одним из эффективных средств уменьшения радиолокационной заметности является покрытие поверхности самолета радиопоглощающими  материалами.

12.7. Особенности аэродинамической компоновки современных и перспективных вертолетов и преобразуемых летательных аппаратов преобразуемые ЛА

         Рассмотрев основные  пути  улучшения аэродинамических характеристик и увеличения скорости полета вертолета можно сделать выводы  об особенностях аэродинамической  компоновки  современных и перспективных вертолетов.

         Рассмотрим некоторые пути улучшения аэродинамических характеристик вертолетов:

         1. Применение по возможности плоского в вертикальной плоскости фюзеляжа (уменьшение лобового сопротивления) (Ми-24, Ка-50).

         2. Бесшарнирное крепление лопастей НВ за счет применения композиционных материалов (уменьшение лобового сопротивления).

         3. Размещение втулки НВ в специальном обтекателе (уменьшение лобового сопротивления) (Ка-62, Ми-54)

         4. Установка многолопастного рулевого винта в кольцевом канале (фенестрон), размещенном непосредственно в киле (уменьшение вредного сопротивления, повышение безопасности полета при маневрировании на предельно малых высотах) (Ка-62).

         5. Применение Х-образных рулевых винтов (уменьшение вредной интерференции между лопастями) (Ми-40, Ми-38, Ми-28).

         6. Применение струйной системы уравновешивания реактивного момента (Ка-118).

         Важным показателем летных возможностей вертолета является максимальная скорость полета. Известно, что основной причиной ограничения V_макс. является срыв потока с лопастей в азимуте =270^о. Можно было бы задержать срыв увеличением числа оборотов винта. Но при М>М_кр появляется волновое сопротивление и тряска вертолета. Частично это нежелательное явление можно ослабить применением специальных закритических законцовок лопастей (Ка-62).

         Кроме того для увеличения V_макс используются следующие пути:

         1.Увеличение несущих свойств вертолета за счет установки крыла, которое частично разгружает НВ и дает возможность создать потребную тягу при меньшем общем шаге НВ (Ми-6, Ми-24, Ка-50).

         2.Уменьшение общего шага НВ за счет придания вертолету форм минимального сопротивления.

         3.Уменьшение общего шага НВ за счет увеличения несущих свойств самого НВ путем увеличения площади лопастей. Но при этом увеличивается вредная интерференция между лопастями и падает КПД НВ.

         4.Постановка на вертолете дополнительного толкающего винта. Но при этом увеличивается масса конструкции и возрастает ее сложность.

Преобразуемые ЛА

         Стремление иметь летательный аппарат, обладающий  преимуществами вертолета на взлете,  посадке, висении, вертикальном наборе высоты и снижения  и достоинствами самолета  при умеренных  и больших скоростях  привело к идее создания  преобразуемых летательных аппаратов. Известно много  предложений по этому вопросу, но  к наиболее  проработанным  следует отнести:

- с поворотными винтами;

- с винтом, преобразуемым в  крыло.

На летательных аппаратах первого типа  одни и те же винты используются и как подъемные, и как тянущие (рис.11.18). С этой целью они выполнены поворотными. Винты вместе  с двигателями устанавливаются на концах крыла. На взлете и посадке они создают подъемную силу, а в горизонтальном полете – силу тяги. Подобный ЛА сможет развивать   скорость полета  до 500 км/ час.

Рис.11.18

Основными проблемами  при практической реализации  этой идеи являются:

-  создание   надежных конструкций и систем  поворота  винтов;

- обеспечение устойчивости  и управляемости  аппарата на режимах   вертикального полета;

- функционирование  аппарата на переходных режимах.

Летательные  аппараты второго типа имеют   останавливаемый в полете винт (рис.11.19. При взлете, посадке, висении на месте  винт вращается, а аппарат  используется как обычный  вертолет. По мере увеличения  скорости горизонтального  полета частота вращения  винта постепенно  уменьшается  и в конце   концов  он останавливается образуя  крыло. Если винт четырехлопастный. То крыло  получается X-образное (рис.11.19, а) а если  трехлопастный, то образуется   как-бы  крыло сложной формы   с наплывом (рис.11.19, б). Специалисты рассчитывают, что с такими крыльями  и с дополнительным тянущим двигателем аппарат  сможет достичь  максимальной   скорости полета до 1000 км/час.

При практической   реализации этой идеи  также возникает определенные  трудности.

1) При  останове винта  некоторые  задние кромки лопастей  становятся передними и наоборот, что требует применения   специальных профилей. 

2) для поддержания горизонтального полета  весьма сложными  оказываются законы изменения частоты вращения  винта   по скорости полета на переходных режимах.

3) Имеются  принципиальные и конструктивные трудности  в переключении  мощности  силовой установки  с режима вращения винта  на режим создания  тяги в горизонтальном полете.

Рис.11.19

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Обзор перспектив развития аэромеханики и методов ее исследований. Значение подготовки летного и инженерно-технического состава по аэродинамике. Особенности методики проведения занятий по аэродинамике летательных аппаратов

Неотъемлемым элементом деятельности частей ВВС является военно-инженерная деятельность. Научно-техническая революция сделала её одним из наиболее существенных факторов боевой мощи армии.

     Определяющее влияние на боевую готовность Вооруженных сил оказывает новое оружие. Оно вносит серьезные изменения во все области военного дела, в организацию войск, формы и способы боевых действий, предъявляет повышенные требования к подготовке личного состава, его моральных качеств, психологической стойкости и физической выносливости.

     Обеспечить успешное развитие современного оружия, его создание и освоение могут только те военно-инженерные кадры, которые обладают широким кругозором, глубокими знаниями, высокой методической культурой, компетентностью в решении сложных задач инженерно-технического обеспечения боевых действий и боевой подготовки войск.

      Требования к военно-технической подготовке личного состава ВВС  постоянно  растут. Это обусловлено следующими факторами:

1. Быстрое моральное старение приобретенных инженерных знаний в современных условиях. В настоящее время многие из них устаревают уже через 3…5 лет. Отсюда вытекает важность и необходимость постоянного обновления и обогащения инженерных знаний, приведение их в соответствие с требованиями не только сегодняшнего дня. Причем новые знания и навыки необходимо усваивать в сжатые сроки, что требует при организации и проведении технической подготовки оптимального выбора теоретического материала.

2. Техническая подготовка должна строиться с определенной перспективой, учетом новых достижений авиационной мысли и направлений её развития. Научно-технический прогресс обуславливает ускорение темпов развития военной техники. Период эффективного использования основных систем вооружений и военной техники, в том числе и авиационной, составляет сейчас 5…7 лет.

3. Резко возросли требования к уходу за авиационной техникой, поддержанию её в постоянной боевой готовности.

 

 Требования и рекомендации по проведению занятий

       Непосредственными организаторами технической учебы в частях являются инженеры, которые участвуют в разработке учебных планов, готовят и читают лекции, проводят практические занятия.

         Особенностью обучения курсантов в ВВУЗАХ является то, что обучение проводится по каждой дисциплине специализированными кафедрами, в то время как в частях инженер и летчик имеют дело с самолётом или вертолетом в целом. Поэтому обучение там должно быть более комплексным. Следовательно, в частях изучать отдельно аэродинамику, а потом динамику полёта, нецелесообразно. Обычно, когда в частях говорят об аэродинамике, то под этим понимают практическую аэродинамику.

          Слово «практическая» выражает здесь конкретную прикладную направленность аэродинамики. Во-первых, для лётчика в интересах овладения им техникой пилотирования и боевым применением. Во-вторых, применительно к конкретному самолету или классу самолетов. Слово «аэродинамика» используется в обобщающем смысле. Собственно аэродинамика изучает лишь силовое взаимодействие тела и обтекающего его потока. Лётчику в большей степени необходимо знание динамики полета, изучающей и объясняющей все виды движения самолета.

          Однако, для лучшего понимания физических явлений, происходящих при обтекании самолета потоком воздуха при том или ином виде движения, летчик должен знать и теоретические вопросы аэродинамики.

          Кроме аэродинамики самолета необходимо также знание аэродинамики силовой установки, так называемой «внутренней» аэродинамики, отражающей работу входных устройств, компрессора.

         В итоге в понятие «практическая аэродинамика» в настоящее время принято включать сведения по динамике полета, а также по аэродинамике самолета и силовой установки, необходимые летному составу для грамотной, безаварийной и эффективной эксплуатации конкретного летательного аппарата.

        Командование ВВС постоянно подчеркивает важность овладения летным составом практической аэродинамикой, знания которой, наряду со знаниями техники, позволяют грамотно эксплуатировать летательные аппараты в воздухе и обеспечивать преимущества в бою. Летный состав должен знать сильные и слабые стороны аэродинамики своего самолета и самолетов противника, чтобы в бою умело использовать преимущества своего самолета и добиться победы.

          Главнокомандующий ВВС требует, чтобы инженеры выпускники высших авиационных  инженерных учебных заведений были методически подготовлены к проведению занятий с летным и инженерно-техническим составом по практической аэродинамике и авиационной технике.

          Вопросы методики проведения занятий можно условно разделить на две группы. К первой относятся методические требования к содержанию занятия, отбору материала и его последовательности. Вторая группа вопросов касается формы изложения материала перед аудиторией. Обе группы тесно взаимосвязаны: успехов добивается лишь тот руководитель, который обеспечивает единство формы и содержания занятия.

             Отбор материала для занятия, форма его доведения, методические приемы и материальное обеспечение занятия должны учитывать общую и специальную подготовку аудитории.

             Так, например, летный состав в основном имеет образование, знает основы аэродинамики, в определенной степени подготовлен по динамике полета. Поэтому занятие с летным составом необходимо проводить с использованием математического аппарата довольно в высокой степени сложности, не разъясняя элементарные понятия основ практической аэродинамики, больше времени уделять приложению известного аудитории материала к конкретному летательному аппарату.

              Инженерно-технический состав более разнороден по подготовленности. Инженеры даже в большей степени, чем летный состав , знают теоретическую аэродинамику, знакомы с теорией динамики полета ,хотя в меньшей степени , чем летчики .

               Если же занятия проводятся с группой, в состав которой входят специалисты со средним специальным образованием, то при этом необходимо учитывать, что они в меньшей степени знают теоретические вопросы аэродинамики, способны понимать менее сложный математический аппарат.

            Для повышения эффективности занятий необходимо соответствующим образом формировать учебные группы по степени их общей и специальной подготовки.

           Рассмотрим общие их методические требования по содержанию занятий.

          Сочетание теоретической глубины с физической доходчивостью

            Занятия с летным и инженерно- техническим составом должны проходить на достаточно высоком теоретическом уровне. Высказываемые положения должны подкрепляться несложными расчетами. На конкретных числовых примерах нужно показывать, как меняются те или иные летные характеристики в зависимости от изменений условий полета, вариантов загрузки и т.п. Не следует бояться использования простых формул, наоборот, необходимо разъяснять методику их получения, глубже раскрывая при этом физическое содержание явлений. Понятно, что недопустима и другая крайность – такое чрезмерное использование математического аппарата, которое затмило бы существо рассматриваемых вопросов, физическое толкование изучаемых явлений всегда стоит на первом месте. Выбор математических средств должен производиться в каждом конкретном случае руководителем занятий с учетом подготовленности аудитории

           На занятиях по практической аэродинамике цифровой материал имеет существенное значение. Однако еще более важно довести до аудитории физическую сущность рассматриваемых явлений. Поэтому на занятии не столь необходимо дать побольше цифр или графиков, как научить аудиторию  логически рассматривать процесс или явление, уметь сделать практические выводы и обосновать конкретные рекомендации. Например, не так важно знать величину атаки, как последствие в поведении самолета при его превышении, способы контроля в полете, меры предотвращения выхода на за критические углы и т.п.

 

                                          Практическая направленность

            Непосредственная практическая направленность занятий по аэродинамике достигается тем, что всё изложение подчинено задачам разъяснения особенностей аэродинамической компоновки, летных характеристик, устойчивости и управляемости, присущих самолету, эксплуатируемому в данной части или подразделении.

              Наилучший результат достигается при условии, теоретические положения направлены на разъяснение и обоснование конкретных указаний , инструкций и методических пособий. Особое внимание должно быть уделено особенностям летных данных, устойчивости и управляемости на этапах боевого применения, выбору наиболее выгодных режимов полета и боевых маневров, обеспечивающих преимущества над противником.

                                                      Преемственность занятий 

                   Система обучения и совершенствования  личного состава частей ВВС предусматривает поэтапность и непрерывность. Например, в летном училище курсанты, усвоив основы аэродинамики и динамики полета, изучают практическую аэродинамику сначала учебного, а потом боевого самолета. Осваивая новую технику, летчик изучает практическую аэродинамику соответствующего изделия. Поэтому, при изучении вопросов практической аэродинамики в системе надземной подготовки летного состава необходимо опираться на имеющиеся у аудитории знания, максимально использовать метод сравнивания, подчеркивая сходство и различие особенностей освоенного ранее и нового самолета.

                                    Подготовка и проведение занятия

          Проведению каждого занятия должна предшествовать тщательная методическая подготовка руководителя занятия.

           Подобрав и изучив материалы по теме занятия, необходимо сначала составить его план, а затем развернутые тезисы или конспект. План должен предусматривать краткое введение, подчеркивающее практическое значение рассматриваемой темы. Затем в небольшом числе пунктов (3-5) формируется основное содержание. В конце занятия делается заключение по существу вопроса, а также даются рекомендации по самостоятельной работе, включающие список литературы.

             Первостепенное значение имеет наглядность занятия. Необходимо продумать и изготовить с привлечением самих же обучающихся наглядные плакаты, схемы. В качестве исходного материала следует использовать данные технического описания самолета, книга 1. Недостающие данные должны быть заблаговременно запрошены у вышестоящего штаба. При изложении вопросов динамики полета хорошим подспорьем служит даже простейшая модель самолета. Руководитель должен заранее потренироваться в ее использовании.

             Весьма желательно изыскать возможности использования технических средств (действующие макеты, установки, диакадропроэктор, кинопроектор, и др.) Это повышает наглядность занятия и заинтересовывает обучаемых, что в конечном итоге повышает эффективность занятия.

               Изложение материала на каждом занятии необходимо вести по принципу «от простого к сложному».

               Рассматривая тот или иной вопрос, нелишне бывает вкратце напомнить основные положения теории, известные аудитории из предыдущего обучения.

79 Ультразвуковая диагностика злокачественных опухолей яичников - лекция, которая пользуется популярностью у тех, кто читал эту лекцию.

               Занятие должно проводиться так, чтобы обучаемые могли составить конспекты, ибо только от прослушивания даже очень интересной лекции следы в памяти стираются довольно быстро. Основные вопросы, важнейшие формулировки и выводы должны по существу задиктовываться.

                В конце занятия необходимо оставить время для ответов на вопросы.

                Перед ответами на вопросы или после них подводятся краткие итоги занятия, и дается список рекомендованной литературы. В основном это источники, использованные самим руководителем. По многим новым изделиям авиатехники издаются и рассылаются в части пособия по практической аэродинамике для летного и инженерно-технического состава. Они должны являться основными в списке литературы. В качестве дополнительных пособий можно рекомендовать учебники для курсантов летных и инженерных училищ, учебники для летного состава по практической аэродинамике и динамике полета, выпускаемые «Воениздатом», статьи из серии «Летчику о практической аэродинамике», помещенные в журнале «Авиация и космонавтика» 

          Необходимо постоянно требовать, чтобы каждый летчик и инженер имел свою личную библиотеку по практической аэродинамике, регулярно изучал новинки литературы.

          В заключение можно сделать вывод о том, что залогом успеха руководителя занятий служит глубокое овладение им самим не только данной конкретной темы, по всем кругом вопросов практической аэродинамики.