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.
Юбилейная медаль института (1914).
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 (рис. 1) 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 (сплошная линия на рис. 2). 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 (два максимума на рис. 2) — в дозвуковых и сверхзвуковых 
областях. Следует, однако, иметь в виду, что область возможных режимов полёта 
может быть ограничена также и другими условиями (линии со штрихами на рис. 2), 
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, и соответствующая линия на рис. 2 находится правее линии ?max.
В некоторых случаях удобнее пользоваться безразмерными коэффициент (см.
 Аэродинамические коэффициенты). Поскольку потребная тяга для установившегося 
горизонтального полёта равна силе сопротивления аэродинамического летательного 
аппарата, то в этом случае cp = cx, где cp — коэффициент тяги, cx — коэффициент 
сопротивления. Зная поляру летательного аппарата, можно определить коэффициент 
подъёмной силы cy уст в установившемся полёте (рис. 3) и перегрузку 
установившегося манёвра ny уст  =  сy уст/cy г. п., где cy г п — коэффициент 
подъемной силы в горизонтальном полёте (в установившемся горизонтальном полёте 
подъёмная сила равна весу G летательного аппарата, то есть y г. п. =  G/(qS)
где q — скоростной напор, S — площадь, обычно площадь крыла). Далее могут быть 
рассчитаны радиус установившегося разворота и время разворота на заданный угол.
В процессе А. р. определяются также интегральные характеристики: время разгона 
tразг от начальной скорости Vн до конечной Vк и время tнаб набора высоты от hн 
до hк. При постоянной массе m летательного аппарата они равны:
{{формула}}
Для расчёта дальности и времени полета, кроме поляры летательного аппарата и 
высотно-скоростных характеристик двигателя, должна быть известна дроссельная 
характеристика двигателя. Для каждой точки области режимов полёта могут быть 
рассчитаны километровый и часовой расходы топлива, которые зависят также от 
текущей массы летательного аппарата. Для расчёта дальности L полёта с 
постоянной скоростью и постоянным значением cy в изотермической атмосфере (на 
высоте 11000—20000 м) используется формула Л. Бреге: L = Bln(m1/m2); 
коэффициент Бреге B = KV/C является функцией скорости и коэффициент подъёмной 
силы (здесь K — аэродинамическое качество, С — удельный расход топлива, m1 и 
m2 — масса летательного аппарата в начале и конце рассчитываемого участка 
полёта).
В А. р. входит также оценка взлётно-посадочных характеристик: скорости отрыва, 
посадочной скорости, длин разбега и пробега, дистанций взлета и посадки,