сечений, по которой предполагают, что любое сечение крыла конечного размаха 
обтекается так же, как сечение соответственного крыла бесконечного размаха. 
В ряде случаев пренебрегают конечным значением приведённой частоты k = ?b/V 
(b — характерный линейный размер, ? — частота колебаний, V — скорость потока) и 
считают k?0. Наиболее близкую к действительной картине обтекания колеблющегося 
летательного аппарата в потоке воздуха даёт теория крыла в нестационарном 
потоке (см. Крыла теория), на основе которой разработаны методы вычисления 
аэродинамического коэффициента для различных режимов (несжимаемый поток; 
дозвуковой, трансзвуковой, сверхзвуковой и гиперзвуковой режимы полёта). На 
базе использования электронно-вычислительных машин нашли применение численные 
методы расчёта распределения нестационарных аэродинамических давлений по 
колеблющемуся крылу конечного размаха. При этом крыло (несущая поверхность) 
разбивается на участки (панели), каждый из которых заменяется либо одиночным 
вихрем (рис. 4) — метод дискретных вихрей, либо распределёнными диполями, либо 
вихревым слоем.
После вычисления элементов всех матриц система неоднородных дифференциальных 
уравнений для отыскания реакции интегрируется численными методами во времени 
(метод Эйлера, Рунге — Кутты, Адамса — Штермера, матричного экспоненциала и др.
).
Наряду с расчётными методами широко применяются экспериментальные методы 
исследования явлений А. Один из основных экспериментальных методов — испытания 
моделей летательных аппаратов и многих других объектов в аэродинамических 
трубах (рис. 5 и 6). Для задач А. этот метод позволяет получить более полные 
результаты, чем лётные испытания натурного летательного аппарата. Например, при 
исследовании флаттера непосредственно определяется значение критической 
скорости флаттера, в широких пределах осуществляется вариация определяющих 
параметров. Исследования в аэродинамической трубе имеют преимущества и перед 
расчётными методами, так как позволяют избежать многие допущений и 
предположений как при описании конструкции летательного аппарата, так и при 
вычислении силовых воздействий па неё. В тех случаях, когда теоретические 
методы не дают надёжных результатов, например, при решении задач, связанных с 
исследованиями авиационных конструкции в области трансзвуковых скоростей полета 
или при срыве потока, экспериментальный метод является единственным при решении 
задач А. Испытания моделей в аэродинамических трубах позволяют исследовать 
явления флаттера, оценивать эффективность органов управления упругого 
летательного аппарата, определять критическую скорость реверса этих органов; 
измерять реакцию упругого летательного аппарата при действии однократных и 
циклических порывов воздуха, а также реакцию всего летательного аппарата и его 
элементов при бафтинге; изучать аэроупругую устойчивость летательного аппарата 
с функционирующей система автоматического управления; осуществлять выбор 
законов управления летательным аппаратом, синтез систем демпфирования упругих 
колебаний и подавления флаттера; проводить корректировку расчётных схем и 
методов исследования. Для испытаний применяются схематические модели, 
динамически-подобные модели отдельных частей летательного аппарата (крыла, 
фюзеляжа, оперения и т. д.) и летательного аппарата в целом, упруго-подобные 
модели консолей крыла, оперения и летательного аппарата в целом.
Окончательное заключение о безопасности летательного аппарата от флаттера, 
бафтинга, реверса органов управления и других нежелательных явлений, 
обусловленных воздействием на летательный аппарат аэродинамических сил, 
делается с учётом результатов проводившихся на натурном летательном аппарате 
исследований — резонансных испытаний на земле и лётных испытаний. Целью 
резонансных испытаний является получение форм, частот и декрементов собственно 
колебаний конструкции летательного аппарата. Результаты этих испытаний служат 
для уточнения значений критической скорости флаттера, полученной расчётом, и 
позволяют оценить, насколько точно модели, испытанные в аэродинамической трубе, 
воспроизводят характеристики натурного летательного аппарата. Лётные 
исследования явлений А. — составная часть общих лётных испытаний летательного 
аппарата на прочность, которые представляют собой заключительный контрольный 
этап всего комплекса исследований задач в области А. летательного аппарата.
Становление А. как самостоятельного раздела прикладной механики относится к 
30м гг., когда авиация столкнулась с двумя проблемами А. — бафтингом и 
флаттером самолётов. Работами М. В. Келдыша уже к конце 30х гг. были заложены 
основные теории флаттера и показаны возможности моделирования этого явления в 
аэродинамических трубах. Большой вклад в исследование флаттера и разработку 
практических методов решения этой центральной задачи А. внесли Е. П. Гроссман, 
Я. М. Пархомовскнй и Л. С. Попов. Они явились, по существу, создателями 
советской научной школы исследования флаттера. Их работы имели большое значение 
для развития методики моделирования флаттера, создания динамически-подобных 
моделей, получения надёжных количеств, результатов. Теоретические методы 
расчёта нестационарных аэродинамических сил, действующих на колеблющийся 
профиль, наряду с Келдышем, разработаны М. А. Лаврентьевым, Л. И. Седовым к 
1935. В 40х гг. в Центральном аэрогидродинамическом институте под руководством 
С. П. Стрелкова были созданы экспериментальные установки и проведены измерения 
нестационарных аэродинамических коэффициентов на колеблющихся крыльях конечного 
удлинения. Численный метод расчёта нестационарных аэродинамических 
характеристик летательного аппарата на основе схемы дискретных вихрей 
разработан С. М. Белоцерковским.
Теоретические исследования реверса органов управления летательным аппаратом 
проводились в СССР начиная с 1936. Первые работы по статической А. связаны с 
именами Гроссмана, А. И. Макаревского и Я. М. Серебрийского. В конце 40х гг.,