когда проблема реверса приобрела прикладное значение, возникла необходимость 
использования экспериментальных методов. Под руководством Пархомовского и В. М.
 Фролова в начале 50х гг. были созданы упруго-подобные модели и проведены 
первые испытания их на реверс в аэродинамических трубах. Затем были разработаны 
методы моделирования реверса крыльев малого удлинения и других явлений 
статической А. всего самолёта. Систематические исследования аэроупругой 
устойчивости контура летательного аппарата и системы автоматического управления 
начались в конце 50х гг. под руководством Стрелкова и П. Я. Крупенёва, затем А.
 Ф. Минаева. Вопросам взаимодействия система автоматического управления и 
упругого летательного аппарата посвящены работы Белоцерковского, К. С.
 Колесникова, А. А. Красовского. В. Н. Сухова.
Вклад в решение проблем флаттера, бафтинга, реверса и других задач А., включая 
аналитические, расчётные и экспериментальные методы нестационарной аэродинамики,
 внесли В. Бирнбаум, Т. Карман, X. Кюснер, А. Г. Фершинг (Германия), Г. Глауэрт,
 А. Коллар (Великобритания), И. Гаррик, Р. Бисплингхофф, Т. Теодорсен, X, Эшли 
(США). Ж. Купри, Р. Мазе (Франция). Центральной проблемой А. является изучение 
явлений флаттера. Многообразие форм флаттера, сложная зависимость критической 
скорости от многочисленных параметров, последствия этого явления требуют 
совершенствования существующих методов и разработки новых расчётных и 
экспериментальных методов исследования, позволяющих надёжно обеспечить 
безопасность летательного аппарата.
Лит.: Гроссман Е. П.. Флаттер, М., ! 937 (Тр. ЦАГИ, №284); Гроссман Е. П., 
Келдыш М. В.. Пархомовский Я. М., Вибрации крыла с элероном, М., 1937 (Тр. ЦАГИ 
№ 337); Гроссман Е. П., Курс вибраций частей самолета, М., 1940; Некрасов А. И.,
 Теория крыла в нестационарном потоке, М.—Л., 1947; Бисплингхофф Р., Эшли X., 
Халфмэн Р., Аэроупругость, пер. с английск. М.. 1958; Фын Я. Ц., Введение в 
теорию аэроупругости, пер. с английск, М., 1959; Белоцерковский С. М., 
Скрипач Б. К., Табачников В. Г.. Крыло в нестационарном потоке газа, М.. 1971; 
Колесников К. С., Минаев А. Ф.. Колебания летательных аппаратов, в кн.: 
Вибрации в тех пике. Справочник, т. 3, М., 1980; Фершинг Г., Основы 
аэроупругости, пер. с нем., М., 1984.
Г. М. Фомин.
Рис. 1. Треугольник аэроупругости: А — аэродинамические силы; У — упругие силы; 
И — инерционные силы; 1 — явления статической аэроупругости (Д — дивергенция, 
Р — реверс органов управлении, ракета-носитель — распределение аэродинамической 
нагрузки с учётом упругости конструкции летательн аппарат, СУУ — статическая 
устойчивость упругого летательного аппарата); 2 — явления динамической 
аэроупругости (Ф — флаттер, СФ — срывной флаттер, Б — бафтннг, ТА — 
трансзвуковые автоколебании, НВ — реакция упругой конструкции на действие 
неспокойного воздуха, ДУУ— динамическая устойчивость упругого летательного 
аппарата); 3 — явления, не относящиеся к аэроупругости (двигательная 
установка — динамическая устойчивость летательного аппарата как твёрдого тела, 
МК — механические колебания вне потока).
Рис. 2. Структурные схемы: а —для задачи аэродинамической устойчивости 
(флаттера); б — для задачи динамической реакции на внешнее воздействие; А — 
аэродинамические силы; И — инерционные силы; У — упругие силы; F(t) — внешнее 
воздействие; q — реакция.
Рис. 3. Упруго-массовая схема самолёта (кессонно-балочного типа): 1 — балки;2 — 
сосредоточенные массы.
Рис. 4. Вихревая модель самолета (применение метода дискретных вихрей): 1 — 
присоединенный вихрь; 2 — контрольная точка.
Рис. 5. Испытания динамически-подобной модели самолёта в аэродинамической трубе 
Т-104 (ЦАГИ).
Рис. 6. Модель шпиля морского вокзала в Ленинграде (испытание на воздействие 
ветра в аэродинамической трубе).
аэрофинишер — устройство для торможения самолёта при посадке на палубу 
авианесущего корабля. Основу конструкции А. (см. рис.) составляют тросовая 
система и тормозной механизм. В исходном положении приёмный трос 1 
располагается на тросоподъёмнике 2 и натягивается на высоту 80—150 мм над 
палубой. Тормозной трос 3 через систему направляющих шкивов и амортизаторы 
закрепляется в тормозном механизме. Диаметр троса 30—40 мм, его общая длина 
достигает 600 м. Основными элементами тормозного механизма обычно являются 
полиспаст с кратностью до 20 и гидроцилиндр, к плунжеру 5 которого крепится 
подвижная обойма 4 блоков полиспаста, Гидроцилиндр служит для создания 
тормозного усилия и возвращения троса в исходное состояние. (Известны А., в 
которых тормозной трос наматывается на барабаны, оборудованные фрикционными или 
гидравлическими тормозами.) При этом тормозное усилие автоматически 
регулируется селектором массы принимаемого самолёта, обеспечивающим 
независимость тормозного пути от массы совершающего посадку самолёта. 
Управление А. осуществляется с расположенного на палубе пульта управления.
При посадке самолёта его тормозной крюк захватывает приёмный трос и вытягивает 
тормозной, преодолевая сопротивление тормозного механизма, чем и обеспечивается 
торможение самолёта. А. способны останавливать самолёты массой до 30 т при 
посадочной скорости до 250 км/ч. При этом тормозной путь составляет около 100 м,
 время затормаживания 2—2.5 с, а максимальная отрицательная перегрузка может 
достигать 4,5.
В целях повышения безопасности посадки на кораблях устанавливают несколько А. 
(обычно 4) с расстоянием между приёмными тросами 10—12 м, последний трос обычно 
используется в составе аварийного барьера.
К. В. Захаров.