Аэродинамика — сложное слово, происходящее от греческих aero (воздух) и dynamic относящийся к силе, силовой). Этим термином названа наука, которая, являясь частью механики — науки о движении тел вообще, изучает законы движения воздуха в зависимости от действующих сил и на их основе устанавливает частные законы взаимодействия между воздухом и движущимся в нем твердым телом.
Толчком к развитию аэродинамики как науки явились практические задачи, возникающие перед человеком в связи с полетами на аппаратах тяжелее воздуха. Эти задачи были связаны с определением действующих на движущиеся тела сил и моментов (так называемых аэродинамических сил и моментов). При этом главным в исследовании силового воздействия было вычисление так называемой поддерживающей, или подъемной, силы.
В начале своего развития аэродинамика имела дело с весьма небольшими скоростями движения воздуха, ибо летательные аппараты имели малую скорость полета. Естественно, что теоретической основой аэродинамики явилась гидродинамика - наука о движении капельной (несжимаемой) жидкости. Основы этой науки были созданы в XVIII в. членами Российской Академии наук Л. Эйлером (1707—1783) и Д. Бернулли (1700—1783) В научном трактате «Общие принципы движения жидкостей» (1755) Л. Эйлер впервые вывел основные дифференциальные уравнения движения так называемых идеальных (невязких) жидкостей и газов. Открытие фундаментального закона гидродинамики, устанавливающего связь между давлением и скоростью в потоке несжимаемой жидкости, принадлежит Д. Бернулли, который опубликовал этот закон в 1738 г, в своем труде «Гидродинамика».
При малых скоростях полета влияние на характер движения воздуха такого его важного свойства, как сжимаемость, пренебрежимо мало. Однако развитие артиллерии — нарезной и реактивной, высокоскоростных самолетов ставило задачу изучения законов движения воздуха или вообще газа при больших скоростях. Оказалось, что если рассчитать силы, действующие на движущееся тело с большими скоростями, на основе законов движения воздуха с малыми скоростями, то эти силы могут сильно отличаться от реальных. Объяснение талому явлению пришлось искать в самой природе движения воздуха (газа) с большими скоростями, заключающейся в изменении его плотности в зависимости от давления, которое при таких скоростях может быть весьма значительным.
В этом изменении и проявляется свойство сжимаемости газа.
Свойство сжимаемости обусловливает изменение внутренней энергии газа, что следует учитывать при расчете параметров, определяющих движение среды. Изменение внутренней энергии, связанное с параметрами состояния и производимой работой, которую может совершать сжимаемый газ при расширении, определяется первым законом термодинамики. Таким образом, в аэродинамике сжимаемого газа должны были быть использованы термодинамические соотношения.
Если газовая среда движется с малой скоростью, то теплосодержание будет велико по сравнению с кинетической энергией. В этом случае практически можно не учитывать изменения теплосодержания при изменении скорости течения, т. е. при изменении кинетической энергии жидкости. Поэтому в аэродинамике течений с малыми скоростями (гидродинамике) нет необходимости пользоваться термодинамическими понятиями и соотношениями.
При очень больших скоростях полета, называемых иногда гиперзвуковыми скоростями, которыми характеризуется движение ракет, а также космических кораблей при входе в плотные слои атмосферы, омывающий газ претерпевает не только изменение плотности, но испытывает значительное повышение температуры, что вызывает в нем различные физико-химические превращения. Значительная часть кинетической энергии, связанной со скоростью полета, преобразуется в тепло и химическую энергию. Все эти особенности движения газовой среды обусловили появление аэродинамики больших скоростей, или газодинамики, — специального раздела аэродинамики, в котором изучаются законы движения воздуха (газа) при больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, а также законы взаимодействия между газовой средой и телом, движущимся в ней с такими скоростями.
Одним из основоположников газодинамики является акад. С.А. Чаплыгин (1869—1942), опубликовавший в 1902 г. выдающийся научный труд «О газовых струях». В этом труде выведены уравнения, составляющие теоретическую основу современной газодинамики и вошедшие в мировую и отечественную науку как уравнения Чаплыгина.
Вместе с развитием теоретической аэродинамики создавалась экспериментальная аэродинамика, предметом которой является опытное исследование взаимодействия между телом и омывающим его газовым потоком при помощи различных технических средств — аэродинамических труб и других установок, имитирующих обтекание летательных аппаратов.
Под руководством Н.Е. Жуковского (1847 - 1921) были построены первые в России аэродинамические лаборатории (в Московском государственном университете, Московском высшем техническом училище и в Кучине, под Москвой). При непосредственной помощи В.И. Ленина и по инициативе Н. Е. Жуковского в 1918 г был организован Центральный аэрогндродннамнческнй институт (ЦАГИ), ставший ныне одним из крупнейших мировых центров аэродинамической науки, носящий имя Н.Е. Жуковского.
По мере развития авиационной, артиллерийской и ракетной техники, совершенствования теоретических основ аэродинамики менялся характер аэродинамических установок от первых, сравнительно небольших по размерам и малоскоростных аэродинамических труб, до гигантских по величине высокоскоростных труб ЦАГИ (1940) и современных гиперзвуковых установок, а также специальных устройств, в которых искусственно создается сверхзвуковой поток разогретого газа (так называемые трубы с подогревом воздуха, ударные трубы, плазменные установки и др.).
Характер взаимодействия между газовой средой и движущимся в ней телом может быть различным. При небольших скоростях движения взаимодействие носит в основном силовой характер. По мере роста скоростей силовое взаимодействие сопровождается нагревом поверхности вследствие теплопередачи от газа к телу: таким образом, возникает тепловое взаимодействие. При очень больших скоростях аэродинамический нагрев оказывается настолько сильным, что может привести к разрушению материала стенки летательного аппарата путем его оплавления или сублимации и, как результат, к уносу разрушенной части материала и изменению характера нагрева стенки. Аэродинамический нагрев может также привести к химическому взаимодействию между твердой стенкой и омывающей газообразной средой, в результате чего возникает тот же эффект уноса части вещества. Высокие скорости полета могут оказаться причиной уноса массы и вследствие механического взаимодействия между газовой средой и движущимся телом, заключающегося в эрозии материала стенки и повреждении его структуры.
Исследование всех видов взаимодействия между газовой средой и летательным аппаратом осуществить аэродинамические расчеты, связанные с вычислением количественных критериев указанного, а именно с определением аэродинамических сил и моментов, теплопередачи и уноса массы (абляции). При этом в современной постановке указанная задача сводится не только к определению суммарных аэродинамических величин (суммарной подъемной силы или лобового сопротивления, суммарного теплового потока от разогретого газа к поверхности и др.), но и к вычислению распределения аэродинамических силовых и тепловых — по поверхности обтекаемого летательного аппарата (давление и напряжение трения, тепловые потоки, локальный унос массы).
Решение такой задачи требует более глубокого исследования движения газа, чем это необходимо для определения суммарного аэродинамического воздействия. Это исследование состоит в определении параметров газа, характеризующих движение, в каждой точке занимаемого им пространства и в каждый момент времени
Современные методы исследования движения газообразной среды опираются на ряд принципов и гипотез, установленных в аэродинамике. Одной из таких гипотез является гипотеза о неразрывности, или сплошности, движущейся газовой среды, в соответствии с которой можно пренебречь межмолекулярными промежутками и молекулярными движениями и рассматривать непрерывные изменения основных параметров газа в пространстве и во времени. Эта гипотеза вытекает из условия, заключающегося в том, что длина свободного пробега молекул и амплитуда их колебательного движения достаточно малы по сравнению с линейными размерами, характеризующими обтекание, например размахом крыла, диаметром или длиной корпуса и др. Введенная гипотеза сплошности не должна противоречить понятию о сжимаемости газовой среды, хотя, казалось бы, при отсутствии молекулярных промежутков среда должна быть несжимаемой. Реальность сжимаемой сплошной среды вытекает из того положения, что во многих исследованиях можно не учитывать существования молекулярных промежутков, но в то же время допускать возможность различной степени концентрации (плотности) в результате изменения величины этих промежутков.
В аэродинамических исследованиях определение взаимодействия между газовой средой и движущимся в ней телом основывается на принципе обращенного движения, в соответствии с которым взаимодействующая система неподвижная газовая среда (воздух) движущийся объект заменяется системой движущаяся газовая среда — неподвижный объект. В случае замены одной системы другой должно быть соблюдено условие, при котором скорость набегающего на неподвижное тело газового потока была бы равна скорости движения этого тела в неподвижной среде. Указанный принцип: обращенного движения вытекает из общего принципа относительности классической механики, согласно которому силы не зависят от того, какое из двух взаимодействующих тел (в данном случае газ или летательный аппарат) покоится и какое находится и прямолинейном равномерном движении.
Система дифференциальных уравнений, лежащая в основе решения задач обтекания, в современной аэродинамике обычно рассматривается отдельно для двух основных видов движения: свободного (невязкого) потока и течения в тонком пристеночном слое газа - пограничном слое, где движение рассматривается с учетом трения. Это разделение потока опирается на гипотезу об отсутствии обратного влияния пограничного слоя на свободный поток. Согласно этой гипотезе параметры невязкого обтекания, т. е. на внешней границе пограничного слоя, будут такими же, как и на стенке при отсутствии этого слоя.
Нахождение аэродинамических параметров летательных аппаратов при их неустановившемся движении, характеризующемся изменением кинематических параметров по времени, представляет собой обычно весьма сложную задачу. Для практических целей используют упрощенные методы решения этой задачи. Такое упрощение возможно для тех случаев, когда указанное изменение происходит достаточно медленно. Это характерно для многих летательных аппаратов. При определении их аэродинамических характеристик можно исходить из гипотезы стационарности, в соответствии с которой эти характеристики в неустановившемся движении принимаются такими, как в установившемся, и определяются кинематическими параметрами этого движения в данный момент времени.
При проведении аэродинамических экспериментов и расчетов необходимо принимать во внимание различные обстоятельства, связанные с физическим подобием исследуемых явлений обтекания. Аэродинамический расчет натурных летательных аппаратов (ракет, самолетов) основан на предварительных обширных исследованиях (теоретических и экспериментальных) обтекания моделей. В теории аэродинамического подобия находятся условия, которые должны соблюдаться в таких исследованиях на моделях, и устанавливаются характерные и удобные параметры, определяющие основные режимы исследуемых процессов, называемые параметрами или критериями подобия. Современные проблемы подобия, а также теория размерностей, широко используемая в аэродинамике, изложены в фундаментальном труде акад. Л. И. Седова «Методы подобия и размерности в механике».
Аэродинамика является, образно выражаясь, многоотраслевой наукой. В соответствии с потребностью бурно развивающейся авиационной и ракетно-космической техники в аэродинамике определились более или менее четко выраженные основные научные направления и разделы, связанные с аэродинамическими исследованиями летательных аппаратов в целом и их отдельных конструктивных элементов, а также наиболее характерных видов газовых течений и процессов, сопровождающих обтекание. Естественно, что всякая классификация аэродинамики в известной мере будет условной, так как все эти направления и разделы или, во всяком случае, часть из них взаимосвязаны. Тем не менее, такая «отраслевая» специализация аэродинамической науки представляет практический интерес.
Рассмотрим некоторые характерные направления и разделы современной аэродинамики. Можно определить два основных направления, по которым развивается современная аэродинамика. Первое из этих направлений представляет собой так называемую силовую аэродинамику, которая занимается решением задач, связанных с силовым воздействием среды, т. е. с нахождением распределения давления и напряжения трения по поверхности летательного аппарата, а также с определением результирующих аэродинамических сил и моментов. Получаемые данные используются для прочностных расчетов конструкции аппарата в целом и отдельных элементов, а также для определения его летных характеристик. Второе направление включает проблемы аэротермодинамики и аэродинамического нагрева — науки, объединяющей аэродинамику, термодинамику и теплопередачу и исследующей обтекание в связи с тепловым взаимодействием. В результате этих исследований находятся тепловые потоки от разогретого газа к стенке и определяется ее температура. Эти данные необходимы при расчете на прочность и проектировании охлаждающих устройств летательных аппаратов. Вместе с тем учет изменения свойств омывающего газа под влиянием высоких температур позволяет уточнить количественные критерии силового воздействия как внешнего потока, так и пограничного слоя. Все эти проблемы имеют особо важное значение при очень больших скоростях полета, при которых тепловые процессы протекают весьма интенсивно. Однако решение таких проблем еще более усложняется, так как связано с необходимостью учитывать химические процессы, происходящие в газе, а также влияние химического взаимодействия между газообразной средой и материалом стенки.
Если иметь в виду диапазон скоростей движения летательных аппаратов от малых дозвуковых до очень больших сверхзвуковых, то, как уже указывалась, можно выделить следующие основные разделы в науке об исследовании обтекания: аэродинамика несжимаемой жидкости, или гидродинамика (число Маха обтекающего потока М = 0), и аэродинамика больших скоростей. Последняя в свою очередь подразделяется на аэродинамику дозвуковых (М << 1) и околозвуковых (трансзвуковых, М < 1) скоростей, а также аэродинамику сверхзвуковых (М > 1) и гиперзвуковых (М >> 1) течений. Необходимо подчеркнуть, что в каждом из этих разделов исследуются процессы обтекания, которые характеризуются некоторыми специфическими особенностями, свойственными потокам с указанными числами Маха. По этой причине исследования таких потоков могут базироваться на различной математической основе.
Аэродинамические исследования основываются, как известно из предыдущего, на разделении потока около обтекаемых тел на два вида движения: свободное (внешнее) невязкое течение и пограничный слой. Каждому виду движения посвящается самостоятельный раздел аэродинамики, а именно свободному течению — аэродинамика невязкой (идеальной) жидкости, пограничному слою — аэродинамика пограничного слоя.
Аэродинамика идеальной среды исследует распределение невязких параметров при обтекании, которые рассматриваются как параметры на внешней границе пограничного слоя и являются, следовательно, граничными условиями для решений дифференциальных уравнений этого слоя. К невязким параметрам относится давление, зная распределение которого можно найти соответствующие суммарные силы и моменты. Аэродинамика идеальной среды базируется на фундаментальных уравнениях Эйлера.
Аэродинамика пограничного слоя — один из наиболее широких и развитых разделов науки о движении жидкости и газа. Решение задач о движении в пограничном слое дает возможность найти распределение касательных напряжений и, следовательно, суммарных аэродинамических сил и моментов от трения, а также позволяет рассчитать теплопередачу от разогретого омывающего газа к стенке. При этом выводы теории пограничного слоя могут быть использованы также для корректировки решения о невязком обтекании, в частности для нахождения поправки к распределению давления, обусловленной влиянием пограничного слоя.
Современная теория пограничного слоя базируется на фундаментальных исследованиях Л.Навье. Д. Стокса, О. Рейнольдса, Л.Прандтля, Т. Кармана. Существенный вклад в развитие теории пограничного слоя внесли советские ученые. Акад. А. А. Дородницыным создана стройная теория пограничного слоя в сжимаемом газе. Проф. Л. Г. Лондонским разработан эффективный метод расчета пограничного слоя на криволинейной поверхности.
В аэродинамических исследованиях при небольших скоростях полета необязательно учитывать тепловые процессы в пограничном слое из-за их малой интенсивности. Однако при больших скоростях становится уже необходимым учитывать теплопередачу и влияние на трение высоких температур пограничного слоя. Естественно, что решению подобных задач, особенно в последнее время, уделяется большоевнимание. В Советском Союзе профессора Л. Е. Калихман, И. А. Кибель, В. И. Иевлев и другие разрабатывают газодинамическую теорию теплопередачи, исследуя вязкое обтекание различных тел при высоких температурах пограничного слоя. Подобные задачи решаются также рядом зарубежных ученых.
При гиперзвуковых скоростях обтекания возникают не только проблемы аэродинамического нагрева. Тот факт, что при таких скоростях вследствие высоких температур происходит ионизация и газ становится электропроводным, вызывает новые проблемы, связанные с управлением потоком плазмы при помощи магнитного поля. Соответствующий аэродинамический расчет должен учитывать в формировании процессов взаимодействия движущегося тела с плазмой наряду с газодинамическими также электромагнитные силы. Эти проблемы изучаются в магнитоаэродннамике.
Исследованием движения жидкостей и газов в соответствии с изложенной выше гипотезой сплошности занимается специальный раздел аэродинамики — аэродинамика сплошных сред. Однако необходимо отметить, что эта гипотеза действительна лишь для условий полета на небольших высотах, т. е. в достаточно плотных слоях атмосферы, где средняя длина свободного пробега молекул воздуха мала. На больших высотах в условиях сильно разреженной атмосферы эта длина пробега молекул становится весьма значительной и воздух уже нельзя рассматривать как сплошную среду. Поэтому будут недействительны выводы аэродинамики сплошных сред.
Взаимодействие разреженной среды с движущимся в ней телом изучает особый раздел аэродинамики — аэродинамика разреженной среды. Быстрое развитие этой науки за последние годы вызвано прогрессом космических исследований при помощи искусственных спутников Земли и ракетно-космические аппаратов, а также ракетных систем различных типов (баллистические, межконтинентальные, глобальные ракеты и др.), совершающих околоземные полеты на очень больших высотах.
Условия обтекания, а, следовательно, и аэродинамические характеристики летательных аппаратов будут различными в зависимости от того, как изменяются в фиксированных точках омываемой поверхности параметры газа. Широкий класс задач обтекания, имеющих практическое значение, может решаться, как уже отмечалось, в рамках стационарной аэродинамики, предполагающей, что в указанных точках параметры не зависят от времени. Однако при исследовании устойчивости полета становится необходимым учитывать нестационарный характер обтекания, обусловленный неравномерностью скорости полета, колебанием или вращением летательного аппарата, так как в этих условиях характерным свойством омывающего потока будет локальное изменение его параметров со временем. Исследование такого характера обтекания относится к нестационарной аэродинамике.
Мы рассмотрели классификацию современной аэродинамики по видам газовых течений. При этом очевидно, в границах каждого указанного раздела аэродинамики исследование обтекания ведут применительно к различным формам летательных аппаратов или их составных частей. Наряду с такой классификацией представляет интерес рассмотреть разделы современной аэродинамики, для которых определяющей была бы форма летательного аппарата или его отдельных конструктивных элементов.
По своей аэродинамической схеме современный летательный аппарат в обобщенном виде представляет собой комбинацию из корпуса (фюзеляжа), крыльев, оперения и рулей. При проведении аэродинамических расчетов таких комбинаций должны быть учтены эффекты аэродинамической интерференции — аэродинамического взаимодействия между всеми указанными элементами летательного аппарата. В соответствии с этим, в частности, суммарные аэродинамические характеристики, такие, как подъемная сила, лобовое сопротивление или момент, могут быть вычислены в виде суммы аналогичных характеристик изолированных корпуса, крыльев, оперения и рулей с внесением в нее поправок, обусловленных указанным взаимодействием.
Таким образом, данная схема аэродинамического расчета предполагает знание аэродинамических характеристик отдельных составных частей летательного аппарата.
Аэродинамический расчет несущих поверхностей крыльев составляет предмет специального раздела аэродинамической науки - аэродинамики крыльев. Основоположниками аэродинамической теории крыла по праву считаются великие русские ученые-механики Н.Е. Жуковский и С.А. Чаплыгин. Начало XX столетия было ознаменовано замечательным открытием Н. Е. Жуковским природы подъемной силы крыла; им была выведена формула для расчета этой силы, носящая его имя. Работа Н.Е. Жуковского о присоединенных вихрях, представляющих собой гидродинамическую модель крыла, намного опередила его время. Разработанная Н. Е. Жуковским серия профилей крыльев (профилей Жуковского) широко использовалась при проектировании самолетов.
Акад. С. А. Чаплыгин — автор многих выдающихся трудов по аэродинамике крыльев. В 1910 г. в работе «О давлении плоскопараллельного потока на преграждающие тела» С. А. Чаплыгин заложил основы теории крыла бесконечного размаха. В 1922 г. он опубликовал научный труд «Теория крыла моноплана», в котором дает теорию ряда профилей крыла (профилей Чаплыгина), а также разработал теорию устойчивости крыла моноплана. С. А. Чаплыгин является создателем теории крыла конечного размаха.
Большой вклад в аэродинамику крыла внесли советские ученые акад. А. И. Некрасов (1883—1954), разработавший стройную теорию крыла в нестационарном потоке, а также чл.-корр. АН СССР В. В. Голубев (1884—1954), исследовавший различные виды механизации крыла, методы управления пограничным слоем, обтекание крыльев малого удлинения.
Акад. С. А. Христианович в труде «Обтекание тел газом при больших дозвуковых скоростях» разработал оригинальный и весьма эффективный метод, позволяющий учитывать влияние сжимаемости на обтекание профилей произвольной формы.
Проблемой учета влияния сжимаемости на обтекание крыльев занимались зарубежные ученые профессора Л. Прандтль (Германия) и Г. Глауерт (Англия), создавшие приближенную теорию тонкого крыла, обтекаемого дозвуковым потоком под малым углом атаки. Полученные ими результаты можно рассматривать как частные случаи общей теории обтекания, разработанной С. А. Христиановичем.
В трудах профессоров Е. А. Красилыциковой и С. В. Фальковича разработана теория обтекания тонких крыльев различной формы в плане сверхзвуковым потоком.
Результаты аэродинамических исследований крыльев применимы к расчету аэродинамических характеристик оперения, а также некоторых рулевых устройств, имеющих форму, подобную крыльям. При этом специфические особенности обтекания отдельных видов аэродинамических рулей, наличие других типов органов управления привели к появлению особого раздела современной аэродинамики — аэродинамики органов управления.
Современные летательные аппараты ракетного типа во многих случаях имеют форму тел вращения или близкую к ним. Комбинированные ракетные системы типа «корпус — крыло—оперение» имеют корпус (тело вращения) как основной компонент аэродинамической схемы. По этой причине в последние годы интенсивное развитие получила аэродинамика корпусов (тел вращения), ставшая одной из важнейших составных частей современной аэродинамической науки.
Большой вклад в развитие аэродинамики тел вращения внесли советские ученые профессора Ф. И. Франкль и Е. И. Карпович, опубликовавшие интересный научный труд «Газодинамика тонких тел». Группой научных сотрудников Математического института Академии наук СССР (К.И. Бабенко, Г. П. Воскресенский и др.) разработан метод пространственного сверхзвукового обтекания заостренных тел в общем случае, когда учитываются химические реакции в омывающем потоке. Зарубежным аэродинамикам Д. Тейлору (Англия) и 3. Копалу (США) принадлежит решение важной задачи о сверхзвуковом обтекании заостренного конуса.
Интенсивное развитие современной математики и вычислительной техники и совершенствование на этой основе методов аэродинамических исследований позволяют все успешнее решать многие трудные задачи аэродинамики, среди которых и задачи, связанные с определением эффекта аэродинамической интерференции и вычислением соответствующих поправок к суммарным аэродинамическим характеристикам летательного аппарата. Решение подобных задач составляет предмет специального раздела аэродинамической науки — интерференционной аэродинамики, получившей большое развитие в последние годы.
При небольших сверхзвуковых скоростях полета аэродинамический нагрев сравнительно невелик и не может повлечь за собой разрушение конструкции летательного аппарата. Основная задача, которая в данном случае решается, связана с подбором средств охлаждения, поддерживающих нужную температуру стенки. Более сложные проблемы возникают при очень больших скоростях полета, когда движущееся тело обладает огромным запасом кинетической энергии. Например, если летательный аппарат обладает космической скоростью, то достаточно превращения в тепло лишь 25-:-30% этой энергии, чтобы полностью испарился весь материал конструкции. Основная проблема, которая возникает, в частности, при организации безопасного спуска летательного аппарата в плотных слоях атмосферы, заключается в рассеивании этой энергии, с тем чтобы минимальная часть ее была поглощена в виде тепла телом. Оказалось, что таким свойством обладают тела с затупленной передней частью поверхности. Это и обусловило развитие аэродинамических исследований затупленных тел.
Важный вклад в изучение проблем аэродинамики затупленных тел внесли советские ученые акад., А. А. Дородницын, чл.-корр. АН СССР Г. Г. Черный, проф. О. М. Белоцерковский и др. Аналогичные исследования проводились М. Лайтхиллом (Англия), П. Гарабедяном (США) и другими зарубежными учеными.
Затупление передней части поверхности надо в известном смысле рассматривать как средство тепловой защиты летательного аппарата. При этом сам затупленный носок испытывает наиболее интенсивное тепловое воздействие и поэтому в еще большей мере, чем периферийная часть аппарата, нуждается в тепловой защите. Наиболее эффективная защита связана с применением различных покрытий, материал которых при соответствующих температурах постепенно разрушается и уносится. При этом поглощается значиельная часть энергии, подводимой разогретым воздухом к летательному аппарату. Разработка теории и практических методов расчета уноса массы (абляции) относится к современному разделу аэродинамической науки — аэродинамики аблирующих поверхностей.
Широкий круг задач аэродинамики связан с определением взаимодействия среды с летательным аппаратом, имеющим в общем случае произвольно заданную форму. Формы поверхностей летательных аппаратов могут также выбираться в специальных целях, обеспечивающих тот или иной аэродинамический эффект. Форма затупленных тел обеспечивает минимальную теплопередачу ко всему телу. Следовательно, затупленную поверхность можно считать оптимальной с точки зрения теплообмена. При проектировании летательных аппаратов возникает задача выбора формы с наименьшим силовым воздействием. Одна из таких задач связана, в частности, с определением формы образующей головной части летательного аппарата, обеспечивающей наименьшее лобовое сопротивление при заданной скорости полета. Подобного рода задачи рассматриваются в разделе аэродинамики, носящем название аэродинамики оптимальных форм.