Ж

жабры гидросамолёта — пластины трапециевидной формы, которые крепятся к бортам гидросамолёта (летающей лодки) в средний части и обеспечивают его поперечную остойчивость (см. рис.). Ж. заменяют подкрыльные поплавки гидросамолета. Размеры Ж. и их положение по высоте и длине лодки выбираются из условия обеспечения поперечной остойчивости гидросамолёта с учётом прироста ударных нагрузок при ударе Ж. о волну. Обычно Ж. устанавливаются непосредственно над скулами.

Жаворонков Семён Фёдорович (1899—1967) — советский военачальник, маршал авиации (1944). В Советской Армии с 1918. Окончил Военно-политическую академию (1926), курсы усовершенствования комсостава при Военно-воздушной академии Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1932; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского), оперативный факультет этой же академии (1936), Качинскую военную авиационную школу лётчиков имени А. Ф. Мясникова (1933), Высшие академические курсы при Высшей. военной академии (1949). Участник Гражданской и Великой Отечественной войн. Командующий Военно-воздушными силами флота (1938—1939), начальник авиации Военно-морского флота (1939—1946), начальник Главного управления ГВФ (1949—1957). Награждён 2 орденами Ленина, 4 орденами Красного Знамени, 2 орденами Ушакова 1-й степени, орденами Нахимова 1-й степени, Кутузова 2-й степени, Трудового Красного Знамени, медалями.

Лит.: Крылов А., Соколов В., Маршал авиации С. Жаворонков, в кн.: Полководцы и военачальники Великой Отечественной, 2 изд., (в. 1, М., 1971).

жаропрочные сплавы — металлические материалы, обладающие высоким сопротивлением пластической деформации и разрушению в условиях воздействия высоких температур и окислительных сред. Из Ж. с. изготовляются тяжелонагруженные детали авиационных газотурбинных двигателей. Ж. с. могут быть на алюминиевой, титановой, железной, медной, кобальтовой и никелевой основах. Наиболее широкое применение в авиационной двигателестроении получили никелевые Ж. с. (рабочие и сопловые лопатки, диски ротора турбины, жаровые камеры и т. д.). В зависимости от технологии изготовления Ж. с. на основе никеля подразделяются на литейные, деформируемые и порошковые. Наиболее жаропрочными являются литейные сложнолегированные сплавы на никелевой основе, способные работать до температур 1050—1100{{°}}С в течение сотен и тысяч часов при высоких статических и динамических напряжениях.

О Ж. с. на основе алюминия, титана, меди и железа смотри соответственно в статьях Алюминиевые сплавы, Титановые сплавы, Медные сплавы, Сталь.

жаростойкие сплавы, окалиностойкие, — металлические материалы, стойкие против интенсивного окисления в воздухе или в смеси воздуха с газообразными продуктами сгорания топлива при температуре 800—1100{{°}}С. Жаростойкость материала обеспечивается за счёт образования на его поверхности при высоких температураx тонкого слоя оксида, изолирующего сплав от непосредственного контакта с кислородом и препятствующего интенсивному окислению. Способность оксидной плёнки защищать сплав от активного взаимодействия с кислородом определяется главным образом механической плотностью плёнки, прочностью её сцепления с основным материалом, а при высоких температураx и сопротивлением оксида диффузионному проникновению ионов металла и кислорода. Жаростойкость материалов характеризуется изменением массы на единицу поверхности за время пребывания при данной температуре.

Основой Ж. с., применяемых в авиастроении, являются никель и сплавы никель — железо и кобальт — никель (см. Жаропрочные сплавы). Однако высокотемпературные оксиды этих металлов (особенно оксиды железа и кобальта) не обеспечивают достаточно эффективной защиты от диффузионного проникновения реагирующих компонентов. Для получения на поверхности указанных материалов оксидной плёнки с высокой защитной способностью они должны содержать хром. Этот металл, обладая более высокой теплотой окисления, чем другие компоненты сплава, образует при высокой температуре на поверхности сплавов плёнку тугоплавкого оксида хрома Cr₂O₃, защитная способность которого выше, чем у оксидов никеля, железа и кобальта.

Другим элементом, способным создавать эффективные защитные оксидные плёнки, особенно на никелевых и никель-железных сплавах, является алюминий. При содержании хрома в сплаве 10—16% достаточно 3—4% алюминия для образования при высокотемпературном окислении плёнки оксида алюминия Al₂O₃, которая может обеспечить более надёжную защиту, чем Cr₂O₃. На окалиностойкость Ж. с. положительно влияют малые добавки некоторых активных элементов (кальций, иттрий, церий, лантан и т. п.).

Жданов Константин Иванович (1906—1986) — советский конструктор воздушных винтов, доктор технических наук (1965), заслуженный изобретатель РСФСР (1970), Окончил Томский политехнический институт (1930). Работал в Центральном институте авиационного моторостроения и в КБ при заводе воздушных винтов в Москве. В 1939—1972 главный конструктор ОКБ в г. Ступино Московской области. Руководил разработкой воздушных винтов изменяемого шага и вспомогательных силовых установок. Винты его конструкции устанавливались на многих советских самолётах с поршневыми и турбовинтовыми двигателями (от И-16 до Ан-22). Ленинская премия (1958), Государственная премия СССР (1946). Награждён 3 орденами Ленина, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Красной Звезды, медалями.

жёсткий дирижабль — дирижабль, у которого неизменность формы корпуса обеспечивается жёстким каркасом. Клетки каркаса, образуемые стрингерами и шпангоутами, скреплены расчалками. С наружный стороны каркас покрыт обшивкой (матерчатой, из металлических листов или пластмассовых панелей). Внутри корпуса, в отсеках между главными (расчаленными) шпангоутами, размещаются 12—16 заполненных подъёмным газом баллонов из газонепроницаемого материала (так называем газовые мешки). Число их определяется условиями безопасности дирижабля (“воздушной непотопляемостью”). Объём каждого баллона выбирается таким, чтобы при его повреждении утечка подъёмного газа могла компенсироваться сбрасыванием балласта или аэродинамической подъёмной силой Ж. д., летящего с соответствующим углом атаки. Снизу к каркасу корпуса Ж. д. крепится гондола. На корме размещаются крестообразно расположенные поверхности (планы) оперения.

Ж. д. строились объёмом от 20 до 240 тысяч м³ и использовались для военных целей в годы Первой мировой войны, для перевозки пассажиров и почты и выполнения экспедиционных задач в период между Первой и Второй мировыми войнами. Основные характеристики крупнейших построенных Ж. д. приведены в статье Дирижабль.

Лит: Калиновский П. Т., Строительная механика жесткого воздушного корабля, М.—Л., 1934; Гарф Б. А., Никольский В. И., Проектирование металлических конструкций дирижаблей. М. —Л.. 1936.

жесткость авиационных конструкций — способность конструкций летательного аппарата сопротивляться деформациям под действием внешних сил, а также мера сопротивления этим силам. Значение Ж. определяется связью показателя упругих деформаций и нагрузки. Ж. — одна из важнейших характеристик летательного аппарата, от которой непосредственно зависит безопасность его эксплуатации, является показателем совершенства конструкции по условиям статической и динамической аэроупругости, а также статической прочности.

Такие авиационные конструкции, как крыло, оперение, фюзеляж и другие, которые в расчётах схематизируются балкой, характеризуются изгибной и крутильной Ж. — соответственно EJ и Gl; двумерные конструкции (тонкая несущая поверхность малого удлинения и др.), схематизируемые пластиной, —матрицей коэффициентов влиянии a_ij, связывающих прогибы конструкции в некоторых точках поверхности i под действием единичной силы, приложенной в точке j и направленной, как и прогибы, по нормали к поверхности. Для пространственных конструкций Ж. может быть определена более сложной системой коэффициентов влияния, связывающих прогибы элементов конструкции и повороты в нескольких направлениях под действием сосредоточенных сил и моментов. На рисунке показано типичное для современного пассажирского самолёта распределение по размаху крыла относительных изгибной и крутильной Ж.: {{EI}} = EJ/(q_{max max}SL²); {{GI}} = GJ/(q_{max max}SL²), где q_{max max} — предельный скоростной напор, S и L — площадь и размах крыла.

Снижение Ж. или увеличение упругости ведёт к усложнению требований к конструкции, которая должна быть не только прочной, но также обеспечивать безопасность от флаттера, управляемость и устойчивость летательного аппарата. Деформации самолёта оказывают сильное влияние и на его форму в полёте, несущие свойства, распределение аэродинамических нагрузок. Например, для летящего горизонтально самолёта со стреловидным крылом характерно снижение изгибающих моментов в корне крыла, обусловленное только упругостью конструкции. Для других самолётов, например, бесхвостой схемы и с крылом малого удлинения, возможно увеличение нагрузок и напряжений в корне крыла. С начала 30-х гг. осуществляется нормирование допустимых общих деформаций авиационных конструкций. Важное значение имеет правильное определение жёсткостных характеристик сложных конструкций, а при необходимости их рациональное изменение и упрощённое воспроизведение с использованием моделирования явлений аэроупругости в аэродинамических трубах на упруго- и динамически-подобных моделях. Современные расчётные и экспериментальные методы определения жёсткостных характеристик тесно связаны с исследованиями прочности самолёта, в частности на основе метода конечного элемента и статических испытаний самолёта.

живучесть летательного аппарата — см. в статьях Боевая живучесть. Эксплуатационная живучесть.

Жигарев Павел Фёдорович (1900-1963) — советский военачальник, Главный маршал авиации (1955). В Советской Армии с 1919. Окончил кавалерийскую школу (1922), военную школу лётчиков (1927), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1932; ныне Военно-воздушной инженерной академии имени проф. Н. Е. Жуковского). Участник Великой Отечественной войны. Командующий Военно-воздушными силами Советской Армии (1941—1942),командующий Военно-воздушными силами Дальневосточного фронта (1942—1945), командующий Воздушной армией в войне с Японией (1945), главнокомандующий Военно-воздушных сил (1949—1957), начальник Главного управления ГВФ (1957—1959). Депутат Верховного Совета СССР в 1950—1962. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Кутузова 1-й степени, Красной Звезды, медалями.

Лит.: Руденко С.. Видный авиационный военачальник, “Военно-исторический журнал”, 1970, №12.

жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) — ракетный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Нашёл применение на различных ракетах и некоторых самолётах. По назначению различают ЖРД маршевые, корректирующие, рулевые, тормозные, стартовые, стабилизирующие, ориентационные. ЖРД бывают одно- и многократного использования, одно- и многократного включения, одно-, многорежимные и с регулируемой тягой.

ЖРД состоит из одной или нескольких основных камер, агрегатов подачи топлива, элементов автоматики, устройств для создания управляющих усилий и моментов, рамы, магистралей и вспомогательных устройств и агрегатов. Высокотемпературные газообразные продукты сгорания топлива, образующиеся в камере двигателя, разгоняются в реактивном сопле и истекают наружу, создавая реактивную тягу двигателя. Система подачи топлива ЖРД вытеснительная или насосная. В вытеснительной системе топливо подаётся в камеру путём вытеснения из баков газами, давление которых превышает давление в камере сгорания, в насосной системе подачи обычно применяется турбонасосный агрегат (ТНА). ЖРД с турбонасосными агрегатами бывают двух основных схем: без дожигания и с дожиганием генераторного газа а камере двигателя. ЖРД с дожиганием не имеют потери удельного импульса тяги, обусловленной приводом ТНА. В зависимости от назначения ЖРД могут иметь различные параметры; тягу — от десятых долей Н до несколько МН, удельный импульс тяги — примерно до 4,5 км/с для двух компонентных топлив и до 5 км/с для трехкомпонентных топлив.

Лит.: Основы теории и расчета жидкостных pакетных двигателей под редакцией В. М. Кудрявцева; 3 изд., М.. 1983; Глушко В. П., Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР. 3 изд., М., 1987, Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П., Теория ракетных двигателей, 4 изд., М., 1989.

жизненный цикл летательного аппарата — совокупность взаимосвязанных во времени процессов последовательного изменения состояния летательного аппарата, начиная с исследования и обоснования создания летательного аппарата до снятия его с эксплуатации. Ж. ц. включает в качестве отдельных стадий исследование и обоснование разработки, разработку (проектирование, изготовление и испытания опытных образцов летательного аппарата), серийное производство летательного аппарата, его эксплуатацию, включая все виды ремонта. Разработка новой авиационной техники складывается из предварительных, проработок, разработки технической предложения (аванпроекта); эскизного проектирования и постройки макета в натуральную величину с полной компоновкой оборудования; рабочего проектирования — разработки рабочих чертежей будущих агрегатов и систем; постройки опытных образцов для лётных испытаний и образцов для проведения наземных прочностных и других испытаний; лётных испытаний.

После получения технического задания от заказчика КБ-разработчик, используя имеющийся научно-технический задел и научный прогноз совершенствования авиационной техники, а также выполнив испытания моделей в аэродинамических трубах, определяет облик будущего летательного аппарата — создаёт техническое предложение. Затем проводятся экспериментальные работы для подтверждения ранее принятых решений, уточняются отдельные параметры, расчётные характеристики и аэродинамическая компоновка летательного аппарата. Перечисленные работы сопровождаются обширными испытаниями в аэродинамических трубах и на стендах.

жилет спасательный — индивидуальное спасательное средство, предназначенное для поддержания человека на плаву в определенном положении (в авиации — членов экипажа при вынужденном покидании летательного аппарата над водкой поверхностью или членов экипажа и пассажиров при вынужденной посадке летательного аппарата на воду). Ж. с. обычно выполняется в виде подковообразных подушек или надувных камер, наполняемых от автономного источника сжатого газа. Ж. с. закрепляется с .помощью привязных ремней на верхней части туловища (вокруг шеи и на груди) человека.

Жиффар (Giffard) Анри (1825-1882) — французский конструктор дирижаблей и аэростатов, воздухоплаватель. В 1851 построил дирижабль (объём 2,5 тысячи м³) с паровой машиной (мощностью 2,2 кВт), вращавшей воздушный винт. В качестве руля использовался особый парус, закреплённый в корме оболочки. 24 сентября 1852 Ж. совершил на этом дирижабле полёт, поднявшись на высоту 1800 м. Второй дирижабль (объём 3,2 тысячи м³ ) Ж. совместно с механиком Г. Ионом испытал в 1855. В 1868 для Лондонской всемирной выставки Ж. построил привязной аэростат объёмом 11,5 тысяч м³ для подъёма 30 человек, на высоту до 600 м. В 1878 для Парижской выставки построил привязной аэростат объёмом 25 тысяч м³. Аэростат поднимал в гондоле 40 пассажиров на высоту 500 м. За 2,5 месяца работы выставки было поднято 40 тысяч посетителей. Ж. изобрёл струйный инжектор для паровых котлов, носящий его имя.

Жуков Александр Иванович (1895—1980) — советский летчик-испытатель. Работал с 1911 на Московском аэродроме, самостоятельно научился летать, и в 1918 ему было присвоено звание лётчика. В 1924—1953 на испытательной работе. Начальник первой в СССР лётной школы при заводе №1 имени Авиахима. Им обучено лично около 350 лётчиков. Среди его учеников: В. П. Чкалов, М. М, Громов, М. А. Нюхтиков, Ю. А. Антипов и др. Выполнил облёт 2500 серийных самолётов, выпущенных заводом №1. Провёл заводские испытания 40 типов самолётов, в том числе первого советского истребителя И-1, испытания на штопор многих самолётов ОКБ Н. Н. Поликарпова и А. И. Микояна. Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 1-й степени, Красной Звезды, медалями.

Лит.: Котлярский М. Я., Окрыленные, М., 1970.

Жуковский Николай Егорович (1847—1921) — русский учёный в области механики, основоположник современной гидроаэродинамики. Окончил физико-математический факультет Московского университета (1868). С 1870 преподаватель физики 2-й Московской женской гимназии, с 1872 преподаватель математики, с 1874 доцент кафедры аналитической механики Императорского технического училища (ИТУ, с 1917 — Московское высшее техническое училище). В 1876 защитил магистерскую диссертацию “Кинематика жидкого тела”. За исследование “О прочности движения” Ж. была присуждена степень доктора прикладной математики (1882). С 1885 преподавал теоретическую механику в Московском университете. В Московском высшем техническом училище и Московском университете Ж. работал до конца жизни. В 1894 Ж. был избран член-корреспондентом Петербургской АН; в 1900 выдвинут кандидатом в действительные члены Петербургской АН, но снял свою кандидатуру, не желая оставлять преподавание в Московском университете и ИТУ, так как избрание означало бы переезд в Петербург. В 1905 избран президентом Московского математического общества.

Соч.: Полн. собр. соч., т. 1—9, М.—Л., 1935—37; Полн. собр. соч., Лекции, в. 1—7, М.—Л., 1938—39; Собр. соч., т. 1—7, М.—Л., 1948—50; Теоретическая механика, 2 изд., М.—Л., 1952.

Лит.: Келдыш М. В., Научное наследство профессора Н. Е. Жуковского, “Техника воздушного флота”, 1947, №1: Лейбензон Л. С., Н. Е. Жуковский, М.—Л., 1947; Голубев В. В., Н. Е. Жуковский, М., 1947; Xристианович С. А., Научное наследие Н. Е. Жуковского, М., 1951; Свищев Г. П., Научные исследования Н. Е. Жуковского и авиация, Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института, 1972, № 1; Космодемьянский А. А., Н. Е. Жуковский, М., 1984.

Жуковского премии и медали. Конкурс на премию имени профессора Н. Е. Жуковского “За наилучшие труды по математике и механике” учреждён 3 декабря 1920 постановлением правительства Российской Федерации. Присуждение годичной премии возлагалось на Народный комиссариат просвещения, в состав жюри входил Н. Е. Жуковский. Первыми лауреатами этого конкурса были А. И. Некрасов (1922) и С. А. Чаплыгин (1925). В 1925—1940 конкурс не проводился. 10 октября 1940 постановлением Совет Народных Комиссаров “О премиях имени профессора Н. Е. Жуковского за лучшие работы по аэродинамике” проведение конкурса и выплата премий возложены на Центральный аэрогидродинамический институт. Установлены три премии — 1-й, 2-й и 3-й степени. Председателем жюри назначен Чаплыгин. За 1940 премиями были отмечены работы учёных Центрального аэрогидродинамического института — Г. М. Мусинянца, С. А. Христиановича, Г. Н. Абрамовича.

Великая Отечественная война прервала работу жюри. 11 января 1947 в связи со 100-летием со дня рождения Жуковского решением Совета Министров СССР учреждены две премии и две медали имени профессора Н. Е. Жуковского, присуждаемые ежегодно советским учёным “за лучшие работы по теории авиации” (аэро- и гидродинамика, теория горения и теория прочности самолётов и двигателей) и за выдающиеся учебные пособия по авиационным дисциплинам, — премия 1-й степени с вручением золотой настольной медали имени профессора Н. Е. Жуковского и премия 2-й степени с вручением серебряной настольной медали имени профессора Н. Е. Жуковского. Присуждение премий возлагалось на жюри, утверждаемое совместно Президиумом АН СССР и Министерство авиационной промышленности СССР. Председателем жюри являлся начальник Центрального аэрогидродинамического института. Представленные работы могли быть выполнены как группой авторов, так и отдельными лицами. Медаль присуждалась руководителю работы. Премии, медали и дипломы лауреатам вручались в день рождения Жуковского — 17 января. За период 1920—1991 звания “Лауреат премии имени профессора Н. Е. Жуковского” удостоены 279 советских ученых.

Золотая медаль имени профессор Н. Е. Жуковского.

Жуковского профиль — профиль с затупленной передней и острой задней кромками, контур и аэродинамические характеристики которого вычисляются по аналитическим формулам. Назван по имени Н. Е. Жуковского, впервые предложившего использовать его в качестве профиля крыла самолёта.

Контур Ж. п. определяется применением так называем конформного преобразования к двум соприкасающимся окружностям K и K₁ на вспомогательной комплексной плоскости {{ξ}} (см. рис.); при этом окружность K переводится в дугу P окружности, а окружность K₁ — в замкнутую кривую P₁, охватывающую дугу P и представляющую собой искомый контур Ж. п. В точке 2c кривая P₁ касается дуги P, подходя к ней с обеих сторон и образуя остриё. Рассматриваемая задача содержит три произвольных параметра: c, k, {{ε}}, которые определяют соответственно хорду, изгиб, или кривизну, и толщину профиля, Путём варьирования значений этих параметров можно получить большое разнообразие форм Ж. п. В частности, при k = 0 имеем симметричный профиль, который называется рулём Жуковского.

Поле безвихревого течения, около Ж. п., помещённого в однородный поток несжимаемой жидкости, при наличии циркуляции скорости Γ вокруг него определяется комплексным потенциалом, который записывается в явном виде. Значение Γ находится из Чаплыгина — Жуковского условия: обращение в нуль вектора скорости обтекающего потока в острой задней кромке профиля. По известному полю скоростей определяется поле давлений на основе Бернулли уравнения и вычисляются все аэродинамические характеристики Ж. п.: коэффициент подъёмной силы, центр давления и т. д.

Жуковского теорема устанавливает связь между вектором аэродинамической силы, приложенной к профилю, и циркуляцией скорости Γ вокруг него и формулируется так: при безотрывном обтекании произвольного профиля однородным установившимся потенциальным потоком идеальной несжимаемой жидкости его сила сопротивления X = 0, а подъёмная сила вычисляется по формуле

Y = -{{ρ}}|V{{_∞}}|Γ

где {{ρ}} — плотность, V{{_∞}} — вектор скорости набегающего потока. Была доказана Н. Е. Жуковским (1904) путём применения импульсов теоремы к контрольному контуру, охватывающему профиль.

Значение Ж. т. состоит в том, что она связывает создание подъёмной силы с образованием вихрей в потоке. Но она не даёт ответа на вопросы: как образуются вихри в потоке идеальной жидкости и чему равно значение Γ (неединственность решения задачи). Эти вопросы взаимосвязаны, и ответы на них следует искать в проявлении свойств (неидеальности среды — в проявлении сил трения.

Пусть профиль с острой задней кромкой, который обычно применяется в прикладной аэродинамике, начал мгновенно двигаться с постоянной скоростью из состояния покоя (согласно Ж. т. значение подъёмной силы на установившемся режиме не зависит от предыстории движения). В начальный момент движения около профиля устанавливается поле течения, соответствующее потенциальному бесциркуляционному течению идеальной жидкости; при этом положение задней критической точки A в общем случае не совпадает с острой кромкой профиля (см. рис. а). Одновременно под действием сил трения на обтекаемой поверхности начинает развиваться тонкий пограничный слой, который в окрестности задней кромки в области течения с положительным градиентом давления отрывается; в результате с поверхности сходит вихревая пелена, которая сворачивается в вихрь (рис. б), а вихрь сносится набегающим потоком. Сбегающие вихри воздействуют на поле невязкого течения и в конечном счёте видоизменяют его таким образом, что задняя критическая точка смещается на острую кромку. Поскольку движение жидкости в глобальном масштабе является бесциркуляционным, то сход вихрей с острой кромки приводит к образованию циркуляции скорости Γ вокруг профиля, интенсивность которой равна по абсолютному значению и противоположна по знаку интенсивности снесённых на бесконечность вихрей (рис. в). На этом режиме обтекания профиля сводятся к минимуму область отрывного течения и влияние области вязкого течения на внешний невязкий поток. Следовательно, при применении Ж. т. значение Γ должно выбираться из условия равенства нулю (или конечному значению) скорости на острой задней кромке профиля, которое называют Чаплыгина — Жуковского условием. Результаты расчётов подъёмной силы по Ж. т. для таких профилей хорошо согласуются с экспериментальными данными, и с этим связано фундаментальное значение Ж. т. в аэрогидродинамике: на ней базируются теория крыла конечного размаха, теория гребного винта и т. п. Ж. т. была обобщена на случай обтекания решётки профилей.

Из Ж. т. следует справедливость Д’Аламбера — Эйлера парадокса о равенстве нулю аэродинамического сопротивления произвольного профиля, помещённого в однородный поток идеальной жидкости. В реальных условиях все тела обладают конечным сопротивлением, но идеализированный вывод указывает на возможность создания профилей с большими значениями аэродинамического качества K. У применяемых в авиации дозвуковых профилей значения K могут достигать 50 и более.

Жуковского условие — см. Чаплыгина — Жуковского условие.

Журавченко Александр Николаевич (1884—1964) — советский учёный в области динамики полёта, аэронавигации и прицельного бомбометания, профессор (1925), доктор технических наук (1934), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1940). Окончил Петроградскую артиллерийскую академию (1918). Участник Первой мировой войны. Во время Гражданской войны военный лётчик, окончил полевую лётную школу, командир самолёта “Илья Муромец”. Работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (1919—1964), преподавал в ряде вузов Москвы и Ленинграда. Создал прицельные приборы для бомбометания с самолётов (1915). Основные труды по теории штопора самолёта, разработке и практическому осуществлению мер, обеспечивающих безопасность для лётчика и самолёта на этом режиме полёта; руководил созданием так называем штопорной аэродинамической трубы Центрального аэрогидродинамического института. Государственная премия СССР (1943, 1950). Награждён орденом Ленина, 2 орденами Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

Соч.: Артиллерийские вопросы в авиации. СПБ., 1917; Методы решения задач штопора и устойчивости, управляемости самолета при потере скорости, М.—Л., 1934; Полет в закритичной области. Штопор, в кн.: Справочник авиаконструктора, т. I, М.—Л., 1937—39.