и установлены законы трансзвукового подобия.
При анализе сверхзвуковых течений около тонких тел и профилей вновь широко 
используется линеаризированная теория, которая позволяет получить ряд важных 
для решения прикладных задач результатов: Аккерета формулы, площадей правило, 
обратимости теорему и др. Они дали возможность рационально проводить компоновку 
летательного аппарата и достаточно надёжно рассчитывать его аэродинамические 
характеристики.
При больших сверхзвуковых (гиперзвуковых) скоростях движения летательного 
аппарата возникает ряд новых проблем, с которым и не приходилось сталкиваться 
при до-, транс- и умеренных сверхзвуковых скоростях полёта. Наиболее важной 
среди них является проблема аэродинамического нагревания; она, как правило, 
решается либо в рамках теории пограничного слоя, либо экспериментальным путём. 
С повышением скорости полёта температуры воздуха у поверхности летательного 
аппарата возрастают настолько, что начинают проявляться свойства реального газа 
(см. Реального газа эффекты); поэтому при расчёте аэродинамических 
характеристик летательного аппарат необходимо использовать сложные соотношения, 
отражающие реальное поведение термодинамических функций и коэффициент переноса 
воздуха (см. Переносные свойства среды) в зависимости от температуры и давления.
 Кроме того, с увеличением числа Маха сокращается область возмущённого течения 
в окрестности летательного аппарата (головная ударная волна располагается 
вблизи обтекаемой поверхности), а толщина пограничного слоя увеличивается. Всё 
это приводит к тому, что потоки идеального и вязкого газа начинают 
взаимодействовать между собой. По энергетическим соображениям движение 
летательного аппарата с большими сверх- и гиперзвуковыми скоростями происходит 
на больших высотах при относительно малых числах Рейнольдса (из-за малой 
плотности воздуха), что также содействует усилению эффекта взаимодействия 
потоков. Всё это значительно усложняет теоретический анализ, и во многих 
случаях для получения надёжных данных необходимо уже использовать уравнения 
Навье — Стокса, численный анализ которых существенно более труден, чем анализ 
уравнений Эйлера и Прандтля. Наконец, следует отметить, что при движении 
летательного аппарата на больших высотах начинают проявляться молекулярные 
эффекты, и расчёт аэродинамических характеристик должен уже проводиться не с 
помощью уравнений механики сплошной среды, а па основе уравнений кинетической 
теории газов (см. Разреженных газов динамика).
А. продолжает интенсивно развиваться; уделяется значительное внимание 
исследованию ещё неразрешённых фундаментальных проблем, таких, например, как 
турбулентность, отрывные течения (плоские и пространственные). Большое значение 
приобрела вычислительная А., которая существенно расширяет возможности 
теоретических исследований. Надо отметить, что вычислительная А., в свою 
очередь, оказывает немалое влияние на развитие вычислит, техники из-за очень 
сложной математической природы её дифференциальных уравнений. Современное 
состояние А. позволяет ей успешно решать сложные прикладные задачи по 
формированию облика летательного аппарата и определению его аэродинамических 
характеристик, включая их оптимизацию, и тем самым активно содействовать 
прогрессу авиационной и аэрокосмической техники.
В. А. Башкин, В. В. Сычёв.
2) А. летательных аппаратов — раздел прикладной механики, служащий научным 
фундаментом для аэродинамического проектирования летательных аппаратов. 
Включает методологию научных исследований, сочетающую теоретическое и 
экспериментальное изучение физических явлений с целью использования полученных 
знаний в практике конкретной научно-исследовательской и опытно-конструкторской 
работы. В зависимости от вида летательных аппаратов различают А. самолётов, А. 
вертолётов и т. д.
А. летательных аппаратов как синтез теоретических и экспериментальных 
исследований возникла из потребностей практики и служит прежде всего её 
интересам, поэтому развитие А. летательных аппаратов тесно связано с этапами 
развития авиации.
Как научное направление А. сформировалась в первой четверти XX в., то есть 
вскоре после появления первых летательных аппаратов тяжелее воздуха. В конце 
XIX — начале XX вв. из-за отсутствия должной теоретической и экспериментальной 
базы для определения аэродинамических характеристик летательных аппаратов и 
выбора рациональных параметров их компоновки могли быть использованы лишь 
простейшие теоретические и экспериментальные результаты и методы. Поиск 
пригодных на практике решений часто осуществлялся методом проб и ошибок, что 
приводило ко многим неудачам и даже катастрофам. Развитие авиации настоятельно 
требовало создания специальных исследовательских центров и организаций, 
основная деятельность которых была бы направлена на решение возникавших 
практических задач и которые могли бы обеспечить конструкторов методами расчёта,
 рекомендациями, справочным материалом и тем самым создать научную основу 
аэродинамическим проектированиям летательных аппаратов.
В 1904 под руководством Жуковского был создан первый в мире Аэродинамический 
институт. В последующие годы в ряде стран были организованы государственные 
исследовательские институты (в Великобритании, США, Германии, Франции). В 1918 
по инициативе Жуковского создаётся Центральный аэрогидродинамический институт. 
Созданием исследовательских центров по авиации был завершён этап становления и 
формирования А. летательных аппаратов как раздела прикладной механики.
Задача выбора рациональных параметров крыла, одна из основных в 
аэродинамическом расчёте самолёта, встала в полной мере одновременно с 
созданием первых самолётов. На начальном этапе развития авиации были поняты 
значение профиля крыла (вогнутый профиль имел лучшие характеристики, чем