получены фундаментальные результаты. Были созданы новые методики 
аэродинамического расчёта летательных аппартов с реактивными двигателями, 
учитывающие специфику полёта с большими скоростями, ускорениями и углами набора 
высоты. Большим достижением экспериментальной А. летательных аппаратов, 
существенно расширившим возможности исследования, явилось создание 
аэродинамических труб с перфорацией стенок их рабочей части, что позволило 
проводить испытания летательных аппаратов или их моделей с непрерывным 
переходом через скорость звука. Первая такая труба была введена в эксплуатацию 
в 1947 в СССР. Комплексные исследования в области А. летательных аппаратов 
околозвуковых скоростей явились тем фундаментом, на основе которого был в конце 
40х гг. создан ряд реактивных самолётов с прямыми и стреловидными крыльями, 
обладавших высокими летно-техническими характеристиками.
Совершенствование турбореактивных двигателей, особенно в направлении увеличения 
развиваемой ими тяги на больших скоростях полёта, и использование стреловидного 
крыла создали реальные возможности для быстрого прогресса в освоении 
сверхзвуковых скоростей полёта. Прогрессу в этой области способствовали 
разработка и строительство сверхзвуковых аэродинамических труб больших размеров,
 вступивших в строй в конце 40х — начале 50х гг. в СССР и за рубежом.
Развитие сверхзвуковой авиации и создание ракетной техники сделали актуальным 
решение ряда проблем, в том числе проблемы волнового сопротивления. С середины 
40х гг. получает широкое развитие линейная теория крыла в сверхзвуковом потоке.
 Систематические экспериментальные исследования и сравнение их результатов с 
результатами линейной теории показали возможность её использования для 
практических целей. Основным и наиболее эффективным способом снижения волнового 
сопротивления являлось увеличение стреловидности крыльев и уменьшение 
относительной толщины профилей. Одновременно со стреловидными крыльями стали 
рассматриваться трапециевидные крылья малого удлинения (ромбовидные крылья), а 
также крылья треугольной формы в плане с малой относительной толщиной. Все эти 
крылья нашли практическое применение на сверхзвуковых самолётах и ракетах. 
Экспериментальные исследования показали, что значительная часть прироста 
волнового сопротивления, особенно на скоростях, близких к скорости звука, 
обусловлена интерференцией аэродинамической. В результате экспериментальных и 
теоретических исследований было сформулировано правило площадей. Это простое 
правило, учитывающее изменение площади поперечных сечений летательного аппарата 
по его длине, создало удобное для аэродинамического проектирования 
геометрическое представление, а его реализация в компоновке летательного 
аппарата снижала волновое сопротивление.
Значительные усилия направлялись на экспериментальную проверку теоретических 
положений о возможности уменьшения сопротивления, обусловленного подъёмной 
силой, путём реализации эффекта подсасывающей силы при дозвуковых передних 
кромках крыла. Для ряда случаев были получены положительные результаты, давшие 
заметное уменьшение сопротивления, особенно с применением специальной 
деформации передней кромки, так называемой конической крутки крыла, которая 
использовалась на некоторых сверхзвуковых самолётах.
Развитие сверхзвуковой авиации было неразрывно связано с совершенствованием 
силовых установок. Их размещение, и особенно размещение и устройство 
воздухозаборников, во многом определяют облик летательного аппарата и его 
аэродинамические характеристики. Были созданы регулируемые входные системы для 
воздухозаборников различных типов, что позволило увеличить скорость и дальность 
полёта сверхзвуковых самолётов.
Быстрое развитие электронно-вычислительных машин существенно расширило 
возможности численного решения задач А. летательных аппаратов. К ним относятся: 
расчёт аэродинамических характеристик летательных аппаратов, основанный на 
теории несущей поверхности, панельном методе (см. Крыла теория); численные 
методы расчёта оптимальной деформации срединной поверхности тонкого крыла; 
расчёты обтекания стреловидных крыльев вязким потоком при трансзвуковых 
скоростях, обтекания крыльев при больших углах атаки; оптимальных режимов 
полёта. Благодаря широкому применению электронно-вычислительных машин стали 
развиваться методы выбора оптимальных параметров летательных аппаратов.
В связи с созданием самолётов вертикального взлёта и посадки перед А. 
летательных аппаратов возникли новые задачи, наиболее существенной из которых 
является учёт влияния вертикальной струи подъёмного двигателя на обтекание 
крыла и всего самолёта, особенно вблизи поверхности земли.
Дальнейшее развитие авиации поставило ряд новых проблем. Значительный рост 
воздушных перевозок требует создания пассажирских и транспортных самолётов с 
высокой топливной эффективностью, что может быть обеспечено путём дальнейшего 
совершенствования аэродинамических характеристик летательных аппаратов и 
использования экономичных двигателей. В целях повышения экономического 
совершенства летательных аппаратов разрабатываются крылья со сверхкритическим 
профилем и большого удлинения, изучается возможность уменьшения сопротивления 
трения путём естественной и искусственной ламинаризации пограничного слоя. 
Экономичность силовой установки повышается путём увеличения степени 
двухконтурности. Изучается возможность использования воздушных винтов нового 
поколения — винтовентиляторов. В целях повышения эффективности военных 
самолётов продолжаются исследования аэродинамических компоновок самолётов с 
крылом изменяемой в полёте стреловидности, способных совершать полёт на 
различных режимах с оптимальной для выбранного режима конфигурацией крыла. 
Ведётся разработка компоновок высоко манёвренных самолётов различных 
аэродинамических схем с использованием для улучшения лётных характеристик на 
около- и сверхзвуковых скоростях полёта и при больших углах атаки сравнительно