распределение давлений по поверхности летательного аппарата р(х, z), которые 
находятся расчётным путём или в результате испытаний так называемых 
дренированных моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах. В оценке 
местной прочности элементов конструкции используется аэродинамическое давление, 
представляемое в форме эпюр — {{р}} для каждого расчётного случая (рис. 1): p = 
(p-p{{?}})/q, где р{{?}} — давление в набегающем потоке, р—давление в 
рассматриваемой точке, q — скоростной капор. В методе конечных элементов (см. в 
статье Прочность) А. н. в узлах определяются суммированием давлений р по 
выделенному участку поверхности ?S:
Pi = q{{??}}Spcos{{?}}idS
где {{?}}i — угол между нормалью в любой точке поверхности и любым i-м 
направлением оси.
Для конструкций балочного типа определяются распределённая по длине 
аэродинамическая сила {{P}} и точка её приложения — центр давления {{хд}}: 
{{P}} = cnqb где
{{формула}}
{{?}}р}} — разность давлений на верхней и нижней поверхностях, {{х}} = х/b, b — 
линейный размер сечении;
{{формула}}
Для определения распределённых А. н. проводят испытания дренированной модели 
проектируемого летательного аппарата либо используют прикладные методы расчётов,
 основанные на линейной
теории с введением поправок по результатам испытаний близких моделей. Для крыла 
самолёта распределённые по размаху А. н. определяются по формуле:
{{формула}}
где Г(z) = cyсечbсеч/cyкрbкр — безразмерный коэффициент распределённых по 
размаху крыла А. н. (сyсеч, cyкр — аэродинамический коэффициент подъёмной силы 
сечения и крыла, bсеч, bкр — хорда сечения и среднегеометрическая хорда крыла, 
G — вес летательного аппарата, l —размах крыла. Значения Г и {{xд}} зависят от 
формы крыла в плане, его геометрической и аэродинамической крутки, отклонения 
элементов механизации крыла, относительных размеров фюзеляжа, угла атаки и 
числа M (Маха числа). В расчётах прочности принимается, что распределённая сила 
сопротивления {{Рx}} = {{Py}}*cx/cy. А. н. на различные элементы механизации 
крыла в неотклонённом положении находят как для соответствующей части крыла на 
всех режимах полёта. При определении А. н. в отклонённом положении элементов 
механизации крыла и органов управления вводятся коэффициент нормальной и 
тангенциальной сил сn и {{ст}}, которые зависят от режима полёта и углов 
отклонения. А. н. на оперении самолёта вычисляется как сумма нагрузок при 
неотклонённых рулях и нагрузок от отклонения рулей. Первая распределяется по 
размаху и хорде, как для крыла; вторая зависит от угла отклонения руля и 
распределяется по размаху пропорционально размерам хорд руля, а вдоль хорды — 
по приближённой эпюре (рис. 2). А. н. на створках и щитках находятся для 
задаваемого значения сn; нагрузка распределяется равномерно по поверхности. А.
 н. на корпусах и фюзеляжах определяются для носовой, центральной и хвостовой 
частей в зависимости от угла атаки и числа М с учётом интерференции с крылом и 
оперением. В манёвренных случаях нагружения летательного аппарата (см. Нормы 
прочности) влияние нестационарности аэродинамических сил может не учитываться. 
А. н. от неспокойного воздуха в специальных расчётах вычисляются с учётом 
нестационарности нагружения.
В. М. Чижов.
Рис. 1. Эпюры распределения аэродинамического давления: {{рв}} — давление по 
верхней поверхности; {{Рy}} — давление по нижней поверхности, {{рy}} — 
распредслённая по длине аэродинамическая сила.
Рис. 2. Приближённая эпюра распределения аэродинамических нагрузок вдоль хорды 
оперения.
аэродинамические силы и моменты летательного аппарата — результат силового 
воздействия воздуха на движущийся в нем летательный аппарат. Именно эти силы, 
имеющие динамическую природу, то есть возникающие только при движении 
летательного аппарата, делают возможным полёт аппаратов тяжелее воздуха 
(самолётов, вертолётов и др.), в то время как аппараты легче воздуха (дирижабли,
 аэростаты и др.) поддерживаются в полёте аэростатической выталкивающей силой 
(см. Аэростатика).
На каждый элемент поверхности движущегося летательного аппарата действуют 
поверхностные силы, которые состоят из нормального напряжения, связанного с 
давлением гидродинамическим, и касательных напряжений, обусловленных силами 
трения. Если вязкостью пренебречь и считать воздух идеальной жидкостью, то его 
воздействие приводит только к нормальным напряжениям. Нормальные и касательные 
напряжения, непрерывно распределённые по всей поверхности летательного аппарата,
 в совокупности определяют векторы равнодействующей аэродинамической силы 
планера R и аэродинамического момента М относительно некоторой точки, например, 
центра масс летательного аппарата.
В аэродинамике и динамике полёта обычно рассматривают проекции векторов А. с.
 и м. на оси выбранной системы координат летательного аппарата, наиболее 
употребительными из которых являются скоростная и связанная системы. 
В скоростной системе координат составляющая вектора аэродинамической силы R 
вдоль скоростной оси ха (см. рис.), взятая с обратным знаком, называется силой 
сопротивления аэродинамического (лобового сопротивления) и обычно обозначается 
Ха, составляющая вдоль оси yа называется подъёмной силой Ya, а составляющая 
вдоль оси za — боковой силой Za. Составляющие вектора R вдоль осей связанной 
системы координат называются соответственно продольной X (берётся с обратным