При полёте на режимах, сопровождающихся безотрывным обтеканием поверхностей 
летательного аппарата или обтеканием с устойчивой вихревой структурой (см.
 Крыла теория), обусловленное вращением приращение полной аэродинамической силы 
мало по сравнению с самой силой, и при расчётах им обычно пренебрегают. Однако 
возникающий при этом дополнительный момент {{?}}M может существенно влиять на 
вращение летательного аппарата относительно ЦМ. Количественно момент А. д. 
характеризуют коэффициент демпфирующего момента mд  =  {{?}}M/qSL, где q — 
скоростной напор, S — характерная площадь, L — характерный размер (см.
 Аэродинамические коэффициенты). Числовые значения mд определяются 
вращательными производными (в том числе сложными и нестационарными) и 
соответствующими угловыми скоростями. В частности, в горизонтальном полёте 
коэффициент mzд демпфирующего момента тангажа равен {{m® utz}}, а при полёте по 
траектории имеет вид:
{{формула}}; коэффициент демпфирующего момента рыскания — {{формула}} 
коэффициент демпфирующего момента крена — {{формула}}
В приведённых формулах mx,y,z — соответственно аэродинамические коэффициенты 
моментов тангажа, рыскания и крена;
{{?z}}  =  {{?}}zbA/V, {{?yx}}  =  {{?}}yx/LV
({{?}}y, {{?}}x — скорости рыскания и крена);
{{?}} = abA/V, {{?}} = da/dt, {{?}} = {{?}}L/V, {{?}} = d{{?}}/dt
{{?}} — угол скольжения, bA — САХ, L — размах крыла. Значения вращательных 
производных зависят от аэродинамической схемы летательного аппарата и Маха 
числа полёта. Для летательных аппаратов нормальной аэродинамической схемы 
{{тгй*}}. {{тх"*}}, {{т^У}}, {{тгй }}и my{{?}} отрицательны, и летательный 
аппрат такой схемы обладают свойством А. д. При произвольном вращении 
коэффициент демпфирующих моментов выражаются через матрицу, составленную из 
простых и сложных вращательных производных. В ряде случаев при расчётах 
динамики летательных аппаратов учёт А. д. даёт заметный эффект.
Г. И. Столяров.
аэродинамическое качество — 1) А. к. самолёта, планёра и других подобных им 
летательных аппаратов — отношение подъёмной силы Ya, действующей на летательный 
аппарат, к сопротивлению аэродинамическому Хa при данных условиях полёта: K = 
Ya/Xa. Для самолёта, совершающего горизонтальный установившийся полёт при малом 
угле атаки, сила сопротивления уравновешивается тягой Т силовой установки, а 
подъёмная сила — весом самолёта G. Поэтому А. к. оказывается равным K = G/T, то 
есть представляет собой отношение веса самолёта к тяге и характеризует 
экономичность самолёта (например, определяет максимальную дальность полёта с 
заданным запасом топлива). У лучших современных спортивных планеров при малых 
скоростях полёта А. к. достигает значений 35—40, для самолётов благодаря 
рациональной аэродинамической компоновке крыла, воздухозаборников и других 
элементов удаётся получить значения А. к. 15—20 в зависимости от назначения 
самолёта. При сверхзвуковых скоростях А. к. значительно меньше, например, для 
самолёта «Конкорд» на крейсерском режиме полёта с Маха числом M{{?}}  =  2 оно 
равно 7. В связи с этим разработан ряд конструктивных мер, направленных на 
повышение А. к. сверхзвуковых самолётов. В частности, используется эффект 
«полезной» интерференции аэродинамической между гондолой двигателей и крылом 
при её установке на нижней поверхности крыла; достигается уменьшение 
индуктивного сопротивления путём выбора формы срединной поверхности крыла и 
формы в плане; предложены новые аэродинамические схемы самолёта, позволяющие 
уменьшить сопротивление, связанное с балансировкой.
2) А. к. вертолёта. Различают эквивалентное А. к. и качество вертолёта. 
Эквивалентное А. к. Kэ равно отношению веса вертолёта к его так называемому 
эквивалентному сопротивлению Хэ: Kэ = G/Xэ (здесь Xэ = Nг.п./V, где V — 
скорость установившегося горизонтального полёта, Nг.п. — мощность, подводимая к 
винту на этом режиме полёта). Качество вертолёта Кв равно отношению веса 
вертолёта к его сопротивлению Rxaс при полёте в режиме авторотации несущего 
винта, взятому с обратным знаком: Kв  =  G/Rxac. Величины Кэ и Кв связаны между 
собой соотношением Кэ  =  {{в}}Кв, где {{?}}в  =  -VRxac/Nг.п. — пропульсивный 
коэффициент полезного действия вертолёта. Знание значений Кв и {{?}}в позволяет 
определить вертикальную скорость Vya или ускорение V вертолёта в зависимости от 
избытка мощности несущего винта. На режиме авторотации Кв определяет 
установившуюся скорость снижения вертолёта при постоянной горизонтальной 
скорости. Понятия Кэ, Кв применяются при V > 100 км/ч; при этом в диапазоне 100 
< V < 200 км/ч Kв = 9—7, Кэ — от -6,5 до -4,5; при V около 300 км/ч Kв = 5—3, 
Kэ — от -4 до -2,5.
В. Н. Голубкин, А. С. Браверман.
аэродинамическое нагревание — повышение температуры поверхности летательного 
аппарат при его полёте в атмосфере. Частицы газа при их движении относительно 
летательного аппарата тормозятся около его поверхности в зонах сжатия при 
отклонении потока, в ударных волнах и в пограничных слоях. Процесс торможения 
сопровождается выделением теплоты за счёт преобразования кинетической энергии 
поступательного движения частиц в тепловую и, следовательно, повышением 
температуры газа. При этом могут быть достигнуты значения температуры, близкие 
к значениям температуры торможения То в совершенном газе
{{формула}}
где T{{?}}, V{{?}}, M{{?}} — температура, скорость и Маха число набегающего 
потока, cp — удельная теплоёмкость при постоянном давлении, {{?}} — показатель 
адиабаты,
А. н. определяется процессами теплообмена между нагретым газом и поверхностью, 
протекающими в пограничном слое. Задачей расчёта А. н. является определение