давлений. В прямом скачке уплотнения направление потока не изменяется; в 
плоском косом скачке поток отклоняется. Если угол отклонения потока превышает 
некоторый предельный {{?}}max(M), то плоский косой скачок невозможен (фронт 
волны становится криволинейным). Изменение газодинамических переменных в 
ударной волне описывается Гюгоньо адиабатой. Теория ударных волн — важный 
раздел Г. д.
Типичным примером течения с образованием волн разрежения может служить 
обтекание выпуклого угла сверхзвуковым потоком газа — Прандтля — Майера течение.
 Это течение описывается простыми аналитическими формулами, которые широко 
применяются на практике для расчёта сверхзвукового обтекания крыла, 
криволинейной стенки, косого среза сопла Лаваля и т. п.
Теория ударных волн используется при проектировании воздухозаборников. Так, 
например, в плоском воздухозаборнике с центральным телом, имеющем так 
называемую полигональную поверхность, сверхзвуковой поток тормозится в системе 
последовательно расположенных косых скачков уплотнения, замыкаемой несильным 
прямым скачком; суммарное значение коэффициента восстановления полного давления 
v  =  v1*v2*…vn достигает максимума (минимум потерь) при условии, что все косые 
скачки уплотнения имеют равную интенсивность (v1  =  v2  =  …vn-1), а 
интенсивность замыкающего прямого скачка почти не отличается от интенсивности 
косого (vn {{?}} v1). Увеличение числа n косых скачков приводит к возрастанию v.
 Устремляя число косых скачков к бесконечности, то есть, заменяя полигональную 
поверхность центрального тела криволинейной, можно увеличить v; при этом на 
части криволинейного участка торможение потока будет изоэнтропическим, а потери 
полного давления будут определяться интенсивностью замыкающего скачка 
уплотнения.
При расчёте сложных сверхзвуковых течений используется тот факт, что 
характеристиками гиперболических уравнений движения являются волны Маха (см.
 Маха конус). Используя сетку волн Маха в сочетании с ударными волнами, удалось 
создать графические и числовые методы расчёта сложных сверхзвуковых течений (в 
соплах, струях, при обтекании тел). Разработаны аналитические методы, 
основанные на линеаризации потенциала скорости или возмущений скорости (для 
тонких тел на малых углах атаки).
Если поле течения невязкого газа найдено, то появляется возможность 
проинтегрировать уравнения пограничного слоя и рассчитать распределения 
напряжений трения и теплового потока на обтекаемой поверхности тела, что, в 
свою очередь, позволяет определить сопротивление трения и температурный режим 
поверхности тела. Как известно, при больших положительных градиентах давления 
происходит отрыв пограничного слоя. Например, если поток проходит сквозь 
ударную волну, падающую на тело, то может возникнуть отрыв пограничного слоя, 
приводящий к возникновению дополнительных ударных волн, то есть имеет место 
«сильное» взаимодействие пограничного слоя и внешнего невязкого потока, что 
является предметом специального изучения в прикладной Г. д.
Для анализа многие стационарных задач внутренней аэродинамики успешно 
используются одномерные уравнения сохранения массы, импульса и энергии, 
записанные в интегральной форме для элементарной трубки тока, в каждом 
поперечном сечении которой газодинамические переменные потока принимаются 
постоянными. Если рассмотреть некоторый участок элементарной струйки между 
двумя нормальными к поверхности тока сечениями 1 и 2, то эти уравнения примут 
вид: G  =  {{?}}VF  =  const,
P{{?}}  =  G(V{{?}}2-V{{?}}1), {{?}}  =  х, у, z,
{{формула}}
где F — площадь поперечного сечения трубки тока, x, y, z — декартовы оси 
координат, P — равнодействующая всех сил, приложенных к замкнутому контуру, G — 
массовый расход, L — механическая. работа (насоса, компрессора, турбины и т. д.
), Lтр — работа сил трения на рассматриваемом участке. Входящий в уравнение 
энергии интеграл представляет собой работу, затраченную на проталкивание газа, 
а его значение зависит от характера термодинамического процесса при движении 
газа. Приведённое уравнение энергии записано в механической форме и часто 
называется обобщённым уравнением Бернулли; его можно также записать в 
«тепловой» форме:
Q-L  =  H2-H1,
где Q — подведенное к единице массы газа количество теплоты. При анализе работы 
газовых машин (турбин и т. п.) наряду с указанными уравнениями используется 
также уравнение сохранения момента количества движения относительно оси 
вращения:
N  =  G(Vu2r2-Vu1r1),
где N — сумма моментов всех сил, приложенных к замкнутому контуру, Vu — 
окружная составляющая вектора скорости, r — расстояние от оси вращения. Эта 
система уравнений позволяет понять особенности течения газа и провести 
газодинамический расчёт газопроводов, эжекторов, элементов реактивного 
двигателя, лопаточных машин и других устройств. Следует отметить, что 
аналогичный подход к решению прикладных задач лежит в основе обычной гидравлики,
 поэтому Г. д. элементарной струйки иногда называют «газовой гидравликой».
Одна из важнейших проблем прикладной внутренней аэродинамики — получение 
сверхзвукового потока в технических устройствах различного рода: 
аэродинамических трубах, соплах реактивных двигателей и т. п. Для анализа 
особенностей течения газа, в частности изменения скорости потока при наличии 
воздействий разного рода, удобно использовать следующие дифференциальное 
соотношение:
{{формула}}