Эти свободные линии тока есть линии тангенциального разрыва, отделяющие область 
потенциального течения I от застойной зоны II. Так как давление в покоящейся 
невесомой жидкости постоянно, то в зоне II оно равно давлению на бесконечности, 
а вследствие его непрерывности при переходе через свободные линии тока B1C2 и 
B1C2 значение скорости на каждой из них в силу Бернулли уравнения равно 
значению скорости V{{?}} невозмущенного потока. Форма свободных линий тока 
подлежит определению. Задача решается в плоскости комплексного переменного z  = 
 x + iy с началом координат в критической точке A. Если ввести комплексный 
потенциал {{?}}  =  {{?}} + i{{?}} такой, что потенциал скорости {{?}}(х, у) и 
функция тока {{?}}(x, у) в точке A принимают нулевые значения, то в плоскости 
{{?}} области течения I соответствует вся плоскость кроме разреза вдоль 
положительной оси {{?}} (рис., б). Между плоскостью {{?}} и областью течения I 
в плоскости z существует взаимно-однозначное соответствие, нахождение которого 
и решает задачу. Вместо отыскания зависимости между z и {{?}} Кирхгоф поставил 
задачу о так называемом конформном отображении разрезанной плоскости {{?}} на 
ту часть плоскости переменной {{?}}  =  dz/d{{?}}  =  1/{{V}}  =  exp(i{{?}})/V,
 которая соответствует области течения I в плоскости z (здесь {{V}} — величина; 
комплексно-сопряжённая скорости Vехр(i{{?}}), V и {{?}} — модуль и угол наклона 
к оси x вектора скорости V). Н. Е. Жуковский (1890) и английский учёный Митчелл 
(1890) видоизменили метод Кирхгофа путём введения переменкой {{?}}  =  
ln(V{{?}}/{{V}})  =  ln(V{{?}}/V) + i{{?}}. В обоих случаях отыскание 
конформного отображения проводится достаточно просто при обтекании контуров, 
состоящих из прямолинейных отрезков. Для анализа обтекания тела с криволинейным 
контуром метод был модифицирован в 1907 итальянским учёным Т. Леви-Чивита 
введением переменной {{?}}  =  iln{{V}}  =  {{?}} + ilnV.
Типичным примером является обтекание плоской пластины шириной 2b, установленной 
перпендикулярно потоку; решение задачи показывает, что свободные линии тока, 
простираясь вниз по потоку, асимптотически приближаются к параболе y2  =  
8bx/({{?}} + 4), а коэффициент сопротивления (см. Аэродинамические 
коэффициенты) cx  =  2{{?}}/({{?}} + 4)  =  0,88 и значительно отличается от 
экспериментального значения cx  =  2,0. Это различие обусловлено значительно 
более низким уровнем давления на задней стороне пластины (см. Донное 
сопротивление) и связано с неустойчивостью тангенциальных разрывов в жидкости. 
Поэтому в реальных потоках отрывная зона позади тела не простирается до 
бесконечности и имеет размеры порядка размеров обтекаемого тела; течение в 
следе аэродинамическом является нестационарным. Г. — К. т. о. широко 
применяется в гидродинамике капельной жидкости для анализа плоских и 
осесимметричных задач: глиссирование, истечение струй из отверстий и насадок 
и т. д.
Лит. смотри при статье Гидродинамика.
В. А. Башкин.
Схема обтекания (а) тела в физической плоскости и отображение (б) области 
потенциального течения I на плоскость комплексного потенциала {{?}}; точки A, 
B1, B2, C1, C2 на плоскости z переходят соответственно в точки A', B1', B2', 
C1', C2' на плоскости {{?}}.
геометрические характеристики летательного аппарата — определяют размеры и 
форму летательного аппарата и его основных частей (крыла, фюзеляжа, оперения, 
шасси и др.) в базовой системе координат летательного аппарата. Выражаются в 
абсолютных (линейные и угловые размеры, площади) и относительных (безразмерных) 
величинах. Г. х. летательного аппарата в целом включают его габаритные размеры: 
длину, высоту, размах крыла самолёта, диаметр несущего винта вертолёта и т. п. 
К важным Г. х. самолёта принадлежат также площадь крыла, хорда крыла, профиль 
крыла, угол стреловидности крыла, угол установки крыла, углы крутки крыла, угол 
поперечного V крыла, диаметр фюзеляжа, плечо вертикального (ВО) и 
горизонтального (ГО) оперения (см. Плечо оперения), база шасси, колея шасси. 
Распространёнными безразмерными Г. х. являются удлинение крыла и фюзеляжа, 
сужение крыла, относительные площади ВО и ГО, органов управления и устройств 
механизации крыла (в долях от площади крыла или — для рулей высоты и 
направления — от площади соответствующего оперения). Аэродинамические 
поверхности стабилизации, управления и механизации имеют набор Г. х., сходных с 
Г. х. крыла. К Г. х. принято также относить углы отклонения органов управления 
и устройств механизации. Г. х. вертолётов включают (наряду с диаметром несущего 
винта) ометаемую площадь несущего винта, заполнение несущего винта, угол 
заклинения несущего винта, коэффициент перекрытия несущих винтов и др.
Г. х. оказывают существенное влияние на аэродинамические, весовые, 
летно-технические и другие характеристики летательного аппарата, на его 
устойчивость и управляемость.
герметизация — обеспечение непроницаемости стенок и соединений в деталях, узлах 
и агрегатах летательного аппарата для предотвращения утечек газов и жидкостей. 
Различают Г. полную и неполную. Выбор методов и технологии Г. на летательном 
аппарате определяется назначением детали, узла, конструкции, характером 
действующих нагрузок и предполагаемой деформацией соединения. Для Г. пористых 
деталей (например, литых) в основном применяют пропитку их герметиками, в том 
числе анаэробными. Г. деталей из композиционных материалов производят 
креплением к ним непроницаемых плёнок. Для Г. проёмов люков применяют прокладки,
 формуемые из герметиков (непосредственно по месту уплотнения) и из резины. На 
подвижных соединениях и вращающихся валах ставят сальниковые, лабиринтные и 
другие уплотнения. Для Г. металлических неразъёмных соединений часто используют 
сварку, пайку, развальцовку, расчеканку, а также создают в местах сопряжения 
деталей натяг. Г. соединений с точечным и прерывистым силовым швом производится