области течения относительно велики. По этой причине вблизи поверхности тела 
образуется слой сильно завихренного течения с относительно большими значениями 
энтропии (так называемый энтропийный слой). Возмущения давления 
распространяются вниз по потоку на расстояния много большие размера затупления 
и определяются в основном не формой, а сопротивлением затупления. В рамках 
нестационарной аналогии действие затупления равносильно сильному взрыву 
(мгновенному выделению энергии) на поверхности поршня в начальный момент его 
движения (так называемая аналогия с сильным взрывом).
При {{?}} <  < 1 существенными особенностями обладает и структура течения в 
пограничном слое. Торможение гиперзвукового, внешнего потока внутри 
пограничного слоя вызывает значительный рост температуры и, как следствие, 
сильное падение плотности газа. В пределе, когда вне пограничного слоя М{{???}},
 весь газ протекает в «невязкой» области возмущенного потока, и внешнюю границу 
слоя можно считать непроницаемой поверхностью. Влияние пограничного слоя на 
давление аналогично при этом увеличению толщины тела на толщину пограничного 
слоя и может быть весьма большим. Степень возрастания давления за счёт такого 
влияния при M{{?}} >  > 1 и любых значениях ? оценивается параметром K2  =  
K2(K1 + 1)-2(Re01/2sin2{{?}})-1. Режимы K2 <  < 1, K2~1 и K2 >  > 1 носят 
соответственно названия слабого, умеренного и сильного вязкого взаимодействия. 
При слабом влиянии разреженности газа (малых Кнудсена числах) и M{{?}}{{?}}1 
значение Re0 >  > l. Поэтому режимы сильного и умеренного вязкого 
взаимодействия (K2{{?}}1) реализуются лишь на тонких телах ({{?}} <  < 1) при 
условии M{{?}} >  > 1. Важным свойством течений с сильным или умеренным вязким 
взаимодействием является передачи возмущений вверх по потоку через дозвуковую 
часть пограничного слоя на расстояния, сравнимые с длиной тела. По этой причине 
изменение, например, давления в кормовой части тонкого тела может существенно 
перестроить всё поле течения без отрыва пограничного слоя.
К термодинамическим особенностям Г. т. относятся несовершенство газа 
(переменность удельных теплоёмкостей), отклонения от термодинамического 
равновесия и излучение газа. В частности, для воздуха при температурах T > 
1000{{ }}К удельной теплоёмкости уже существенно зависят от температуры, а 
примерно при T > 2000{{ }}К — и от давления (см. Кинетика физико-химическая). 
В случае полёта в летательном аппарате в атмосфере Земли такие температуры 
достигаются на его лобовой поверхности соответственно при M{{?}} > 4 и M{{?}} > 
8. Течения, в которых процессы установления в газе термодинамического 
равновесия не успевают за темпом изменения внешних воздействий, называются 
неравновесными. Предельные режимы неравновесных течений, когда указанные 
процессы практически не успевают развиваться вообще, называют замороженными. 
Замороженные течения воздуха и при больших температурах не отличаются от 
течений при T < 1000{{ }}К, то есть соответствуют течению совершенного газа с 
показателем адиабаты {{?}}  =  1,4. На замороженные течения может оказать 
сильное влияние разреженность газа (см. Разреженных газов динамика). Эффекты 
неравновесности растут с уменьшением размеров тела и с увеличением высоты 
полёта. При движении летательного аппарата типа сферы с характерным размером 
~1 м в атмосфере Земли область неравновесных течений для скоростей V{{?}}  =  
3—11 км/с начинается соответственно с высот H {{?}} 40—60 км, а область 
замороженных — определяется высотами H > 70 км. При скоростях V{{?}} > 9 км/с 
все указанные термодинамические эффекты могут сопровождаться интенсивным 
излучением газа (см. Радиационный тепловой поток). Изменения термодинамических 
свойств газа при больших температурах могут вызывать значительные изменения 
аэродинамических и особенно тепловых характеристик тел.
При аэродинамическом проектировании гиперзвуковых летательных аппаратов 
необходимо удовлетворить широкому комплексу требований не только к его 
аэродинамическим, но и к тепловым характеристикам. Большое число явлений, 
сопровождающих полёт летательного аппарата, исключает при этом возможность 
полного моделирования условий натурного обтекания в аэродинамических установках.
 Расчётные методы исследования Г. т. приобретают, таким образом, исключительно 
важное значение.
Лит.: Черный Г. Г., Течения газа с большой сверхзвуковой скоростью, М., 1959; 
Xейз У. Д., Пробстин Р. Ф., Теория гиперзвуковых течений, пер. с англ., М., 
1962; Лунев В. В., Гиперзвуковая аэродинамика, М., 1975.
В. В. Михайлов.
гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) — прямоточный 
воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковой скоростью потока в камере 
сгорания. В отличие от прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сгоранием 
топлива в дозвуковом потоке в ГПВРД воздух тормозится в меньшей степени — до 
скорости, превышающей скорость звука. Степень торможения определяется главным 
образом условиями достижения максимальной эффективности и существенно зависит 
от режима работы двигателя и условий полёта — Маха числа M{{?}} и высоты полёта.
 Различают ГПВРД внутреннего и внешнего сгорания. Схематично ГПВРД внутреннего 
сгорания представляет собой тело с каналом переменный сечения, основные 
элементы которого (воздухозаборник, камера сгорания и реактивное сопло), 
выполняя те же функции, что и соответствующие элементы прямоточного 
воздушно-реактивного двигателя, имеют отличия, связанные со спецификой 
теплоподвода к сверхзвуковому воздушному потоку (рис. 1). Контуры ГПВРД 
внешнего сгорания образованы внешней поверхностью летательного аппарата и зоной 
теплоподвода, возникающей при подаче топлива в обтекающий летательный аппарат 
сверхзвуковой поток и сгорании топливовоздушной смеси (рис. 2). Сгорание смеси 
в ГПВРД обоих типов может происходить без сильных скачков уплотнения, 
переводящих сверхзвуковой поток на входе в сверхзвуковой поток меньшей скорости