от состояния пограничного слоя, стекающего за донный срез, и геометрических 
параметров самого тела. Пограничный слой, стекающий с поверхности тела, 
образует слой смешения, который отделяет область донного разрежения от внешнего 
потока и определяет эжектирующее действие наружного потока. Чем толще 
пограничный слой у донного среза (длинное тело или большая шероховатость 
поверхности), тем меньше эжекция, больше дойное давление и меньше Д. с. Влияние 
Рейнольдса числа Re на давление за донным срезом на Д. с. наиболее сильно 
проявляется при малых значениях Re (то есть при ламинарном пограничном слое) и 
в диапазоне Re, соответствующем переходу ламинарного течения в турбулентное. 
В случае турбулентного пограничного слоя Д. с. практически не зависит от Re. 
С ростом температуры поверхности тела Д. с. падает.
При определении Д. с. используется безразмерный коэффициент донного давления 
сpдон = (pдон-p{{?}})/q{{?}}, где pдон — давление на дне тела, p{{?}} — 
статическое давление, q{{?}} — скоростной напор невозмущенного потока.
Зависимость cpдон от Маха числа M{{?}} имеет максимум в области околозвуковых 
скоростей (см. рис.). При сверхзвуковых скоростях cpдон убывает с ростом M{{?}},
 что в большой мере определяется возрастанием скоростного напора. Это 
обстоятельство обычно затрудняет изучение характера донного давления в 
сверхзвуковом диапазоне чисел M{{?}} невозмущенного потока. В этом отношении 
более удобным представлением донного давления является выражение его в виде 
коэффициента относительного донного давления pдон/p{{?}}.
Д. с., возникающее при движении «двумерных» тел, может быть в несколько раз 
больше, чем Д. с. за телами вращения, что связано с различным распределением 
скоростей поперёк «донного следа». Однако у двумерных тел (таких, как крыло), у 
которых размер донного среза значительно меньше толщины самого тела, Д. с. 
составляет небольшую долю полного сопротивления аэродинамического. Наоборот, у 
осесимметричных тел, у которых диаметр донного среза может быть равен 
максимальному диаметру тела, Д. с. может составлять большую долю полного 
сопротивления, превосходя сопротивление трения и сопротивление давления на 
любую часть тела. Поэтому оценки аэродинамических характеристик, траекторий 
полёта и потребных тяг некоторых типов летательных аппаратов невозможны без 
знания Д. с.
На летательных аппаратах, в частности на ракетах, в донной части располагаются 
сопла реактивных двигателей. При их работе существенно изменяется характер 
обтекания области донного среза, и в донной части устанавливается давление, 
отличающееся от того, которое было бы в случае отсутствия работающих двигателей.
 Д. с. при наличии струй двигателей зависит как от газодинамических параметров 
внешнего потока и струй, так и от их числа и взаимного расположения. При этом 
на донном срезе может устанавливаться как повышенное, так и пониженное давление,
 определяющее значение Д. с.
Лит.: Чжен П., Отрывные течения, пер. с англ. т. 3, М., 1977; Петров К. П., 
Аэродинамика элементов летательных аппаратов, М., 1985.
К. П. Петров.
Зависимости вклада коэффициентов донного сопротивления, сопротивлений трения и 
сопротивления давления и коэффициент {{cx0}} «полного» сопротивления от числа 
M{{?}} для острого конуса: 1 — донное сопротивление; 2 — сопротивление трения; 
3 — сопротивление давления.
доплеровскии измеритель скорости и угла сноса (ДИСС) — радиотехническая система 
для определения путевой скорости и угла сноса или составляющих вектора скорости 
летательного аппарата путём измерения доплеровских сдвигов частот излучённых с 
летательного аппарата и отражённых от земной поверхности и принятых антенной 
ДИСС сигналов. Состоит из антенны (формирующей, как правило, 3, смотри рис., 
или 4 луча), приёмо-передающего, измерительного и вычислительного устройства. 
ДИСС использует непрерывное, частотно-модулированное и импульсное излучения. 
Суммарные погрешности ДИСС при полёте над сушей не превышают (с вероятностью 0,
95) по скорости 0,5% и по углу сноса -0,2. ДИСС применяют на самолётах и 
вертолётах автономно или в составе пилотажно-навигационных комплексов в 
качестве корректирующего средства по скорости или основного средства 
определения скорости и угла сноса, по которым производится определение 
координат местоположения летательного аппарата с использованием информации о 
курсе.
Лит.: Колчинский В. Е., Мандуровский И. А., Константиновский М. И., Автономные 
допплеровские устройства и системы навигации летательных аппаратов. М., 1975.
Е. Г. Харин.
допускаемые напряжения в авиационной конструкции — предельные напряжения в 
расчётных случаях нагружения, обеспечивающие надёжную эксплуатацию летательного 
аппарата. При расчёте летательного аппарат на прочность по расчётным 
(разрушающим) нагрузкам для обеспечения достаточного запаса прочности вводится 
коэффициент безопасности, а возникающие при этом напряжения сравниваются с 
разрушающими напряжениями материала конструкции. Так как обычно коэффициент 
безопасности равен 1,5—2, а для некоторых авиационных материалов отношение 
предела прочности {{?}}в пределу пропорциональности {{?}}пц, часто близко к 1,5,
 то при таком способе расчёта практически «автоматически» обеспечивается 
отсутствие остаточных деформаций в конструкции при эксплуатационных 
максимальных нагрузках. В авиационных конструкциях в качестве Д. н. принимается 
расчётное напряжение, которое может ограничиваться условиями статической 
прочности, жёсткости и ресурса. По условиям статической прочности Д. н. при 
растяжении элемента связаны с пределом прочности материала соотношением
{{формула}}
где Fнетто/Fбрутто — коэффициент ослабления сечения элемента, а коэффициент k1