позволяет передать на экран дополнительную информацию при обзоре и 
картографировании земной поверхности ИКО используются как на летательных 
аппаратах, так и на наземных радиолокационных станциях. В современных 
радиолокационных станциях широко используются ЭЛТ, обеспечивающие цветное 
изображение радиолокационной информации.
индикаторная скорость — скорость летательного аппарата, которую в определенных 
условиях полёта будет показывать бортовой прибор-указатель (индикатор) системы, 
основанной на измерении разности давлений в динамических и статических камерах 
приёмника воздушных давлений (ПВД), если при этом давления в обеих камерах ПВД 
(полное давление заторможенного потока p* и атмосферное давление pH на высоте 
полёта) соответствуют их истинным значениям и без искажений передаются 
бортовому прибору. Такую систему ПВД называют идеальной. Характерной 
особенностью заложенного в систему ПВД принципа её работы является то, что она 
не позволяет непосредственно измерять воздушную скорость V летательного 
аппарата, а обычно фиксирует в зависимости от условий полета индикаторную 
земную скорость Vtз либо собственно И. с. Vt. Если бы pH и плотность воздуха 
{{?}}H на высоте полета совпадали со значениями pc и {{?}}c на уровне моря (см.
 Международная стандартная атмосфера), то система ПВД показывала, бы воздушную 
скорость. Если же было бы pH  =  pc, а {{?}}H отличалась от {{?}}c, то 
указатель показал бы И. с. Во всех остальных случаях бортовой прибор идеальной 
системы ПВД индицирует индикаторную земную скорость летательного аппарата Viз  
=  f(Vt, pH), причём Vi  =  f(V, {{?}}H). И только при очень малых скоростях, 
когда можно пренебречь сжимаемостью воздуха, он покажет И. с. Vi.
И. с. является важным параметром движения летательного аппарата, зная который 
можно рассчитать как его воздушную скорость, так и действующие на летательный 
аппарат в полете аэродинамические силы и моменты, Для самолёта, кроме того, она 
однозначно определяет при заданных его массе и конфигурации и заданном Маха 
числе полета M{{?}}, также угол атаки и коэффициент подъемной силы (см.
 Аэродинамические коэффициенты) в установившемся горизонтальном полёте.
Взаимосвязь между индикаторной, индикаторной земной и воздушными скоростями 
летательного аппарата можно получить, воспользовавшись уравнениями Бернулли для 
сжимаемого и несжимаемого газов и формулой Рэлея для сверхзвуковых течений. Она 
выражается зависимостями Vi  =  {{?}}1/2V, Viз  =  Vi-{{?}}Vсж, V  =  
Vt/{{?}}1/2, где {{?}}  =  {{?}}H/{{?}}c — относительная плотность воздуха на 
высоте полёта H, и {{?}}Vсж — поправка на сжимаемость воздуха, учитывающая 
различие чисел M при Viз  =  const на высоте H и на уровне моря в условиях 
стандартной атмосферы. Обычно эту поправку определяют расчетом, и его 
результаты представляют в виде трех номограмм: {{?}}Vсж  =  f(Viз, H); для 
M{{?}} < 1 и Viз < ac; M{{?}}{{?}}1 и Viз{{?}}ac; M{{?}}{{?}}1 и Viз{{?}}ac, — 
где ac — скорость звука в воздухе в стандартных земных условиях.
Лит.: Ведров В. С., Тайц М. А., Летные испытания самолетов, М., 1951; 
Калиниченко Б. В., Летные характеристики самолетов с турбинными двигателями, М.,
 1986.
И. М. Пашковский.
индуктивное сопротивление — часть сопротивления аэродинамического 
(сопротивления давления) крыла конечного размаха, связанная с образованием 
(индуцированием — отсюда название) вихревой пелены за крылом и определяемая 
затратами энергии на поддержание крупномасштабного течения, создаваемого 
сходящими с крыла вихрями свободными. В асимптотической теории крыла большого 
удлинения, обтекаемого несжимаемой жидкостью, плоскопараллельное течение около 
крыла характеризуется наличием индуктивного скоса потока, вызываемого сбегающей 
с крыла вихревой пеленой, в результате которого у равнодействующей сил давления,
 вычисляемой по формуле Н. Е. Жуковского (см. Жуковского теорема), появляется 
составляющая в направлении набегающего потока. И. с. зависит только от 
распределения подъёмной силы по размаху крыла и не может быть меньше 
сопротивления крыла, у которого нагрузка распределена по эллиптическому закону. 
Минимальное при заданной подъёмной силе И. с. пропорционально квадрату 
подъёмной силы и обратно пропорционально удлинению крыла. Этот результат 
распространяется также на крылья произвольной формы в плане.
И. с. возникает и при обтекании крыла потоком сжимаемого газа. Однако при 
скоростях полёта, соответствующих критическому или превышающим его значениям 
Маха числа, когда становится существенной сжимаемость газа, появляется волновое 
сопротивление, которое трудно отделить от индуктивного. В этом случае на основе 
импульсов теоремы сопротивление, связанное с образованием подъёмной силы, 
разделяют на волновое и вихревое сопротивление. В качестве контрольной 
поверхности обычно выбирается цилиндр достаточно большого радиуса R и длиной L 
>  > R; при этом волновое сопротивление определяется изменением количества 
движения на боковой поверхности цилиндра, а вихревое — переносом количества 
движения через его основание.
Лит.: Эшли X., Лэндал М., Аэродинамика крыльев и корпусов летательных аппаратов,
 пер. с англ., М., 1969; Кюхеман Д., Аэродинамическое проектирование самолетов, 
пер. с англ., М., 1983.
В. И. Васильченко, М. Ф. Притуло.
инерциальные системы навигации — средства определения координат местоположения, 
производных координат, параметров угловой ориентации летательного аппарата 
путём интегрирования уравнений движения его центра масс.
Необходимые для интегрирования уравнений составляющие вектора результирующей 
силы, приложенной к летательному аппарату, находятся по показаниям 
акселерометров. Ориентация осей, вдоль которых измеряются составляющие вектора 
ускорения, задаётся с помощью гироскопов или определяется посредством датчиков