положительного, так и отрицательного продольного градиента давления 
способствует неустойчивости течения. Поэтому форму крыла следует выбирать такой,
 чтобы в зоне Л. п. с. давление быстро убывало в окрестности передних кромок, а 
далее вниз по потоку было близко к постоянному или несколько уменьшалось. Чтобы 
избежать распространения турбулентности вдоль передней кромки крыла, его 
стреловидность должна быть, по возможности, умеренной, а радиус закругления 
носка достаточно малым. Для таких крыльев эффективным способом Л. п. с. 
является отсос небольшой части заторможенного в пограничном слое воздуха через 
проницаемую обшивку (см. Отсос пограничного слоя). На самолётах с криогенным 
топливом для Л. п. с. может применяться охлаждение обшивки, что повышает 
устойчивость ламинарного пограничного слоя. При сверхзвуковых скоростях полёта 
Л. п. с. путём охлаждения может служить одновременно средством защиты от 
аэродинамического нагревания. См. также статью Управление пограничным слоем.
Лит.: Шлихтинг Г.. Теория пограничного слоя, пер. с нем., М.. 1974.
М. А. Алексеев.
Относительный расход топлива {{G}}T ( отношение расходов топлива самолёта при 
наличии и отсутствии ламинаризации обтекания крыла и оперения) в зависимости от 
дальности полёта L дозвукового самолета.
ламинарное течение (от латинского lamina — пластинка, полоска) — вязкой 
жидкости течение, в котором частицы среды движутся упорядоченно по слоям и 
процессы переноса массы, импульса и энергии между слоями происходят на 
молекулярном уровне. Типичным примером Л. т. является обширный класс слоистых 
течений, в которых все частицы жидкости или газа имеют одно и то же направление 
движения. Наиболее подробно изучено Л. т. несжимаемой жидкости в трубках 
неограниченной длины и малого диаметра (впервые экспериментально этот случай 
изучался нем, учёным Г. Гагеном в 1839 и французским учёным Ж. Пуазёйлем в 
1840). В этом случае каждая частица жидкости движется по прямолинейным 
траекториям, а зависимость скорости v частиц от расстояния r от оси трубы 
описывается параболическим законом: v  =  vмакс(1-r2/а2), где а — радиус трубы, 
vмакс — скорость на её оси. При обтекании тел или при движении жидкости в 
каналах и трубах Л. т. имеет место лишь при Рейнольдса числах, меньших 
критического Re* (для описанного выше случая Re*{{?}}2200). При Re{{?}}Re* Л. т.
 становится неустойчивым и переходит в турбулентное течение. Л. т. реализуется, 
например, при движении летательного аппарата на достаточно больших высотах, а с 
уменьшением высоты полёта область существования Л. т. ограничена некоторой 
окрестностью передних кромок крыла, оперения, носовой части фюзеляжа и других 
элементов летательного аппарата.
В общем случае основой для теоретического анализа Л. т. служат Навье — Стокса 
уравнения. В некоторых частных случаях эти уравнения упрощаются, что позволяет 
получить аналитические решения задачи. Если движение среды происходит при 
достаточно больших Re, то Л. т. исследуется с помощью уравнений Л. Прандтля (см.
 Пограничный слой).
В. А. Башкин.
ламинарный пограничный слой — пограничный слой, в котором имеет место 
ламинарное течение. Поведение Л. п. с. описывается уравнениями Л. Прандтля, 
решение которых для заданных начальных и граничных условий в общем случае можно 
получить только численно с помощью ЭВМ, и зависит от ряда определяющих 
параметров: Рейнольдса числа и Маха числа, формы тела и параметров жидкости или 
газа. Характерной особенностью математического описания Л. п. с. является 
возможность преобразования уравнений Прандтля таким образом, что в новых 
безразмерных переменных преобразованного уравнения не зависят явно от числа 
Рейнольдса, благодаря этому значительно сокращается объём вычислений при 
решении практических задач. Кроме того, существуют классы задач, когда в Л. п.
 с. реализуется автомодельное течение, а решение уравнений Прандтля сводится к 
интегрированию системы обыкновенного дифференциального уравнения. Их численный 
анализ проводится достаточно просто, а результаты расчётов позволяют установить 
и понять основные закономерности развития Л. п. с. и используются для 
приближённой оценки сопротивления трения и аэродинамического нагревания 
летательного аппарата.
Практический интерес представляет установившееся движение жидкости или газа в Л.
 п. с. при нулевом градиенте давления. Для несжимаемой жидкости такое течение 
реализуется на плоской бесконечно тонкой пластине, помещённой в однородный 
поток со скоростью V? под нулевым углом атаки; в этом случае скорость потока на 
внешней границе Л. п. с. uE  =  V?. После введения функции тока {{?}} (x, у) и 
перехода к безразмерным переменным по соотношениям
{{?}}(x, y)  =  (2vue)1/2f({{?}}), y  =  (2vx/ue)1/2{{?}}
система уравнений Прандтля сводится к обыкновенному дифференциальному уравнению 
j{{???}} + jj{{??}}  =  0 с краевыми условиями f(0)  =  f{{'}}(0)  =  0, 
f{{?}}({{?}})  =  1, где, x, у — оси координат, направленные вдоль и по нормали 
к поверхности пластины, v — кинематическая вязкость. В этом случае местный 
коэффициент сопротивления трения определяется выражением
{{формула}}
где {{?}} — плотность, Re  =  uex/v — число Рейнольдса, {{??}} — местное 
напряжение трения (эта задача была решена немецким ученым Г. Блазиусом в 1908, 
а приведённое уравнение называется его именем). Расчёты для cf толщин 
пограничного слоя {{?}}, вытеснения {{?}}* и потери импульса {{?}}** дают: 
cf(Re)l/2  =  0,664; {{?}}(Re)1/2/x  =  5, {{?}}*(Re)1/2/x  =  1,73, 
{{?}}**(Re)1/2/x  =  0,664. На этом примере видна природа Л. п. с. как области 
завихренного течения (рис. 1,а, штриховой линией обозначена толщина Л. п. с.): 
острая кромка пластины при взаимодействии её с набегающим потоком из-за сил