трения является источником завихренности. Порождаемая этим источником 
завихренность путём конвекции и диффузии сносится вниз по потоку и 
распределяется по некоторой области а окрестности плоской пластины, при этом 
суммарный поток завихренности через любое поперечное сечение Л. п. с. остаётся 
постоянным.
Рассмотренная задача допускает обобщение на Л. п. с. при обтекании сжимаемой 
жидкостью так называемые изотермические пластины. Характеристики Л. п. с. при 
движении сжимаемой и несжимаемой жидкости в качественном отношении имеют 
одинаковый характер изменения вдоль поверхности, но отличаются в количественном 
отношении, и это различие зависит от определяющих параметров задачи. Для 
совершенного газа ими будут число Маха М{{?}} и температурный фактор {{Т}}{{?}} 
(отношение температуры стенки {{Т}}{{?}}, к температуре Тr, теплоизолирующей 
поверхности, на которой местный тепловой поток равен нулю). Влияние 
определяющих параметров на величину c  =  cj/(Re)l/2 показано на рис. 2. Для 
модели совершенного газа: показатель адиабаты {{?}}  =  1,4, Прандтля число Рг  
=  1,7, динамическая вязкость {{?}}~Т0,76. Анализ задачи позволяет также 
установить аналогию Рейнольдса, то есть связь между местным Стантона числом St, 
характеризующим интенсивность местного тёплого потока, и сj: St  =  cj/2S, где 
S  =  Pr2/3 — коэффициент аналогии Рейнольдса. Результаты решения уравнений для 
плоской пластины в сжимаемом газе непосредственно можно использовать для 
расчета напряжения трения и теплообмена на поверхности клиньев, обтекаемых 
сверхзвуковым потоком с присоединённым к вершине скачком уплотнения (см.
 Ударная волна).
Аналогичная автомодельная задача имеет место для осесимметричного Л. п. с. на 
поверхности острого кругового конуса, обтекаемого сверхзвуковым потоком под 
нулевым углом атаки с присоединенным к вершине скачком уплотнения, за которым 
реализуется коническое течение невязкого газа. Анализ уравнений Прандтля 
показывает, что при одних и тех же определяющих параметрах задачи характерные 
толщины Л. п. с. на поверхности конуса в 31/2 раз меньше, а местные 
коэффициенты cj и St в 31/2 раз больше соответствующих величин на плоской 
пластине. Характерной особенностью поведения Л. п. с. на поверхности 
рассмотренного класса заострённых тел является обращение cj и St в 
бесконечность, а характерных толщин — в нуль на острой передней кромке и 
вершине. Следовательно, в этих точках на поверхности летательного аппарата при 
его движении со сверх- и гиперзвуковыми скоростями в плотных слоях атмосферы 
будут иметь место максимальные тепловые нагрузки.
Другой практически важной задачей является течение жидкости или газа в Л. п. с. 
в окрестности критической точки затупленного тела (точка на поверхности тела, 
где скорость невязкого потока обращается в нуль, рис. 1, б). В этом случае 
скорость потока на внешней границе пограничного слоя пропорциональна продольной 
координате (ue~x), и решение уравнений Прандтля с помощью приведённых 
преобразований также сводится к интегрированию обыкновенного дифференциального 
уравнения. Согласно расчётам для плоскопараллельного течения несжимаемой 
жидкости cj(Re)1/2  =  2,46, что намного превышает соответствующее значение для 
плоской пластины и объясняется влиянием отрицательного градиента давления. Из 
условия {{?}}  =  const следует, что в окрестности критической точки толщина Л.
 п. с. принимает постоянное, отличное от нуля, значение. Решение подобной 
задачи для осесимметричного течения приводит к результату cj(Re)1/2  =  2,62. 
Сравнение с расчётами для плоской задачи показывает, что при наличии 
отрицательного градиента давления пространственность течение значительно меньше 
влияет на cj чем в случае течения при нулевом градиенте давления. Решения 
аналогичных задач для сжимаемой жидкости показывают, что характеристики Л. п. с.
 в качественном отношении ведут себя так же, как и при течении несжимаемой 
жидкости. Таким образом, в окрестности критической точки затупленного тела 
толщина Л. п. с. имеет постоянное конечное значение, {{??}}~x, а местный 
тепловой поток постоянен и ограничен по своему значению. Это важный результат 
для практических приложений, который означает, что для снижения максимальных 
тепловых нагрузок сверх- и гиперзвуковые летательные аппараты должны иметь 
затупленные передние кромки и вершины.
Лит. см. при статье Пограничный слой.
В. А. Башкин.
Рис. 1.
Рис. 2.
ламинарный профиль — профиль крыла, характеризующийся удалённым от носка 
положением точки перехода ламинарного течения в турбулентное при естественном 
обтекании, то есть без использования дополнительной энергии для затягивания 
перехода, как, например, при отсосе пограничного слоя, охлаждении поверхности 
(см. Ламинаризация пограничного слоя). Исследования в полёте состояния 
пограничного слоя на прямом крыле дозвукового самолёта (1938) показали наличие 
значительных участков ламинарного пограничного слоя. В СССР (И. В. Остославский,
 Г. П. Свищёв, К. К. Федяевский) и за рубежом были разработаны и применены на 
ряде самолётов Л. п., форма которых позволяла получать сдвинутое назад 
положение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный и за счёт 
этого снижать сопротивление трения, а следовательно, и полное аэродинамическое 
сопротивление самолёта. Для этого форма профиля должна обеспечивать на его 
поверхности в области ожидаемого ламинарного слоя ускоренное течение с возможно 
большим градиентом скорости для повышения устойчивости ламинарного течения к 
возмущениям. Геометрически это достигается смешением назад положения 
максимальной толщины и вогнутости профиля (см. Кривизна профиля), увеличением 
относительной толщины профиля и некоторым уменьшением радиуса кривизны носка.