сторонами профиля крыла, и вблизи заднего конца профиля пограничный слой на его 
верхней стороне должен преодолевать всё больший тормозящий перепад давлений. 
Естественно, что при некотором угле атаки зона отрыва пограничного слоя 
начинает быстро увеличиваться, подъёмная сила перестаёт расти и даже 
уменьшается при дальнейшем увеличении угла атаки. Одновременно растёт и 
аэродинамическое сопротивление.
В сверхзвуковых течениях часто торможение потока происходит в ударных волнах, 
когда достаточно интенсивные волны попадают на поверхность обтекаемого тела. 
Это приводит к отрыву пограничного слоя и образованию О. т. В сверхзвуковых и 
особенно в гиперзвуковых течениях образование О. т. резко изменяет не только 
распределение давления по поверхности обтекаемого тела и его аэродинамические 
характеристики, но и теплопередачу к телу. Тепловой поток к той части 
поверхности тела, которая погружена в зону отрыва, часто уменьшается, если 
образование зоны отрыва не приводит к переходу ламинарного течения в 
турбулентное или появлению низкоэнтропийных струй. Однако в местах 
присоединения зон отрыва к поверхности тела тепловой поток заметно 
увеличивается.
Появление О. т. чаще всего приводит к ухудшению характеристик летательного 
аппарата или газовых машин: уменьшению подъёмной силы, степени сжатия, росту 
сопротивления, появлению автоколебаний, локальных пиков тепловых потоков. 
Поэтому в технике, как правило, стараются избежать резкого роста зон отрыва, то 
есть использовать устройства на тех режимах, для которых зоны отрыва малы или 
отсутствуют. Чтобы избежать раннего отрыва потока или затормозить его развитие, 
используют различные способы: выбор формы обтекаемой поверхности, отсос 
пограничного слоя, вдув в пограничный слой и т. п. Существуют, однако, 
устройства, которые используют искусственно вызванные отрывные зоны для 
уменьшения сопротивления, Например, игла, установленная на лобовой поверхности 
затупленного тела, в сверхзвуковом или гиперзвуковом потоке может уменьшать его 
сопротивление (см. рис.), так как уменьшает давление на передней части его 
поверхности. Другой пример — использование искусственно вызванного отрыва 
потока для образования вихря, создающего вихревую подъёмную силу (см. Крыла 
теория). На самолётах используются также интерцепторы, вызывающие искусственный 
отрыв потока на части крыла для создания управляющих аэродинамических сил и 
моментов, а также для получения более благоприятного изменения характеристик 
устойчивости при изменении числа Маха полёта, в особенности при полёте с 
околозвуковыми скоростями.
Лит.: Шлихтинг Г., Теория пограничного слоя, М., 1974; Лойцянский Л. Г., 
Механика жидкости и газа, 6 изд., И., 1987.
В. Я. Нейланд.
Отрывное течение в сверхзвуковом потоке.
отсек летательного аппарата — изолированный объём для размещения двигателей, 
приборов, шасси и других агрегатов, а также топлива, грузов. Наличие О. 
позволяет осуществить рациональную компоновку, организовать надёжную 
противопожарную защиту и обеспечить удобную эксплуатацию различных систем на 
земле и в воздухе. Форма и конструкция О. зависят от его назначения, места 
размещения и конструкции летательного аппарата. Так, топливо, как правило, 
размещается в межлонжеронной части крыла (см. рис.) или в фюзеляже, грузовые О.
 — внутри фюзеляжа, приборное оборудование — в герметичных и негерметичных О. 
фюзеляжа и т. д. Основное требование к О. — степень его герметичности, 
зависящая от назначения. Например, герметизация топливных отсеков должна 
исключать течь топлива. Герметизация грузовых и специальных О. должна исключать 
доступ воздуха из внешней среды при возникновении пожара в О. и в то же время с 
помощью специальных клапанов обеспечивать быстрое выравнивание внутреннего 
давления в случае аварийной декомпрессии одного из смежных О. или салона 
герметичной кабины. Общей тенденцией развития конструкции летательных аппаратов 
является рациональное выделение постоянных зон расположения специальных О., 
предназначенных для размещения оборудования, топлива, двигателей, шасси и др.
В. К. Рахилин.
Топливный отсек крыла: 1, 3 — стенки лонжеронов; 2 — слой герметика; 4 — 
съёмная крышка.
отсос пограничного слоя — отвод жидкости или газа из пограничного слоя через 
проницаемую поверхность обтекаемого тела. В этом случае на проницаемой 
поверхности нормальный компонент v вектора скорости принимает отрицательно 
значение v(x, 0, z)  =  -v{{?}}(x, 0, z), где v{{?}} — скорость отсоса, или 
отсасывания.
В рамках теории пограничного слоя v{{?}}/Vc  <  <  1, где Vc — модуль вектора 
скорости на внешней границе пограничного слоя. Наличие отсоса приводит к 
уменьшению толщины пограничного слоя, делает профиль скорости более наполненным 
(см. рис. 1 к статье Вдув в пограничный слой) и, следовательно, повышает 
устойчивость ламинарного течения, вызывает увеличение местных значений 
напряжения трения и теплового потока. Количественно воздействия отсоса на 
характеристики пограничного слоя зависят от многих факторов: значения и закона 
распределения скорости отсоса на обтекаемой поверхности, формы тела и т. д. На 
рис. показано влияние О. п. с. на коэффициент cf сопротивления трения (см.
 Аэродинамические коэффициенты) плоской пластины в потоке несжимаемой жидкости 
при нулевом угле атаки при различных значениях параметра отсоса a +  (цифры у 
кривых): a +   =  v?Rex1/2/ Vc, где Rex — местное (в точке х) Рейнольдса число. 
При больших числах Рейнольдса и ламинарном режиме течения значение cf пластины 
возрастает с увеличением параметра отсоса a + , но остаётся меньше 
соответствующего значения при турбулентном режиме течения на непроницаемой