движению и называется П. с. Эта сила благоприятно воздействует на 
аэродинамические характеристики, уравновешивая противоположно направленную 
проекцию сил гидродинамического давления, приложенных к обтекаемой поверхности 
пластины. В результате лобовое сопротивление обращается в нуль (Д'Аламбера — 
Эйлера парадокс). Если передняя кромка имеет малый (но отличный от нуля) радиус 
кривизны, то суммарное действие пониженных давлений на такую кромку будет 
эквивалентно сосредоточенной П. с. Возникает П. с. при обтекании профиля 
дозвуковым потоком газа. При переходе к сверхзвуковым скоростям картина 
обтекания принципиально меняется — область сильного разрежения в окрестности 
острой передней кромки не образуется, и П. с. отсутствует. Однако в реальной 
жидкости (газе) влияние вязкости может привести к существенной перестройке 
течения, в частности к срыву потока с передней кромки. Из-за этого 
благоприятный эффект П. с. проявляется лишь частично или исчезает совсем.
В. И. Голубкин.
подхват — увеличение угла атаки и нормальной перегрузки (самопроизвольное при 
полёте с фиксированной ручкой управления или чрезмерно большое при её 
перемещении лётчиком) вследствие значительного уменьшения продольной 
устойчивости самолёта. В различной степени проявляется на всех сверхзвуковых 
самолётах при торможении в трансзвуковом диапазоне скоростей полёта. 
В отдельных случаях, когда, например, неблагоприятны аэродинамические 
характеристики летательного аппарата или характеристики его систем управления, 
П. может возникнуть из-за местной неустойчивости по перегрузке на больших углах 
атаки вследствие инерционного взаимодействия (см. также Инерционное вращение) 
при превышении критического значения скорости крена. Наиболее эффективным путем 
устранения П. является применение автоматики в системе управления летательным 
аппаратом. Однако при проектировании автоматических систем управления 
необходимо учитывать, что П. может возникать и в результате выхода на 
ограничение сигналов датчиков обратных связей по параметрам движения самолёта.
подъемная сила — проекция главного вектора аэродинамических сил (см.
 Аэродинамические силы и моменты), приложенных к обтекаемой поверхности тела, 
на нормаль к направлению его движения. Объяснение механизма образования и 
определение П. с. (так же, как и сопротивления аэродинамического) являются 
фундаментальными проблемами аэродинамики, в разработку которых внесли вклад 
многие выдающиеся учёные мира.
Появление П. с. Y при обтекании профиля и крыла потоком несжимаемой жидкости 
объяснил Н. Е. Жуковский (1906), связав её с образованием вихрей в потоке; П. с.
 Y профиля связана с циркуляцией скорости Г вокруг него соотношением (см.
 Жуковского теорема)
Y  =  {{?}}V{{?}}Г,
где {{?}} — плотность жидкости, V{{?}} — скорость набегающего потока. Поскольку 
возникновение вихрей в потоке идеальной жидкости невозможно, то появление их и, 
следовательно, П. с. есть результат проявления неидеальных свойств среды — 
действия трения. Несмотря на это, механизм образования П. с. моделируется в 
рамках теории идеальной жидкости путём введения циркуляции скорости, значение 
которой определяется на основе Чаплыгина-Жуковского условия (постулата) о 
конечности скорости на задней кромке профиля и крыла, при полнении этого 
условия около профиля реализуется такое поле течения, при котором на его 
верхней стороне имеет место разрежение, а на нижней — повышение давления; этот 
перепад давлений определяет П. с. профиля.
В сжимаемом дозвуковом потоке существует такой же механизм образования П. с., 
который также моделируется в рамках теории идеального газа. Для тонких профилей 
обычно используется линеаризированная теория, согласно которой для заданного 
профиля значения П. с. для сжимаемой (Yсж) и несжимаемой (Yн) жидкостей с 
одинаковыми параметрами на бесконечности связаны между собой соотношением (см.
 Прандтля — Глауэрта теория):
Yсж  =  Yн/(1-М2{{?}})1/2,
где М{{?}} < 1 — Маха число полёта.
Такой механизм образования П. с. обусловил типичную конфигурацию дозвукового 
самолёта, в которой чётко разделены функции между крылом и фюзеляжем: крыло — 
для получения П. с., фюзеляж — для размещения экипажа, оборудования и полезной 
нагрузки.
При сверх- и гиперзвуковых скоростях полёта (М{{?}} > 1) механизм создания П. с.
 иной. При этих скоростях на наветренной стороне профиля образуется область 
повышенного давления (pнв > p{{?}}) из-за сильного торможения потока в скачках 
уплотнения, а на подветренной — область разрежения (p{{?}} > рпв?0; рнв, рпв,
p{{?}} — соответственно давления на наветренной и подветренной сторонах и в 
набегающем потоке). С увеличением числа Маха вклад подветренной стороны в 
создание П. с. быстро уменьшается. Этот механизм образования П. с. также 
моделируется в рамках теории идеального газа. Кроме того, он в общих чертах 
соответствует теории «ударного» возникновения давления при обтекании тела, 
которую предложил И. Ньютон (см. Ньютона теория обтекания), что и обусловило 
широкое применение формулы Ньютона, связывающей давление с местным углом 
наклона поверхности к направлению набегающего потока, для оценки 
аэродинамических характеристик гиперзвуковых летательных аппаратов.
Другой механизм образования П. с. при сверхзвуковых скоростях полёта привёл к 
изменению конфигурации сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов, у которых 
уже нет строгого разделения функции между крылом и фюзеляжем, и, по существу, 
вся его наветренная сторона принимает участие в создании П. с. В связи с этим 
рассматривается даже специальный класс летательных аппаратов — волнолёты, П. с. 
которых создаётся за счет сжатого слоя за ударной волной.