/_,,-
*1 ж-15-30% и 40-60%% и 40-^6%; 1,5%. Важными характеристиками ; Я„/с2—0,5— 
части являются также угол и симметричной и значение ординаты на :аклона 
поверхности (при  < /сни > 0 задняя кромка *адней кромке конечную толщину), от 
кпрофиля имеет например, эффективность оргаж-рых зависит, Форма средний линии 
изменяетш управления, лой кривой параболич. типгся от выпук-положит. или 
отрицат. S-o6pi до кривой с висимости от типа и назначазностью в за-Например, 
для уменьшения продления профиля, та (лопасть несущего виигольного момен-ся 
положит. S-образность, а а) использует-критические профили имеют некоторые 
сверх-разность. П. к., у которого сотрицат. S-об-падает с хордой, называем? 
сим;р. линия сов-профилем. [метричным
Группа П. к., образован! одного или несколько базовых (пая на основе филей и 
объединённая нек-усходных) про-кономерностью, называем? сериейюй общей 
за-профилей.}}
На основе одного базового П. к. её можно построить следующими способами: 
1) изменением ординат верхней и нижней поверхностей пропорционально с; 
2) изменением симметричной части профиля пропорционально с при сохранении 
средний линии базового П. к.; 3) изменением fmах с сохранением формы средней 
линии при неизменных с и симметричной части П. к.; 4) сохранением верхней 
поверхности или аффинным (не пропорциональным с) изменением верхней поверхности 
базового П. к., сопровождающимся модификацией нижней поверхности для 
удовлетворения различным аэродинамическим или конструктивным требованиям 
(критическое Маха число, продольный момент, толщина хвостового участка и т. д.).
 В случае нескольких базовых П. к. построение серии возможно путём интерполяции 
по определенному закону.
Форма П. к. различна для до-, транс- и сверхзвуковых скоростей полёта. Так, 
например, при малых дозвуковых скоростях допускаются П. к., форма которых 
приводит к повышенным значениям местных возмущений скоростей и давлений в 
сочетании со слабыми градиентами давления для предотвращения срыва потока. При 
больших дозвуковых скоростях для повышения критического числа Маха применяются 
П. к., форма которых обеспечивает пониженные возмущения в местной сверхзвуковой 
зоне. При сверхзвуковых скоростях иногда используются тонкие остроносые профили 
(параметр {{R}}н/с2  =  0) для уменьшения волнового сопротивления и 
присоединения к передней кромке всего крыла или его части головной ударной 
волны.
Основными аэродинамическими характеристиками П. к., существенно зависящими от 
его геометрии, являются коэффициент подъёмной силы, сопротивления и продольного 
момента (см. Аэродинамические коэффициенты), а также аэродинамическое качество.
В. Д. Боксер, Я. М. Серебрийский.
профиль полета — траектория полёта летательного аппарата в координатах 
дальность — высота. Представляет собой последовательность участков, каждому из 
которых соответствует определенная программа изменения высоты и скорости. П. п. 
зависит от поставленной задачи. Полёт на максимальную дальность включает 
участок набора высоты, участок полёта в крейсерском режиме, обеспечивающем 
максимальную дальность (горизонтальный полёт или полёт с постепенным набором 
высоты в процессе выработки топлива), и участок снижения. При решении боевой 
авиацией определенных тактических задач, связанных с преодолением зоны ПВО, 
используются варианты П. п. с участком движения в зоне ПВО на максимальной 
высоте или на минимальной высоте с максимальной скоростью (см. рис.).
профильное сопротивление — разность между сопротивлением аэродинамическим крыла 
и его индуктивным сопротивлением. При дозвуковом докритическом обтекании (Маха 
число полёта М{{?}} < М.) П. с. целиком обусловлено вязкостными эффектами. При 
равном нулю коэффициенте подъёмной силы (сya  =  0; см. Аэродинамические 
коэффициенты) П. с. хорошо спроектированного плоского крыла близко к 
сопротивлению трения, а сопротивление, обусловленное силами давления, очень 
мало. Изменение угла атаки приводит, как правило, к росту П. с. в связи с 
появлением на крыле зон отрывного течения. Выделить индуктивное, или вихревое, 
сопротивление из полного сопротивления на практике весьма сложно. Поэтому для 
оценки П. с. и, соответственно, совершенства крыла часто принимают в качестве 
эталона минимальное теоретическое значение коэффициента индуктивного 
сопротивления сxa  =  c2ya/({{??}}), где {{?}} — удлинение крыла. В этом случае 
коэффициент П. с. cxa пр  =  cxa-c2ya/({{??}}). При дозвуковых сверхкритических 
обтеканиях (М{{?}} > М) в П. с. кроме составляющих, обусловленных влиянием 
вязкости, входит и волновое сопротивление. Это связано с появлением в поле 
течения местных сверхзвуковых зон, замыкаемых интенсивными скачками уплотнения. 
В результате необратимых потерь кинетической энергии потока в этих скачках П. с.
 крыла даже при сya  =  0 резко возрастает и растет с увеличением М{{?}}. При 
этом взаимодействие замыкающих скачков уплотнения с пограничным слоем крыла 
может вызывать сильные срывы потока, что приводит к дополнительному росту П. с.
При сверхзвуковых скоростях полёта полное сопротивление крыла обычно принято 
разделять на сопротивление, обусловленное объёмом или, иначе, толщиной крыла, и 
сопротивление, обусловленное подъемной силой, включающее вихревую и волновую 
составляющие. Сопротивление, обусловленное объёмом, — сопротивление плоского 
крыла с симметричным профилем крыла при нулевой подъёмной силе — является по 
существу тем же П. с.
В технической литературе наряду с термином «П. с.» иногда применяют термин 
«сопротивление формы».
Л. Е. Васильев.
профиля теория — описывает взаимодействия профиля крыла бесконечного размаха с 
плоско-параллельным течением и позволяет определять его аэродинамические