оперения, а противоположно направленная по отношению к скорости полёта сила Xa 
обязана своим происхождением трению воздуха о поверхность С. (сопротивление 
трения), разности давлений, действующих на лобовые и кормовые части элементов С.
 (сопротивление давления, см. Профильное сопротивление, Донное сопротивление), 
и связанному с образованием подъёмной силы скосу потока за крылом (индуктивное 
сопротивление); кроме того, при больших скоростях полёта (около- и 
сверхзвуковых) добавляется волновое сопротивление, вызываемое образованием 
скачков уплотнения (см. Сопротивление аэродинамическое). Аэродинамическая сила 
планёра С. и её составляющие пропорциональны скоростному напору q  =  ?V2/2 
({{?}} — плотность воздуха, V — скорость полёта) и некоторой характерной 
площади, в качестве которой обычно принимают площадь крыла S: Ya  =  cyaqS, Xa  
=  cxaqS, причём коэффициент пропорциональности (коэффициент подъёмной силы cya 
и коэффициент лобового сопротивления cxa) зависят в основном от геометрических 
форм частей С., ориентации его в потоке (угла атаки), Рейнольдса числа, а на 
больших скоростях и от числа M{{?}}. Аэродинамическое совершенство С. 
характеризуют отношением подъёмной силы к суммарной силе лобового сопротивления,
 называемой аэродинамическим качеством: К  =  Ya/Xa  =  cya/cxa 
В установившемся (V  =  const) горизонтальном полёте вес самолёта G 
уравновешивается подъёмной силой (Ya  =  G), а тяга Р силовой установки должна 
компенсировать лобовое сопротивление (P  =  Xa). Из получающегося соотношения G 
 =  KP следует, например, что реализация в конструкции С. более высокого 
значения К позволила бы при фиксированном значении G снизить для той же 
скорости полёта потребную тягу и, следовательно, расход топлива, а в некоторых 
других случаях (например, при том же значении Р) увеличить грузоподъёмность или 
запас топлива на С. В ранний период (до начала 20х гг.) С. имели грубые 
аэродинамические формы и значения аэродинамического качества у них были в 
пределах K  =  4—7. На С. 30х гг., имевших прямые крылья и скорость полёта 
300—350 км/ч, были получены значения K  =  13—15. Это было достигнуто в 
основном благодаря применению схемы свободнонесущего моноплана, 
усовершенствованных профилей крыла, фюзеляжей обтекаемой формы, закрытых кабин, 
жёсткой гладкой обшивки (взамен матерчатой или гофрированной металлической), 
уборке шасси, капотированию двигателей и т. д. При последующем создании более 
скоростных С. возможности повышения аэродинамического качества стали более 
ограниченными. Тем не менее на пассажирских С. 80х гг. с большими дозвуковыми 
скоростями полёта и стреловидными крыльями максимальные значения 
аэродинамического качества составили K  =  15—18. На сверхзвуковых С. для 
снижения волнового сопротивления применяют крылья тонкого профиля, с большой 
стреловидностью или др. формы в плане с малым удлинением. Однако у С. с такими 
крыльями аэродинамическое качество на дозвуковых скоростях полёта меньше, чем у 
С. дозвуковых схем.
Конструкция самолёта. Она должна обеспечивать высокие аэродинамические 
характеристики, обладать необходимыми прочностью, жёсткостью, живучестью, 
выносливостью (сопротивлением усталости), быть технологичной в производстве и 
обслуживании, иметь минимальную массу (это один из основных критериев 
совершенства С.). В общем случае С. (рис. 1 и 2) состоит из следующих основных 
частей: крыла, фюзеляжа, оперения, шасси (все это вместе называют планёром С.), 
силовой установки, бортового оборудования; военные С. имеют также вооружение 
авиационное.
Крыло является основной несущей поверхностью С., а также обеспечивает его 
поперечную устойчивость. На крыле располагаются средства его механизации 
(закрылки, предкрылки и др.), органы управления (элероны, элевоны, 
интерцепторы), а при некоторых компоновках С. закрепляются также опоры шасси и 
устанавливаются двигатели. Крыло состоит из каркаса с продольным (лонжероны, 
стрингеры) и поперечным (нервюры) силовым набором и обшивки. Внутренний объём 
крыла используется для размещения топлива, различных агрегатов, коммуникаций 
и т. д. Важнейшими моментами в развитии С., связанными с конструкцией крыла, 
были завершившийся в 30х гг. переход от схемы биплана к свободнонесущему 
моноплану и начавшийся в конце 40х—начале 50х гг. переход от прямого крыла к 
стреловидному. На тяжёлых С. с большой дальностью полёта, для которых важным 
является увеличение аэродинамического качества, схема моноплана позволила 
увеличить в этих целях размах крыла, а для более энерговооруженных С. 
(истребителей) — использовать уменьшение площади крыла и лобового сопротивления 
для повышения скорости полёта. Создание свободнонесущих монопланов стало 
возможным благодаря успехам в строительной механике конструкции и профилировке 
крыла, а также применению высокопрочных материалов. Применение стреловидного 
крыла позволило реализовать потенциальные возможности дальнейшего увеличения 
скорости полёта при использовании газотурбинных двигателей. При достижении 
некоторой скорости полёта (критического числа М{{?}}) на крыле образуются 
местные сверхзвуковые зоны со скачками уплотнения, что приводит к появлению 
волнового сопротивления. Для стреловидного крыла вследствие скольжения принципа 
возникновение таких неблагоприятных явлений отодвигается в область более 
высоких скоростей полёта (критическое число М{{?}} больше, чем у прямого 
крыла); а при сверхзвуковом обтекании интенсивность образующихся скачков 
уплотнения более слабая. Угол стреловидности {{?}} крыла дозвукового С. обычно 
составляет 20—35{{°}}, а у сверхзвукового С. достигает 40—60{{°}}.
В 50—80х гг. создано большое число С. различных типов с турбовинтовыми 
двигателями и турбореактивными двигателями, различающихся скоростью и профилем 
полёта, манёвренностью и другими свойствами. Соответственно этому на них нашли 
применение крылья, разнообразные по форме в плане, удлинению, относительной 
толщине, конструктивно-силовой схеме и т. д. Наряду со стреловидным широкое