оценки тенденции к С., что особенно важно на ранней стадии создания 
летательного аппарата, может быть использован ряд приближенных критериев, 
основанных на минимальной информации об аэродинамических характеристиках. 
Такими критериями, показавшими хорошее соответствие с результатами лётных 
испытаний, являются неравенства: m{{?}}xx ({{?}})  <  0 (сохраняется 
демпфирование крена), {{??}}({{?}})  <  0 (обеспечивается боковая динамическая 
устойчивость), m{{?}}y({{?}})m{{?}}x({{?}}) — m{{?}}x({{?}})m{{?}}y({{?}})  >  
0 [условие сохранения «прямой» реакции летательного аппарата по крену на 
отклонение органов поперечного управления, нарушение которого воспринимается 
лётчиком как С. (m{{?}}x, m{{?}}y — частные производные аэродинамических 
коэффициентов моментов крена и рыскания по углу отклонения {{?}} органов 
поперечного управления)]. Значение угла атаки, при котором перестаёт 
выполняться хотя бы одно из неравенств, и является приближенным значением 
{{?}}св.
Со С. и штопором связана наибольшая доля лётных происшествий. Методы вывода из 
С. довольно сложны и в определенной степени индивидуальны для каждого типа 
самолётов. Особая острота проблемы заключается в частичной или полной потере 
лётчиком пространственной ориентации при попадании в С. и необходимости 
преодоления им некоторых привычных приёмов и рефлексов при выводе самолёта из С.
 Мерами предупреждения приближения к С. могут служить как естественные (рост 
интенсивности бафтинга, появление боковых колебаний, увод носа самолёта в 
сторону и т. д.), так и искусственные [тактильная (механические воздействием на 
кожу лётчика), звуковая, световая сигнализация] признаки. Для улучшения 
поведения летательного аппарата при С. и затягивания его начала на большие 
{{?}} могут использоваться системы улучшения устойчивости и управляемости. Для 
предотвращения выхода самолёта на опасный режим применяются различного рода 
системы ограничения угла атаки, а также автоматические системы вывода из 
начальной стадии С. Известны также способы вывода из С. с помощью парашюта. 
Много внимания уделяется созданию «несваливающегося» самолёта.
Ю. Б. Дубов.
Зависимости скоростей крена {{?}}x и рыскания {{?}}y и угла атаки {{?}} от 
времени t при колебательном (а) и апериодическом (б) сваливании.
сверхзвуковая скорость — 1) скорость V газа, превышающая местную скорость звука 
a: V  >  a (M  >  1, M — Маха число). 2) С. с. полёта — скорость летательного 
аппарата, превышающая скорость звука в невозмущенном потоке (часто за полёт со 
С. с. понимают полёт со скоростью, соответствующей значениям 1  <  M{{?}}  <  
5). Полёт со С. с. сопровождается ударными волнами (см. Звуковой барьер, 
Звуковой удар, Сверхзвуковое течение).
сверхзвуковое течение — течение газа, скорость которого в каждой точке 
рассматриваемой области превышает скорость звука в этой точке, то есть местное 
Маха число больше единицы (М  >  1). На практике С. т. имеет место при движении 
скоростных самолётов, артиллерийских снарядов, ракет, космических аппаратов, 
при работе реактивных двигателей, турбин, аэродинамических труб. В общем случае 
С. т. может быть нестационарным, а газ вязким и теплопроводным. Однако 
специфические свойства С. т. обычно рассматриваются на примере стационарного 
движения идеального газа. Малые возмущения физических величин распространяются 
по частицам газа со скоростью звука, поэтому в С. т. не передаются вперёд, а 
сносятся вниз по потоку, не выходя из области, находящейся внутри Маха конуса 
или (в условиях неоднородного потока) внутри более сложной характеристической 
поверхности (коноида).
При адиабатическом движении газа в сверхзвуковой трубке тока его поведение 
прямо противоположно случаю дозвукового потока. В С. т. при расширении трубки 
тока скорость газа увеличивается, а при сужении — уменьшается. Это вызвано тем, 
что при М  >  1 рост (или падение) скорости вдоль трубки тока происходит менее 
интенсивно, чем соответствующее падение (или рост) плотности газа. Такой эффект 
используется для получения С. т. в Лаваля сопле. Другое специфическое свойство 
С. т. — возможность образования в нём ударных волн, или скачков уплотнения, 
представляющих собой тонкие слои (приближённо принимаемые за поверхности 
разрыва), при переходе через которые параметры потока изменяются скачкообразно. 
Ударные волны, в которых происходят необратимые термодинамические процессы с 
возрастанием энтропии, являются источником волнового сопротивления. В С. т. 
могут также возникать слабые разрывы гидродинамические, при переходе через 
которые испытывают скачок не сами газодинамические функции, а лишь их 
производные. При больших сверхзвуковых скоростях (гиперзвуковое течение) и 
температурах в газе протекают различные равновесные или неравновесные 
физико-химические превращения (возбуждение внутренних степеней свободы молекул, 
диссоциация, ионизация, излучение). Эти реального газа эффекты могут 
существенно влиять на параметры С. т.
Основной проблемой при рассмотрении С. т. в аэродинамике ов является 
определение сил, моментов и тепловых потоков, действующих на летательный 
аппарат и отдельные его элементы (см. Аэродинамические силы и моменты, 
Аэродинамическое нагревание). К задаче внешнего обтекания примыкают задачи о 
внутреннем С. т. в диффузорах и соплах, об истечении сверхзвуковой струи, о 
взаимодействии ударных волн между собой и с препятствиями. Эти проблемы 
исследуются как экспериментальными, так и теоретическими методами.
С. т. невязкого нетеплопроводного газа описывается квазилинейной 
гиперболической системой газодинамических уравнений в частных производных. 
Точные аналитические решения этой системы получены лишь в простейших случаях 
(сверхзвук, обтекание клина, Прандтля — Майера течение, сверхзвуковой источник).
 Комбинируя такие решения или используя теорию характеристик и скачков