уплотнения, можно аналитически рассчитать и другие виды С. т., например, 
течение около заострённого профиля и Буземана биплана, плоскую струю. При 
осесимметричном сверхзвуковом обтекании конуса (см. Осесимметричное течение) 
система уравнений сводится к двум обыкновенным дифференциальным уравнениям 
первого порядка, которые легко интегрируются численно. Для тонких тел, когда 
возмущения сверхзвукового потока малы, можно линеаризовать газодинамические 
уравнения и развить линеаризованную теорию С. т., дающую довольно простые, но 
ограниченные по применимости решения. При гиперзвуковых и трансзвуковых 
скоростях такая линеаризация недопустима, но и здесь возможно использование 
методов возмущений теории и применение методов построения сращиваемых 
асимптотических разложений по малым параметрам (см., например, Трансзвуковое 
течение). Пример аналитически рассчитываемого плоскопараллельного С. т. около 
ромбовидного профиля в равномерном невозмущенном потоке при отличном от нуля 
угле атаки дан на рис. 1. От передней и задней точек тела исходят косые скачки 
уплотнения АЕ и CF. При обтекании выпуклого угла в каждой точке А, В, С, D 
излома профиля возникает волна разрежения (течение Прандтля — Майера) и 
происходит разворот линий тока в области, ограниченной линиями Маха (штриховые 
линии). Остальные участки линий тока прямолинейны. От задней точки C идёт 
тангенциальный разрыв CG, по обе стороны которого скорости различны, а давление 
одинаково.
Картина сверхзвукового обтекания под углом атаки затупленного тела вращения 
значительно сложнее, особенно при наличии у тела изломов образующей. Случай, 
когда течение имеет плоскость симметрии, показан на рис. 2. За отошедшей 
головной ударной волной (жирная линия) перед затуплением имеет место смешанное 
течение с дозвуковой областью (M  <  1), которая отсутствует у заостренного 
тела с углом раствора острия, не превышающим предельного значения для данного 
числа Маха. Далее за ограничивающей дозвуковую область звуковой поверхностью (M 
 =  1 — пунктир на рис.) находится область трехмерного вихревого С. т. Здесь, 
между телом и ударной волной происходит многократное отражение волн разрежения 
(штриховые линии) и волн сжатия (сплошные линии), причем внутри поля течения 
возможно образование вторичных ударных волн. На область С. т. влияет поток на 
предшествующей носовой части тела, который, напротив не зависит от этого С. т. 
Несравненно сложнее картина С. т. около конфигураций моделирующих целый 
летательный аппарат. Здесь в поле течения могут иметь место несколько локальных 
дозвуковых зон.
Расчеты С. т. в общем случае (в частности с учетом высокотемпературных явлений 
в газе) проводятся численными методами на ЭВМ. Для этой цели применяются 
различные схемы конечноразностного метода сеток, характеристик метод, метод 
интегральных соотношений. Вычислительные алгоритмы позволяют эффективно с 
высокой, нужной для практики точностью рассчитывать С. т. и детально 
исследовать его структуру. С помощью аналитических и численных методов решаются 
также различные задачи оптимизации аэродинамической формы тела при С. т., 
например определение профиля крыла наименьшего сопротивления или формы 
сверхзвукового сопла с максимальной тягой при заданных ограничениях на их 
размеры и массу. Для ряда тел, моделирующих элементы летательного аппарата 
(острые конусы, затупленные клинья и конусы, тела вращения, треугольные крылья, 
сопла Лаваля), при различных параметрах невозмущенного потока рассчитаны 
таблицы основных газодинамических функций в поле С. т. Проводятся также 
численные расчёты сверхзвукового обтекания конфигурации летательного аппарата в 
целом.
Лит.: Курант Р., Фридрихс К., Сверхзвуковое течение и ударные волны, пер. с 
англ., М., 1950; Кочин Е. Е., Кибель И. А., Розе Н. В., Теоретическая 
гидромеханика, 4 изд., ч. 2, М., 1963; Ферри А., Аэродинамика сверхзвуковых 
течений, пер. с англ., М., 1963; Овсянников Л. В., Лекции по основам газовой 
динамики, М., 1981; Черный Г. Г., Газовая динамика, М., 1988.
Я. И. Чушкин.
Рис. 1.
Рис. 2.
сверхзвуковой пассажирский самолёт (СПС) — предназначается для перевозки 
пассажиров, багажа и грузов с сверхзвуковой крейсерской скоростью полёта (Маха 
число полёта M{{?}}  >  1). Первыми (и единственными на конец 1980х гг.) СПС 
были советский Ту-144 (первый полёт в 1968, см. рис. в таблице XXIX) и 
англо-французский «Конкорд» (1969, см. рис. в таблице XXXV).
Широкий диапазон скоростей полёта (250—2500 км/ч), охватывающий как дозвуковую, 
так и сверхзвуковую области, потребовал обеспечения высокого уровня 
аэродинамического качества на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях и 
специальных мер по обеспечению устойчивости и управляемости самолёта (при 
минимальных потерях на балансировку). Из этих соображений в построенных 
самолётах используется аэродинамическая схема «бесхвостка» с крылом малого 
удлинения и переменной стреловидности. Подобная форма крыла в плане позволяет 
получить минимальный объём балансировочного топлива, перекачиваемого для 
обеспечения приемлемых запасов аэродинамической устойчивости при переходе на 
сверхзвуковых режим полёта. Это объясняется тем, что на дозвуковых режимах 
полёта несущие свойства и положение фокуса (см. Фокус аэродинамический) 
определяются базовым крылом малой стреловидности, а на сверхзвуковых режимах 
полёта значительно увеличиваются несущие свойства передней части (наплыва) 
крыла большей стреловидности. При этом перемещающийся назад фокус базового 
крыла на сверхзвуковых режимах как бы возвращается назад благодаря несущим 
свойствам передней части крыла.
Для повышения аэродинамического качества и снижения аэродинамического