сопротивления, в том числе потерь на балансировку, на крейсерском сверхзвуковым 
режиме полёта используются: крутка крыла; деформация срединной поверхности 
(изгиб продольной оси) профиля; положительная интерференция аэродинамическая 
благодаря взаимовлиянию обтекателей, зализов, каналов воздухозаборника на 
нижней поверхности крыла. Для улучшения взлётно-посадочных характеристик на 
Ту-144 разработано и внедрено убирающееся в полёте переднее крыло (малых 
размеров).
Входная часть воздухозаборника СПС выполняется в виде многоскачкового диффузора 
с регулируемым (по площади) «горлом» заборника. На первых СПС в качестве 
двигателей использованы турбореактивные двигатели и турбореактивные двигатели с 
форсажной камерой; на СПС нового поколения могут найти применение двигатели 
изменяемого рабочего процесса.
Для обеспечения взрыво- и пожаробезопасности свободные объёмы топливных баков 
обычно заполняются нейтральным газом. Большой выигрыш при этом даёт 
разработанная в СССР и использованная на самолёте Ту-144 система азотирования 
топлива перед заправкой. Процесс азотирования заключается в замещении 
растворённого в топливе воздуха азотом или другим нейтральным газом. В процессе 
полёта на высоте при нагреве топлива и малом давлении азот выделяется из 
топлива и создаёт нейтральную среду в надтопливном пространстве.
Характерными особенностями работы системы кондиционирования воздуха на СПС 
являются: охлаждение технических отсеков и пассажирского салона от больших 
притоков теплоты (вместо обогрева пассажирского салона, необходимого на 
дозвуковых самолётах); значительно более высокая температура отбираемого от 
двигателя воздуха для кондиционирования; высокая температура набегающего потока 
воздуха, что не позволяет использовать его как охлаждающую среду; необходимость 
иметь на борту достаточно низкотемпературный хладагент (например, охлаждённое 
топливо). Для уменьшения притока теплоты в салон используются специальные меры: 
эффективная теплоизоляция с воздушным промежутком; тепловые «сопротивления» для 
элементов, соединяющихся с внешней конструкцией; продув зазора между 
теплоизоляцией отработанным в кабине воздухом (динамическая изоляция). 
Циклические температурные напряжения, действующие на конструкцию, вызывают 
необходимость использовать в основных конструктивных элементах крупногабаритные 
монолитные панели и элементы, обеспечивающие тепловую компенсацию при различном 
нагревании её элементов.
Значительные энергетические затраты для обеспечения сверхзвукового полёта 
требуют большего расхода топлива по сравнению с дозвуковыми самолётами. Поэтому 
топливная экономичность сверхзвуковых самолётов значительно ниже, чем 
дозвуковых.
Г. А. Черёмухин.
сверхзвуковой самолет — самолёт, условия эксплуатации которого предусматривают 
полёт со скоростями, превышающими скорость звука. Введение понятия «С. с.» в 
1950е гг. вызвано существенным отличием геометрических форм, обеспечивающих 
оптимальные аэродинамические характеристики при до- и сверхзвуковых скоростях 
полёта. Так, например, на дозвуковых самолётах носовые части профиля крыла и 
оперения, носовые части фюзеляжа и входы воздухозаборников двигателей делают 
затупленными для более полной реализации подсасывающей силы, тогда как на С. с. 
их делают заострёнными для уменьшения волнового сопротивления.
С. с. применяются в основном в военной авиации (истребители, бомбардировщики, 
разведчики и др.); в конце 60х гг. созданы первые С. с. гражданского 
назначения (см. Сверхзвуковой пассажирский самолёт). С. с. оснащаются 
реактивными двигателями (преимущественно воздушно-реактивными двигателями) и 
отличаются малым удлинением крыла ({{?}}3—3,5) и небольшой относительной 
толщиной профиля крыла ( < 6%). Большинство С. с. имеют стреловидные или 
треугольные (по форме в плане) крылья, а некоторые С. с. по своей схеме 
являются самолётами с крылом изменяемой в полёте стреловидности.
Для С. с., длительно летающих на сверхзвуковых скоростях, аэродинамическое 
нагревание вызывает необходимость применения систем охлаждения кабины экипажа, 
пассажирских салонов и отсеков с оборудованием.
сверхкритический профиль, суперкритический профиль, — дозвуковой профиль крыла, 
позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины 
профиля существенно повысить критическое Маха число М*. На самолётах с малыми 
дозвуковыми скоростями полёта использовались профили с большими местными 
возмущениями на верхней поверхности крыла и соответственно с небольшими 
значениями М*. С увеличением скоростей полёта первым этапом увеличения М* 
явилось уменьшение возмущений потока путём ослабления неравномерности 
распределения этих возмущений вдоль хорды за счёт смещения положения 
максимальной толщины и кривизны профиля к середине хорды, а также некоторого 
уменьшения максимальной вогнутости. Применение таких профилей, называемых 
иногда классическими скоростными профилями, увеличило крейсерскую скорость на 
50—100 км/ч. Разработанные в Центральном аэрогидродинамическом институте 
профили этого типа использовались на большинстве советских самолётов, 
выпускавшихся после Великой Отечественной войны. Основой создания первого 
поколения С. п. явилось дальнейшее уменьшение искривлённости верхней 
поверхности профиля. Однако уменьшение её искривлённости приводит к уменьшению 
создаваемой этой поветью доли подъёмной силы, и для компенсации такого 
уменьшения производится «подрезка» хвостового участка нижней поверхности (см.
 рис.), которая является характерной особенностью С. п.
Появление второго поколения С. п. связано с возможностью ослабления 
интенсивности скачков уплотнения (ударных волн) за счёт изоэнтропического 
сжатия потока перед ними. Особенностью этих С. п. является уплощенная верхняя