называемых центров конденсации в объёме газа (если таких центров достаточно, то 
конденсация начинается непосредственно от кривой фазового перехода и С. к. не 
образуется). В аэродинамических трубах это явление было зафиксировано при 
конденсации водяного пара в трансзвуковом потоке воздуха (Л. Прандтль, 1935) в 
виде возмущений, которые напоминали косые скачки уплотнения и по аналогии с 
ними получили своё название. Современные аэродинамические трубы оборудуются 
специальными установками для осушения воздуха. В аэродинамических трубах с 
гиперзвуковыми потоками возможна конденсация основных компонентов воздуха, в 
связи с чем в них устанавливают подогреватели рабочего газа. Газодинамическое 
проявление С. к. зависит от скорости расширения потока и теплофизических 
параметров среды. Например, при возникновении С. к. в области небольших 
сверхзвуковых скоростей локальный теплоподвод может перевести сверхзвуковой 
поток в дозвуковой с образованием нестационарной ударной волны и реализацией 
автоколебательного состояния течения. В гиперзвуковом потоке однокомпонентного 
газа С. к. проявляется в изменении градиентов давления, плотности н скорости, 
причём наблюдается значительное запаздывание конденсации. Последнее явление 
может использоваться для расширения рабочих диапазонов аэродинамических труб.
Лит.: Дейч М. Е., Филиппов Г. А., Газодинамика двухфазных сред, 2 изд., М., 
1981.
скачок уплотнения. В отечественной литре С. у. обычно называют ударную волну, 
неподвижную в выбранной для рассматриваемой задачи системе координат.
скольжение летательного аппарата — движение летательного аппарата, при котором 
вектор его скорости не лежит в плоскости симметрии летательного аппарата; 
характеризуется углом скольжения {{?}} — углом между направлением скорости и 
плоскостью OXY связанной системы координат летательного аппарата. Угол {{?}} 
считается положительным, если проекция скорости на поперечную ось положительна. 
С. возникает при полётах с боковым ветром, при отказе двигателей, в разворотах 
и т. д. С. может быть преднамеренным и непреднамеренным. Например, С. 
используют для выдерживания прямолинейного полёта по глиссаде при заходе на 
посадку при боковом ветре, при прицеливании по воздушной или наземной цели. 
В некоторых случаях С. недопустимо, например, при координированном развороте. 
Непреднамеренное С. обычно возникает при ошибках в пилотировании.
Управление С. осуществляется органами управления рысканием, обычно рулём 
направления. Для облегчения балансировки летательного аппарата в полёте со С., 
как правило, создают крен. Измерение угла С. осуществляется так называемым 
флюгер-датчиком. См. также Боковое движение.
скольжения принцип в аэродинамике — разложение потока, обтекающего 
цилиндрическое тело бесконечного размаха, на два течения, одно из которых 
происходит вдоль оси тела (скользящее течение), другое — в нормальной плоскости 
(поперечное течение, см. рис.). Применение С. п. позволяет понизить на единицу 
размерность решаемой задачи.
При движении идеальной жидкости или газа скользящее течение имеет постоянную 
скорость скольжения VT  =  V{{?}}sin{{?}}, а изменение поля скоростей b других 
газодинамических переменных обусловлено поперечным течением, скорость которого 
Vn  =  V{{?}}cos{{?}}; {{?}} — угол скольжения. Оба эти течения не 
взаимодействуют между собой (скользящее течение представляет собой однородный 
поток, а расчёту подлежит только поперечное течение), поэтому С. п. часто 
называют также принципом независимости. В аэродинамике С. п. широко 
используется при решении разнообразных задач. Простейшим примером служит 
плоская косая ударная волна, когда С. п. позволяет свести задачу к исследованию 
прямой ударной волны. С помощью С. п. результаты расчётов профилей и других 
плоских тел используются для анализа обтекания скользящих цилиндрических тел 
бесконечного размаха.
При движении вязкой несжимаемой жидкости поперечное течение также не зависит от 
продольного, и, следовательно, в этом смысле справедлив принцип независимости, 
который впервые был установлен В. В. Струминским. При движении сжимаемого газа 
этот принцип нарушается, но и в этом случае С. п. позволяет упростить решение 
пространственной задачи (вырожденное течение, d/dz  =  0).
В авиации С. п. используется при создании скоростных самолётов путём применения 
стреловидных крыльев для улучшения их аэродинамических характеристик (повышение 
критического Маха числа и т. п.). При этом эффект скольжения ослабляется из-за 
конечности размаха крыла, что обусловливает различные интерференционные явления 
(концевой эффект, срединный эффект и т. п.). В авиационно-космической технике 
использование С. п. позволяет снизить максимальные тепловые потоки q{{?}} на 
передних кромках крыльев: q{{?}}  =  q{{??}}/q{{??}}  =  0  =  (cos {{?}})5/4.
В. А. Башкин.
Схема обтекания бесконечного скользящего цилиндрического тела: 1 — линии тока; 
z — координата, параллельная образующей тела; V{{?}} — скорость невозмущённого 
потока.
скольжения условия граничные — граничные условия на поверхности тела, в которых 
касательная к обтекаемой поверхности составляющая вектора скорости газа не 
равна касательной составляющей скорости элемента поверхности. С. у. применяются 
при исследовании течений слабо разреженного газа на основе Навье — Стокса 
уравнений, когда граничные условия прилипания (скорость прилегающего газа 
относительно поверхности равна нулю) неприменимы; вместо них используются С. у. 
В системе координат, связанной с элементом изотропной поверхности, С. у. имеют 
вид (при xn  =  0):
{{формула}}
Здесь x{{?}}, xn, u{{?}}, un — проекции радиус-вектора x (в декартовой системе 
координат) и вектора скорости u на плоскость, касательную к данному элементу