потенциальной энергии давления в кинетическую. Как конструктивный элемент С. 
используется в различных технических устройствах: турбинах (см. Сопловой 
аппарат турбины), реактивных двигателях (см. Реактивное сопло), 
аэродинамических трубах, эжекторах, форсунках топливных и т. д. Для получения 
сверхзвуковой скорости в газовом С. площадь его сечения по длине должна сначала 
уменьшаться, а затем возрастать (см. Лаваля сопло).
сопловой аппарат турбины — лопаточный венец, ограниченный поверхностями, 
образованными полками по торцам лопаток, неподвижно закреплённый в корпусе 
турбины (см. рис.). В С. а. т. происходит расширение газа, при котором 
потенциальная энергия сжатого горячего газа преобразуется в кинетическую, 
поэтому его давление и температура уменьшаются, а скорость потока увеличивается.
 Кроме того, газовый поток закручивается по направлению вращения рабочего 
колеса. Межлопаточные каналы соплового аппарата турбины имеют уменьшающуюся по 
потоку газа площадь проходного сечения, на выходе из каналов поток, как правило,
 достигает около- или сверхзвуковой скорости. Газодинамическая эффективность 
работы С. а. т. оценивается коэффициентом скорости (отношение действительной 
скорости истечения газа из С. а. т. к адиабатической скорости), равным 0,96—0,
98. В современных высокотемпературных газовых турбинах лопатки и торцовые 
поверхности С. а. т. охлаждаются изнутри воздухом, причём наиболее интенсивно — 
сопловой аппарат первой ступени. Утечки охлаждающего воздуха по стыкам торцовых 
полок сопловых лопаток ухудшают тепловое состояние лопаток и снижают 
газодинамический эффективность С. а. т. Уплотнения на его внутренних торцевых 
поверхностях препятствуют перетеканию газа под лопаточными венцами.
Во многих конструкциях С. а. т. через полые сопловые лопатки проходят силовые 
стойки опоры турбины и коммуникации масляной системы. Лопатки С. а. т. 
изготовляются из жаропрочных жаростойких сплавов методом литья по выплавляемым 
моделям.
Лит.: Абианц В. X., Теория авиационных газовых турбин, 3 изд., М., 1979.
Б. А. Пономарёв.
Конструктивная схема соплового аппарата турбины: 1 — наружный корпус турбины; 
2 — силовая шпилька; 3 — сопловая лопатка; 4 — торцовые полки; 5 — внутренний 
корпус турбины; 6 — жаровая труба камеры сгорания.
сопротивление аэродинамическое — проекция главного вектора аэродинамических сил 
(см. Аэродинамические силы и моменты), приложенных к обтекаемой поверхности 
тела, на направление его движения. Термин «сопротивление» первоначально (вплоть 
до начала XX в.) употреблялся для обозначения главного вектора аэродинамических 
сил, а его проекция на направление потока называется лобовым сопротивлением. 
Проблема С. а. — одна из главных проблем аэродинамики.
При движении тела с его стороны на среду (жидкость, газ) действует сила, 
которая, согласно закону Ньютона, равна по значению и противоположна по 
направлению С. а.; эта сила, в отличие от подъёмной силы, совершает работу и 
сообщает жидкости (газу) определенную энергию, которая рассеивается в вязкой 
среде. С. а., в конечном счёте, обусловлено действием сил трения и процессами 
диссипации механической (кинетической) энергии движения среды, то есть 
необратимыми процессами перехода механической энергии в тепловую.
С. а. X состоит из сопротивления давления XD, представляющего собой интеграл по 
обтекаемой поверхности проекции нормальных напряжений на направление движения и 
сопротивления трения Х{{?}} представляющего собой интеграл по обтекаемой 
поверхности проекции касательных напряжений на то же направление. Сопротивление 
трения (СТ) зависит от характера движения среды в поверхностном слое 
(ламинарное, переходное или турбулентное течение) и Рейнольдса числа Re, 
уменьшаясь по мере роста значения Re.
С. а. и его составляющие можно непосредственно определить экспериментальным 
путём: значение X определяется, например, по результатам весовых измерений при 
испытаниях в аэродинамических трубах, значение XD вычисляется по распределению 
давления, измеренного с помощью дренажных отверстий на обтекаемой поверхности, 
а значение X{{?}}  =  Х - XD. Обе составляющие С. а. связаны друг с другом и 
зависят от многих факторов, характеризующих режим движения тела и его 
конфигурацию. Тем не менее в аэродинамике выделяются различные компоненты 
сопротивления давления (СД), поскольку в авиации, как правило, приходится иметь 
дело с движением летательного аппарата при больших числах Рейнольдса, когда 
действие сил трения проявляется существенным образом только в тонком 
пограничном слое, примыкающем к поверхности тела, а основной внешний поток 
можно считать невязким.
Согласно Д'Аламбера — Эйлера парадоксу С. а. любого тела в однородном 
стационарном потоке идеальной (невязкой) несжимаемой жидкости равно нулю. 
Вопреки этому в реально наблюдаемых течениях даже очень маловязких жидкостей С.
 а. может быть достаточно велико, например, С. а. сферы, отнесённое к 
скоростному напору и площади большого круга, есть величина порядка единицы. 
Отметим, что при нестационарном движении тело обладает С. а., которое возникает 
за счёт ускорения некоторой части окружающей тело среды (см. Присоединённая 
масса); этот компонент СД имеет место и при движении в идеальной среде. Поэтому 
ниже всюду речь будет идти только о стационарном движении тела.
Разрешение парадокса Д'Аламбера — Эйлера было дано в 1904 Л. Прандтлем, 
установившим, что сколь угодно малая вязкость среды при определенных условиях 
может приводить к полной перестройке течения по сравнению с теоретической 
картиной, соответствующей безотрывному движению идеальной жидкости. Причиной 
такой перестройки, состоящей в переходе от безотрывной формы обтекания к 
отрывной, является действие сил внутреннего трения в пограничном слое.
Рассмотрим крыло бесконечного размаха (профиль) в потоке несжимаемой вязкой