либо выходом на большие углы атаки.
Лит.: Бэтчелор Дж., Введение в динамику жидкости, пер. с англ., М., 1973; 
Петров К. П., Аэродинамика ракет, М., 1977; Микеладзе В. Г., Титов В. М., 
Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет. М.,
 1982; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.
В. А. Башкин, В. В. Сычёв.
Рис. 1. Зависимость коэффициента сx аэродинамического сопротивления и вкладов в 
него сопротивлений трения 1 и давления (формы) 2 для симметричного профиля 
Жуковского от его относительной толщины — {{c}} (в процентах САХ) при нулевом 
угле атаки.
Рис. 2. Сравнительные размеры профиля 1 и цилиндра 2 при одинаковом значении 
профильного сопротивления (Re  =  4?105).
Рис. 3. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления cx поперечно 
обтекаемого цилиндра от числа Рейнольдса: 1 — точка отрыва ламинарного 
пограничного слоя; 2 — точка отрыва турбулентного пограничного слоя; V{{?}} — 
скорость набегающего потока.
Рис. 4. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления cx от числа 
M{{?}} для профиля с относительной толщиной 9% при нулевом угле атаки и вкладов 
в него волнового сопротивления 1, сопротивления формы 2 и сопротивления трения 
3. Жирная линия над профилем — замыкающий скачок уплотнения; на штриховой линии 
М  =  1.
сопротивление трения — проекция касательных напряжений, приложенных к 
обтекаемой поверхности тела, на направление его движения. С. т. есть составная 
часть сопротивления аэродинамического (СА) и обусловлено проявлением действия 
сил внутреннего трения (вязкости); при движении тела в идеальной среде (см.
 Идеальная жидкость) оно отсутствует. С. т. и его доля в СА зависят от 
параметров движения, формы тела, характера обтекания, режима течения среды 
(ламинарное, переходное или турбулентное) и т. п. Так, например, при 
безотрывном обтекании потоком несжимаемой жидкости тонкого профиля крыла с 
затупленной передней и острой задней кромками под малым углом атаки С. т. 
вносит основной вклад в СА, поскольку в потоке идеальной жидкости его 
сопротивление равно нулю (Д'Аламбера — Эйлера парадокс). В вязкой среде наряду 
с С. т. из-за вытесняющего действия вязкости появляется также сопротивление 
давления (СД), которое при больших Рейнольдса числах пропорционально толщине 
вытеснения пограничного слоя. Аналогичная картина имеет место в дозвуковом 
потоке сжимаемой среды. Для крыла конечного размаха доля С. т. несколько 
уменьшается из-за наличия индуктивного сопротивления. При транс- и 
сверхзвуковых скоростях движения при обтекании такого профиля образуются 
ударные волны, которых происходит диссипация энергии, обусловливающая 
значительное волновое сопротивление (ВС), являющееся частью СД; вследствие 
этого с увеличением Маха числа набегающего потока вклад С. т. в СА профиля 
быстро уменьшается, при сверхзвуковых скоростях им можно пренебречь по 
сравнению с СД. Но если при сверхзвуковых скоростях у профиля сделать переднюю 
кромку острой, то его ВС резко уменьшится и С. т. будет сравнимо с СД. Для 
плохо обтекаемых тел, например, для сферы, при всех скоростях движения СД 
намного превышает С. т., при этом характер течения среды в пристеночном слое 
оказывает заметное влияние на СД из за разного положения точки отрыва потока 
(см. Кризис сопротивления). В силу сказанного для дозвуковых самолётов С. т. 
играет существенную роль. Поскольку движение самолётов происходит при больших 
числах Рейнольдса, и на большей части обтекаемой поверхности в пограничном слое 
реализуется турбулентный режим течения, то для уменьшения С. т. применяют 
различные методы направленные на увеличение области течения с ламинарным 
режимом (см. Ламинарный профиль, Ламинаризация пограничного слоя).
Для сверхзвуковых самолётов, и в особенности для летательных аппаратов, 
спускаемых с орбиты, С. т. относительно мало по сравнению с СД, поэтому здесь 
основное внимание уделяется снижению ВС. Хотя С. т. и мало, но с ним связано 
проявление вязкости среды и, следовательно, аэродинамическое нагревание 
летательного аппарата (подводимая к обтекаемой поверхности летательного 
аппарата тепловая энергия пропорциональна С. т.).
При больших числах Рейнольдса С. т. обычно рассчитывается в рамках теории 
пограничного слоя. При очень больших сверхзвуковых скоростях движения 
становится существенным учёт взаимодействия пограничного слоя с внешним 
невязким потоком; иногда расчёт С. т., а также и аэродинамического нагревания 
проводится на основе полных Навье — Стокса уравнений или уравнений Навье—Стокса,
 в которых отброшены некоторые члены для облегчения численного анализа задачи. 
Для определения С. т. применяются также экспериментальные методы исследования.
В аэродинамических расчётах широко используется безразмерный суммарный 
коэффициент С. т. cf, равный отношению суммарной силы С. т. X{{?}}, к 
характерному скоростному напору q и характерной площади S: cf  =  X{{?}}/qS.
В. А. Башкин.
сопротивление усталости авиационных конструкций — способность конструкции 
летательного аппарата сопротивляться повреждающему действию переменных 
повторяющихся нагрузок (напряжений). С. у. характеризуется циклической 
долговечностью (числами циклов нагружения, полётов, часов налёта и т. п.), 
соответствующей определенной комбинации переменных нагрузок, или уровнем 
нагруженности, соответствующем определенной цикличной долговечности. См.
 Усталость авиационных конструкций.
сотовая конструкция — многослойная конструкция, состоящая из двух обшивок — 
несущих слоев, соединённых сотовым заполнителем и окантованных по периметру 
элементами каркаса (рис. 1). Название «сотовый» заполнитель получил за наиболее