Тормозной щиток — отклоняемая поверхность на самолёте, используемая для 
увеличения сопротивления аэродинамического. Т. щ. располагается в основном на 
фюзеляже.
В некоторых случаях в качестве Т. щ. используют створки шасси и др. элементы. 
Функции Т. щ. часто выполняют интерцепторы. Основное требование к Т. щ. — 
высокая эффективность торможения при минимальном изменении подъёмной силы и 
продольного момента.
Торпеда авиационная — см. в ст. Противолодочное оружие.
ТР — марка первых советских турбореактивных (отсюда название) двигателей, 
созданных под руководством А. М. Люльки (см. ст. АЛ).
Траверз (от лат. transversus — поперечный) — направление, перпендикулярное 
курсу ЛА. «Быть на Т.» какого-либо объекта означает, что наблюдатель с ЛА видит 
данный объект в направлении, составляющем прямой угол с курсом ЛА, то есть в 
момент прохождения Т. какого-либо ориентира (населённого пункта, реки, горы и т.
 д.) ЛА находится от него на наименьшем расстоянии. Во время полёта при хорошей 
видимости этим часто пользуется штурман ЛА для поверочного определения курса и 
правильности выполнения расписания полета.
Трансзвуковая скорость — то же, что околозвуковая скорость.
Трансзвуковое течение — течение газа, в котором скорость потока может 
переходить через местную скорость звука, оставаясь в одной части пространства 
меньше, а в другой превосходя её. Принято считать, что в Т. т. разность между 
скоростью частиц и скоростью звука невелика, так что в каждой точке Маха число 
М близко к единице |М—1|<<1.
Изменение площади поперечного сечения элементарной трубки тока влечёт за собой 
прямо противоположные изменения скорости в зависимости от того, меньше или 
больше единицы число Маха. Сужение (расширение) трубки тока вызывает увеличение 
(падение) скорости потока в ней при М<1 и уменьшение (рост) скорости вследствие 
быстрого увеличения (падения) плотности газа при М>1. Это свойство положено в 
основу конструкции Лаваля сопла, типичного устройства, в котором реализуется Т.
 т. с переходом через скорость звука в окрестности минимального (критического) 
сечения. При увеличении скорости набегающего дозвукового потока и приближении 
её к звуковой происходит резкое возрастание сопротивления аэродинамического 
обтекаемого тела. Это явление связано с образованием у его поверхности местных 
сверхзвуковых зон, оканчивающихся сзади скачками уплотнения. Рост сопротивления 
обусловлен необратимым сжатием газа при переходе через скачки уплотнения, 
изображённые на рис. жирными линиями. Эффективный метод уменьшения 
сопротивления ЛА в трансзвуковом диапазоне скоростей полёта состоит прежде 
всего в применении стреловидных крыльев (см. Крыла теория, Стреловидного крыла 
теория), поскольку силовые нагрузки зависят в главном от нормальной к передней 
кромке составляющей вектора скорости, а не от его модуля. Ещё один приём, 
ведущий к снижению сопротивления тела, основан на изоэнтропическом сжатии газа 
в местных сверхзвуковых зонах. Для этой цели разработаны специальные профили с 
пикообразным распределением давления вдоль его носовой части. Приходящие на 
звуковую линию (синие штриховые линии на рис.; на этой линии М = 1) интенсивные 
волны разрежения отражаются от неё в виде непрерывных волн сжатия. Хотя 
полностью избежать появления скачков уплотнения в системе изоэнтропических волн 
нельзя, практически удаётся значительно понизить интенсивность возникающих 
ударных фронтов. С 70х гг. получили распространение сверхкритические профили с 
местной сверхзвуковой зоной, простирающейся почти по всей их верхней 
поверхности. Поскольку местное число Маха в сверхзвуковой зоне не превышает 
значительно единицу, интенсивность скачков уплотнения мала. Вырез же в 
хвостовой части на нижней стороне сверхкритического профиля, где М<1, 
обеспечивает смещение назад действующей на профиль нагрузки.
Значительный вклад в общее сопротивление обтекаемого тела может вносить отрыв 
пограничного слоя из-под замыкающих местные сверхзвуковые зоны скачков 
уплотнения. На самолётах и др. телах пограничный слой, взаимодействующий со 
скачком уплотнения, является турбулентным. На испытываемых в аэродинамических 
трубах моделях в пограничном слое часто осуществляется ламинарное течение. Для 
его искусственной турбулизации применяют различные методы, например на носовые 
части профилей наносятся карборундовые зёрна (см. также Турбулизатор). Кроме 
того, предпринимаются попытки подавить отрыв пограничного слоя, вызываемый 
замыкающим скачком уплотнения, при помощи отсоса пограничного слоя.
Реализация Т. т. в аэродинамической трубе сопряжена с некоторыми трудностями, 
поскольку помещаемая в её рабочей части модель играет роль блокирующего 
устройства — образующиеся на модели значительные сверхзвуковые зоны 
взаимодействуют со стенками аэродинамической трубы и разрушают Т. т. Чтобы 
свести к минимуму интерференциальные эффекты со стенками, последние снабжаются 
перфорационными отверстиями (см. Перфорация стенок), приближающими условия в 
потоке к имеющим место в безграничном пространстве. По измерениям в 
аэродинамических трубах в конце 40х гг. был сформулирован закон стабилизации Т.
 т., гласящий, что изменения в распределениях параметров газа вдоль поверхности 
обтекаемого тела малы по сравнению с изменением числа Маха М{{?}} набегающего 
потока. Сложнее моделировать влияние вязкости на структуру Т. т., в связи с чем 
в 70е гг. наметилась тенденция к строительству всё более крупных 
аэродинамических труб трансзвукового диапазона скоростей с большими значениями 
Рейнольдса числа потока.
Математические трудности в исследовании Т. т. даже в модели идеальной жидкости 
обусловлены нелинейным характером исходных уравнений движения газа и их 
смешанным эллиптико-гиперболическим типом. Предположение о близости скорости 
частиц к местной скорости звука позволяет упростить Эйлера уравнения, но и в