кольца», небезопасен.
Л. Е. Васильев, А. С. Браверман.
Рис. 1. Угол атаки профиля: b — хорда профиля.
Рис. 2. Угол атаки самолёта: {{?}} — угол скольжения.
Угол заклинения несущего винта — острый угол в плоскости симметрии вертолёта 
между осью вала несущего винта (редуктора) и перпендикуляром к строительной 
горизонтали аппарата (см. рис.). Наклон оси вала несущего винта вперёд (У. з. 
положительный) позволяет обеспечить минимальное сопротивление планёра на 
крейсерских режимах полёта. У вертолётов продольной схемы значения У. з. разные 
у переднего и заднего винтов. На одновинтовом вертолёте ось вала несущего винта 
наклонена не только вперёд, но и вбок для устранения боковых перемещений 
вертолёта под воздействием тяги рулевого винта. Обычно продольный У. з. 
составляет 4—7{{°}} (зависит от схемы вертолёта), поперечный — 2—3{{°}}.
Угол заклинения несущего винта; 1 — ось вала несущего винта; 2 — нормаль к 
строительной горизонтали; 3 — строительная горизонталь; {{??закл}} — угол 
заклинения.
Угол стреловидности — угол xn между касательной к линии п процентов хорд в 
некоторой её точке и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде. У. с. 
считается положительным, если точка пересечения касательной с базовой 
плоскостью ЛА (см. Системы координат ЛА) лежит впереди точки, через которую 
проведена касательная. В общем случае значение xn меняется по размаху. 
В прикладной и теоретической аэродинамике широко пользуются значениями У. с. по 
линии 1/4 хорд x1/4 и по передней кромке x0 (n = 0), или xn.к.
Угол установки крыла — угол {{?}}0 между центральной хордой крыла и базовой 
осью самолёта (см. рис.). В зависимости от аэродинамической компоновки самолёта 
этот угол может быть как положительным, так и отрицательным. Обычно он 
находится в пределах от ?2{{°}} до +3{{°}}. Угол {{?}}0 считается положительным,
 когда передняя точка хорды крыла расположена выше задней относительно базовой 
оси самолёта. У. у. к. влияет на аэродинамические характеристики самолёта. 
Установка крыла на отрицательный угол приводит к возникновению кабрирующего 
момента из-за увеличения подъёмной силы фюзеляжа, что позволяет уменьшить 
расходы рулей на балансировку ЛА и увеличить аэродинамическое качество самолёта.
 Установка крыла на положительный угол позволяет увеличить подъемную силу крыла 
на взлёте и посадке, не увеличивая высоту шасси. Иногда У. у. к. делают 
переменным (например, палубный истребитель Воут F8 «Крусейдер»). У. у. к. 
оказывает влияние на эффективность горизонтального оперения и в меньшей степени 
на аэродинамические характеристики самолёта в боковом движении.
Угол установки крыла {{?}}0.
Угон воздушного судна — уголовное преступление, предусмотренное 
законодательством разных стран. В большинстве стран под У. в. с. понимается 
незаконное, с помощью силы или угрозы применения насилия, направление 
воздушного судна не в ту географическую точку, которая указана в плане полётов. 
Вместе с тем У. в. с. отграничивается от незаконного использования воздушного 
судна его экипажем в личных целях (незапланированные полёты, 
несанкционированные перевозки лиц и грузов в целях личной выгоды и т. п.). Как 
правило, в этих случаях применяется дисциплинарная ответственность, если 
отсутствуют основания для привлечения к уголовной ответственности. От У. в. с. 
отграничивается также незаконный захват воздушного судна, который может быть 
осуществлён только лицами, не имеющими права на управление конкретным воздушным 
судном.
Лит.: Международное воздушное право, кн. 1, М., 1980.
Ударная адиабата — то же, что Гюгоньо адиабата.
Ударная волна — распространяющаяся со сверхзвуковой скоростью в сжимаемой среде 
тонкая переходная область, в которой происходит резкое увеличение давления р, 
плотности {{?}}, энтропии, скорости среды и др. газодинамических переменных.
В механике сплошных сред эту переходную область обычно можно считать 
поверхностью гидродинамического разрыва, при переходе через которую 
скачкообразно изменяются р, {{?}} и т. д. Газодинамические переменные по обе 
стороны У. в. связаны уравнениями, выражающими сохранения законы:
{{?}}1({{?}}n1 ? U) = {{?}}2({{?}}n2 ? U), {{??}}1 = {{??}}2;
p1 + {{?}}1({{?}}n1 ? U)2 = p2 + {{?}}2({{?}}n2 ? U)2;
{{}},
где i — удельная энтальпия, U — скорость перемещения У. в., {{?}}n и {{??}} — 
нормальная и касательная к У. в. составляющие вектора скорости среды; индексы 1 
и 2 относятся к состоянию среды перед и за У. в. В общем случае {{?}}, {{?}}, U 
и т. д. — функции координат точки У. в. и времени.
Представление У. в. поверхностью разрыва является некоторой идеализацией, 
оправданной для большинства задач аэродинамики, так как толщина области, в 
которой проявляется действие вязкости и теплопроводности и устанавливается 
термодинамическое равновесие по поступательным степеням свободы и в которой 
происходит резкое изменение р, {{?}} и т. д., по порядку величины равна длине 
свободного пробега молекул газа l, что в механике сплошных сред является 
пренебрежимо малой величиной по сравнению с характерным линейным размером 
явления L.
При больших скоростях распространения У. в. (для воздуха более 2—3 км/с) в газе 
протекают неравновесные физико-химические процессы (возбуждение колебаний 
молекул, химические реакции, ионизация и т. д.) и структура У. в. более сложна. 
В этом случае за фронтом У. в. образуется релаксационная область толщиной d>>l, 
в которой происходит установление термодинамического равновесия, 
сопровождающееся дальнейшим изменением р, {{?}} и т. д. (Эта релаксационная