исследований в области перехода через скорость звука, — перфорированная рабочая 
часть — был впервые в мире разработан в нашей стране (ЦАГИ, 1946). Мощный 
импульс, способствовавший развитию гиперзвуковых А. т. и появлению специальных 
гиперзвуковых газодинамических установок, был получен в 60е гг. в связи с 
созданием баллистических ракет и спускаемых космических аппаратов. 
Специфические задачи, возникающие при отработке самолётов вертикального и 
короткого взлёта и посадки, привели к созданию в 70х гг. нового поколения 
дозвуковых А. т. с перфорированными стенками рабочей части. Проблема 
существенного отставания значений получаемых в А. т. чисел Re от реализующихся 
на практике для многие самолётов на трансзвуковых скоростях полёта была решена 
в 80е гг., когда была разработана и реализована концепция криогенной 
аэродинамической трубы,
Начиная с 60х гг. всё более широкое применение в А. т. находят 
информационно-измерительные системы с электронно-вычислительных машин, 
обеспечившие существенное увеличение объёма фиксируемой информации при 
одновременном резком сокращении времени на её обработку. Всё более широко 
используются электронно-вычислительные машины и в системах автоматического 
управления аэродинамическими трубами.
Лит.: Поуп А.,Гойн К., Аэродинамические трубы больших скоростей, пер. с 
английск, М., 1968; Основные данные иностранных аэродинамических труб и 
газодинамических установок, М, 1968; Основные данные аэродинамических труб и 
газодинамических установок США, М., 1968; Криогенные аэродинамические трубы, М.,
 1978.
О. В. Лыжин.
Рис. 1. Схема дозвуковой компрессорной аэродинамической трубы: 1 — хонейкомб; 
2 — сетки; 3 — форкамера; 4 — конфузор; 5 — направление потока; 6 — рабочая 
часть с моделью; 7 — диффузор; 8 — колено с поворотными лопатками; 9 — 
компрессор; 10 — воздухоохладитель.
Рис. 2. Модель самолёта в дозвуковой аэродинамической трубе.
Рис. 3. Схема баллонной трансзвуковой эжекторной аэродинамической трубы: 1 — 
хонейкомб; 2 — сетки; 3 — форкамера; 4 — конфузор; 5 — перфорированная рабочая 
часть с моделью; 6 — эжектор; 7 — диффузор; 8 — колено с направляющими 
лопатками; 9 — выброс воздуха; 10 — подвод воздуха от баллонов.
Рис. 4. Схема сверхзвуковой баллонной аэродинамической трубы: 1 — баллон со 
сжатым воздухом; 2 — трубопровод; 3 — регулирующий дроссель; 4 — выравнивающие 
сетки; 5 — хонейкомб: 6 — детурбулизнрующие сетки; 7 — форкамера; 8 — конфузор; 
9 — сверхзвуковое сопло; 10 — рабочая часть с моделью; 11 — сверхзвуковой 
диффузор; 12 — дозвуковой диффузор; 13 — выброс в атмосферу.
Рис. 5. Схема баллонной гиперзвуковой аэродинамической трубы: 1 — баллон с 
высоким давлением; 2 — трубопровод; 3 — регулирующий дроссель; 4 — 
подогреватель; 5 —форкамера с хонейкомбом и сетками; 6 — гиперзвуковое 
осесимметричнос сопло; 7 — рабочая часть с моделью; 8 — гиперзвуковой 
осесимметричный диффузор; 9 — воздухоохладитель; 10 — направление потока; 11 — 
подвод воздуха в эжекторы; 12 — эжекторы; 13 — затворы; 14 — вакуумная ёмкость; 
15 — дозвуковой диффузор.
аэродинамические коэффициенты — приведённые к безразмерному виду 
аэродинамические силы и моменты, действующие на летательный аппарат. А. к., 
характеризующие силы, обозначают ci, а моменты — mi, где, индекс i указывает 
ось выбранной системы координат летательного аппарата, проекция полной 
аэродинамической силы на которую рассматривается или относительно которой 
берётся составляющая полного аэродинамического момента. Вычисляются А. к. по 
формулам:
{{ФОРМУЛА}}
где q{{?}} — скоростной напор, S — характерная площадь (площадь крыла, 
миделевого сечения и др.), L — характерный линейный размер (для самолёта в 
качестве S обычно принимают площадь крыла, при вычислении mх(у) за характерный 
размер принимают размах крыла l, а при вычислении mz — среднюю аэродинамическую 
хорду крыла bА). Например, коэффициент подъемной силы cya = Ya/(q{{?}}S), 
коэффициент поперечной силы сx = Z/(q?S), коэффициент момента тангажа {{mx}} = 
{{Mz}}/(q{{?}}SbA).
В аэродинамических расчётах и особенно в исследованиях динамики полёта часто 
используют частные производные А. к. по различным переменным (см., например, 
Вращательные производные). В этом случае к обозначению А. к. добавляют верхний 
индекс, указывающий переменную, по которой берётся производная. Например, 
с{{?}}yа  =  дсуа/д{{?}} ({{?}} — угол атаки), {{mx}} = д{{mz}}/д?э ({{?}}э — 
угол отклонения элеронов).
Согласно теории подобия и размерностей, А. к. для класса геометрически подобных 
конфигураций, отличающихся линейными размерами, зависят лишь от безразмерных 
подобия критериев. Это позволяет определять аэродинамические характеристики 
летательных аппаратов пересчётом результатов продувок их моделей в 
аэродинамических трубах.
При исследованиях аэродинамики и динамики летательных аппаратов вообще широко 
используются различные безразмерные коэффициенты: коэффициент давления cp, 
трения cj и др.
В. Н. Голубкин.
аэродинамические нагрузки — поверхностные силовые воздействия на различные 
части летательного аппарата, обусловленные обтеканием его воздушным потоком при 
движении или при действии ветра на стоянке. А. н. относятся к внешним нагрузкам 
на летательный аппарат и учитываются наряду с другими нагрузками в расчётах 
прочности конструкции. Исходными данными для определения А. н. является