высоте 16800 м. В годы Великой Отечественной войны начальник штаба отдельного 
воздухоплавательного отряда. После войны работал пилотом свободных аэростатов в 
Центральной аэрологической обсерватории Гидрометеослужбы СССР. 27 апреля 1949 
вместе с П. П. Полосухиным при полёте на субстратостате СССР ВР-79 объёмом 
2650 м3 установил всесоюзный рекорд высоты прыжка (11668 м), который превышал 
мировой.
А. Ф. Крикун.
криогенная аэродинамическая труба (от греческого kr{{y}}os — холод, мороз, лёд 
и -gen{{e}}s — рождающий, рождённый) — аэродинамическая труба, в которой 
рабочий газ охлаждается вплоть до температуры начала равновесной конденсации в 
потоке. Охлаждение потока производится с целью повышения Рейнолъдса числа Re за 
счёт уменьшения динамической вязкости. Другие известные способы увеличения Re 
путём увеличения полного давления p0 или характерных размеров l 
аэродинамической трубы и модели приводят к увеличению требуемой для проведения 
эксперимента мощности привода (N{{?}}p0l2), тогда как увеличение чисел 
Рейнольдса путём снижения температуры торможения Т0 приводили уменьшению 
мощности привода (N{{?}}T0,5).
Охлаждение рабочего газа — воздуха или азота — производится обычно путём 
впрыска и испарения в нём жидкого азота. При заданных давлении p0 и размере 
рабочей части l имеют место следующие зависимости основных параметров К. а. т. 
от температуры торможения при Маха числе М  =  const: Re{{?}}Т0-1,4, расход 
газа G{{?}}T0-0,5, скорость ?{{?}}T00,5 и скоростной напор q  =  {{?}}?2/2?G?/2 
не зависит от Т0 (см. рис.). При Re  =  const, p0  =  const расход полной 
энергии для обычной компрессорной трубы требуется примерно в 2 раза больший, 
чем для криогенной включая затраты на получение жидкого азота. Постоянство 
скоростного напора а является очень важным качеством К. а. т.: при охлаждении 
потока (p0  =  const) Re растёт, а нагрузка на модель не изменяется, что 
позволяет исследовать раздельно влияние значения Re и аэроупругости на 
аэродинамические характеристики модели.
При криогенных температураx свойства воздуха (или азота) отличаются от свойств 
совершенного газа. Однако эти отличия при давлениях до 0,4 МПа и температурах, 
которые превышают температуры конденсации, составляют не более 1% и практически 
не сказываются на газодинамических характеристиках потока. Потому при анализе 
экспериментальных данных и проведении аэродинамических расчётов можно 
пользоваться уравнениями для совершенного газа с показателем адиабаты {{?}}  =  
1,4.
А. Л. Искра.
Зависимости относительных значений числа Рейнольдса {{Re}}, плотности газа 
{{р}}, расхода газа {{б}}, скоростного напора {{д}}, потребной мощности {{N}} и 
скорости потока {{ш}} (отнесённых к их значениям при некоторой «начальной» 
температуре) от температуры торможения T0.
криогенное топливо — жидкое топливо (при температуре ниже 120 К), получаемое 
сжижением газов глубоким охлаждением, К К. т. относятся жидкие водород, метан и 
(в значительной мере условно) пропан. Они обладают повышенным хладоресурсом 
топлива, что важно для решения проблем, связанных с охлаждением 
теплонапряжённых элементов летательного аппарата, силовой установки и бортового 
оборудования при больших скоростях полёта.
Широкие перспективы открываются при использовании в качестве авиационного 
топлива жидкого водорода, имеющего высокие энергетические характеристики. 
С применением водорода связывают возможности создания самолётов с большими 
гиперзвуковыми скоростями полёта. Жидкий пропан рассматривается в качестве 
эффективного хладагента для бортовых систем кондиционирования и 
теплонапряжённых элементов летательных аппаратов и силовых установок. При 
использовании пропана значительно легче (по сравнению с использованием водорода 
и метана) решаются проблемы сжижения, транспортировки, хранения, а также 
размещения К. т. на летательном аппарате. Метан по многим важным 
эксплуатационным показателям (плотности, температурному диапазону жидкого 
состояния и другим) существенно уступает пропану, но превосходит его по 
ресурсам сырья.
В 1988 в СССР начались лётные испытания экспериментального самолёта Ту-155, 
способного использовать в качестве топлива жидкий водород и сжиженный природный 
газ.
Н. Ф. Дубовкин.
критическая скорость течения — местная скорость {{?}}* стационарного течения 
газа, равная местной скорости звука. К. с. т. вводится обычно при анализе 
движения идеального совершенного газа, формула для её расчёта следует из 
Бернулли уравнения при отсутствии массовых сил: {{?}}*  =  [2Н({{?}} - 
1)/({{?}}  +  1)]{{' }}  =  Vm[({{?}} - 1)/({{?}}  +  1){{-lf}},где {{?}} — 
показатель адиабаты, H — энтальпия торможения, Vm — максимальная скорость в 
газе. В задачах аэро- и гидродинамики К. с. т. часто используется в качестве 
характерного масштаба скорости.
критические режимы летательного аппарата — опасные формы свободного движения 
летательного аппарата (например, инерционное вращение, самовращение, сваливание,
 штопор), развивающиеся при значительных превышениях установленных для данного 
типа летательного аппарата лётных ограничений. Общим для таких режимов является 
сложное пространственное движение, нередко с большими скоростями вращения и 
значительными линейными и угловыми ускорениями, вследствие чего летательный 
аппарат может практически полностью выйти из-под контроля нетренированного 
лётчика. Кроме того, возникающие при этом изменения характера реакции 
летательного аппарата на отклонения органов управления для выхода из К. р.