моделей, скорость движения среды и иногда сама среда. Лишь в отдельных частных 
случаях модель среды может относиться к другой области физических явлений 
(электрогидродинамическая аналогия, теория мелкой воды и др., см. также статью 
Электромоделирование).
Необходимым и достаточным условием М. является соблюдение подобия законов. Если 
они выполнены, то для определения аэродинамических характеристик летательного 
аппарата, соответствующих натурным условиям, по данным, полученным в 
эксперименте, необходимо знать лишь численные значения подобия критериев. При 
одних и тех же значениях последних безразмерные значения независимых переменных 
при одинаковых безразмерных значениях времени и координат будут совпадать.
Однако строгое соблюдение необходимых и достаточных условий М. в лабораторных 
условиях в большинстве случаев неосуществимо. Не всегда сохраняются постоянными 
все критерии подобия, в аэродинамическом эксперименте модель помещается в поток 
ограниченных размеров, из-за малости модели не всегда удаётся воспроизвести все 
детали на её поверхности и т. д. Поэтому на практике обычно стремятся 
осуществить частичное М. по наиболее важным критериям подобия. Изучением 
методов введения поправок на отличие лабораторных условий от натурных 
занимается экспериментальная аэродинамика.
При установившемся движении геометрически подобных тел в несжимаемой вязкой 
жидкости условия М. будут выполнены при постоянных значениях Рейнольдса числа 
Re, числа Фруда Fr  =  V2/fgL (V — характерная скорость, L — характерный размер,
 g — ускорение свободного падения) и углов, которые вектор скорости образует с 
осями системы координат, связанной с телом. М. по числу Re, определяющему 
степень влияния сил вязкости в процессе обтекания тела, становится особенно 
важным при изучении таких явлений, как отрыв пограничного слоя и переход 
ламинарного течения в турбулентное. Испытания при натурных значениях числа Re, 
составляющих для летательных аппаратов несколько миллионов и более, проводятся 
в аэродинамических трубах с большими размерами рабочей части, в трубах 
переменной плотности, в которых циркулирует сжатый воздух или охлажденный газ 
(криогенные аэродинамические трубы), а также в специальных малотурбулентных 
трубах, в которых степень турбулентности потока близка к турбулентности 
свободной атмосферы. Получаемая в этих трубах экспериментальная информация 
позволяет определить аэродинамические характеристики летательного аппарата при 
малых дозвуковых скоростях полёта и на режимах взлёта и посадки. М. по числу Fr 
необходимо при изучении процесса падения тел в воздухе и при движении тел в 
воде. В первом случае для этой цели используются вертикальные аэродинамические 
трубы, во втором — гидроканалы.
При изучении неустановившихся или периодических движений жидкости или 
обтекаемых тел (нестационарное движение жидкости в следе за телом, обтекание 
вращающегося винта, колебание упругого крыла и т. д.) к указанным выше 
критериям подобия добавляется Струхала число Sh. При М. таких движений 
практически важной становится задача о колебаниях упругой конструкции 
летательного аппарата (флаттер). Цель таких исследований состоит в определении 
критической скорости флаттера, отделяющей устойчивые режимы колебаний от 
неустойчивых. Дополнительные условия М. в этом случае включают динамические и 
упругие свойства конструкции летательного аппарата.
При больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полёта существенным становится 
учёт сжимаемости воздуха. Мерой влияния этого свойства среды является Маха 
число М. При M  >  M*, где M* — критическое число Маха, в сжимаемой среде 
качественно изменяется физическая картина обтекания тела: вблизи тела возникают 
скачки уплотнения, их взаимодействие с пограничным слоем во многих случаях 
вызывает отрыв потока от поверхности тела, существенно изменяется распределение 
давления по телу. Все эти явления приводят к резкому увеличению сопротивления 
аэродинамического (см. также статью Звуковой барьер) и значительным изменениям 
других аэродинамических характеристик. М. таких критических режимов обтекания 
проводится в трансзвуковых аэродинамических трубах.
Задача М. существенно усложняется с ростом числа Маха. Это связано с тем, что 
при М  >  1 кроме чисел М и Re в аэродинамических трубах необходимо 
воспроизводить высокие значения энтальпии торможения. Совместить эти условия в 
одной аэродинамической трубе невозможно. Поэтому экспериментальные исследования 
гиперзвуковых течений проводят в многочисленных установках, использующих 
различные принципы разгона потока до гиперзвуковых скоростей, М. гиперзвуковых 
течений по числам Маха и Рейнольдса проводится в гиперзвуковых аэродинамических 
трубах, ударных трубах и импульсных трубах. Получение больших значений чисел M 
в этих установках требует значительного подогрева газа для предотвращения его 
конденсации (см. Скачок конденсации). Без подогрева эта задача решается в 
гелиевых трубах, поскольку гелий имеет весьма низкую температуру конденсации.
М. полёта на больших высотах, соответствующее малым значениям числа Re, 
осуществляется в вакуумных аэродинамических трубах и в установках «молекулярный 
источник», Реализация гиперзвуковых потоков разреженного газа в этих установках 
осуществляется с помощью сильно недорасширенных струй.
При М. гиперзвуковых течений термодинамически совершенного газа широко 
используется принцип гиперзвуковой стабилизации, согласно которому течение газа 
вблизи тела при M{{??}} стремится к некоторому предельному состоянию. В этом 
случае число M становится несущественным и выпадает из системы критериев 
подобия. Широкое применение на этих режимах нашла система критериев подобия, 
включающая критерий Re0, в котором вязкость определяется по температуре 
торможения потока. Многочисленные теоретические и экспериментальные 
исследования, проведённые при различных условиях обтекания, показали, что в 
режиме гиперзвуковой стабилизации использование критерия Re0 позволяет