Большая Советская Энциклопедия (АЭ)

        1) свободное молекулярное течение,
        2) промежуточная область,
        3) течение со скольжением ( рис. 1 ).
        При свободно молекулярном обтекании у отражённых от тела молекул длина свободного пробега lбольше характерного размера тела d,поэтому взаимодействие отражённых молекул с набегающими молекулами вблизи тела незначительно. Это даёт возможность рассматривать падающий и отражённый потоки молекул независимо, что существенно облегчает описание их движения. Движение любой молекулы можно считать как бы состоящим из двух: 1) молекулы участвуют в направленном движении газового потока и их скорость равна скорости потока в целом; 2) одновременно молекулы участвуют в хаотическом тепловом движении и при этом движутся с различными скоростями, значения которых описываются .Применение кинетической теории газов даёт принципиальную возможность рассчитать как давление газа на стенку, так и количество тепла, которое она получает или отдаёт при взаимодействии с молекулами газа. Для этого необходимо знать законы отражения молекул от твёрдой поверхности.
        Однако точное математическое описание движения разреженного газа с помощью уравнений кинетической теории представляет значительные трудности. Это заставляет развивать приближённые методы. Например, реальное отражение молекулы от тела заменяется т. н. зеркально-диффузной схемой, согласно которой часть молекул отражается от поверхности тела зеркально, другая — рассеивается диффузно, в соответствии с (законом косинуса).
        Отношение количества диффузно рассеянных молекул к общему их числу определяет степень диффузности рассеяния, которая характеризуется числом f(при f= 0 происходит только зеркальное отражение, при f= 1 — только диффузное). Для снижения сопротивления летящего тела выгодно зеркальное отражение, а также малые углы падения молекул на поверхность, т. к. при этом увеличивается вероятность зеркального отражения.
        Другим существенным параметром является т. н. коэффициент термической аккомодации а,который характеризует изменение энергии молекулы после её отражения. Значения а могут меняться от 0 до 1. Если после отражения энергия молекулы не изменилась и осталась равной энергии падающей молекулы, то а= 0. Если же средняя энергия отражённой молекулы соответствует температуре стенки, то это значит, что она отдала стенке всю возможную энергию и а= 1. Очевидно, что аэродинамический нагрев тем меньше, чем меньше а.
        Величины fи а —наиболее важные характеристики А. р. г. В общем случае аи fзависят от скорости движения потока газа, материала и температуры стенки, от гладкости её поверхности, наличия на поверхности адсорбированных молекул газа и т. д. Однако точных зависимостей aи fот определяющих их параметров ещё не получено.
        Эксперименты, проведённые в широком диапазоне скоростей для различных газов и материалов, дают значения aв широких пределах — от 0,95 до 0,02. Установлено, что уменьшение aпроисходит при увеличении скорости молекул газа и отношения молекулярных масс m 1и m 2тела и газа. Так например, если вместо тела из алюминия взять тело из свинца, то коэффициент аккомодации уменьшается примерно в 4 раза, что приводит к уменьшению аэродинамического нагрева. Коэффициент fизменяется меньше: от 0,98 до 0,7.
        Разреженность среды проявляется в совершенно необычном поведении .Так, коэффициент сопротивления сферы C xзависит от отношения абсолютной температуры тела T wк абсолютной температуре потока T iа также от aи f( рис. 2 ), в то время как в сплошной среде таких зависимостей не наблюдается. Коэффициенты, характеризующие теплообмен, также отличаются качественно и количественно от континуальных.
        Промежуточная область. При l/d~ 1 существенна роль межмолекулярных столкновений, когда отражённые от поверхности тела молекулы значительно искажают распределение скоростей молекул набегающего потока. Теоретические решения для свободномолекулярного потока здесь неприемлемы. Вместе с тем, такое течение ещё нельзя рассматривать как течение сплошной среды. Промежуточная область весьма трудна для математического анализа.
        Течение со скольжением. Если размер тела d вдесятки раз больше l, т. е. l/d< 1, то в потоке уже могут возникать характерные для газовой динамики и на поверхности тел. Однако, в отличие от обычного пограничного слоя, температура примыкающего к стенке газа T aне равна температуре стенки T w,а скорость потока на поверхности тела не равна нулю (поток проскальзывает). Скачок температуры ( T w— T a) пропорционален lи зависит от f. Скорость скольжения также пропорциональна lи зависит от f. Эксперименты показывают, что при увеличении разреженности газа происходит утолщение ударной волны, возрастает и толщина пограничного слоя, но значительно медленнее ( рис. 3 ). Ударная волна может распространиться на всю область сжатого газа в районе передней критической точки обтекаемого тела и слиться с пограничным слоем. Распределение плотности в районе передней критической точки становится плавным, а не скачкообразным, как в континууме. При расчёте течений со скольжением поток описывается обычными уравнениями газовой динамики, но с граничными условиями, учитывающими скачок температуры и скорость скольжения.
        Границы упомянутых областей течения весьма условны. Для различных тел появление признаков, характеризующих ту или иную область, может наступить при разных значениях параметра разреженности l/d.В связи со сложностью теоретических расчётов и необходимостью определения ряда эмпирических констант, входящих в практические методы расчёта тепловых и аэродинамических характеристик, особое значение в А. р. г. приобретает эксперимент.
        Лит.:Аэродинамика разреженных газов, сб. 1, под ред. С. В. Валландера, Л., 1963; Паттерсон Г. Н., Молекулярное течение газов, пер. с англ., М., 1960; Тзян Х. Ш., Аэродинамика разреженных газов, в сборнике: Газовая динамика, сб. статей, пер. с англ., под ред. С. Г. Попова и С. В. фальковича, М., 1950.
         Л. В. Козлов.

      Рис. 2. Зависимость коэффициента сопротивления сферы C xв свободномолекулярном потоке при различных отношениях абсолютной температуры тела T wк абсолютной температуре потока T i: а — от числа Мполёта для a = 1,0 и б — от коэффициента аккомодации a .

      Рис. 1. Условная схема различных течений около плоской длинной бесконечно тонкой пластины, обтекаемой сверхзвуковым потоком: А— свободномолекулярное течение с однократными соударениями; В— промежуточная область с многократными соударениями; С— течение со скольжением; D— континуум; 1 — ударная волна; 2 — граница пограничного слоя (стрелки показывают значения скорости на данном расстоянии от стенки; 3 — макроскопическое движение молекул. (Масштабы зон и областей не соблюдены.)

      Рис. 3. Фотографии ударной волны перед сферой диаметра d == 15 мм: слева — в разреженном газе; справа — в сплошной среде.

Аэродинамическая сила

       Аэродинами'ческая си'ла,см. .

Аэродинамическая труба

       Аэродинами'ческая тру'ба,установка, создающая поток воздуха или газа для эксперимент, изучения явлений, сопровождающих обтекание тел. С помощью А. т. определяются силы, возникающие при полёте самолётов и вертолётов, ракет и космических кораблей, при движении подводных судов в погруженном состоянии; исследуются их устойчивость и управляемость; отыскиваются оптимальные формы самолётов, ракет, космических и подводных кораблей, а также автомобилей и поездов; определяются ветровые нагрузки, а также нагрузки от взрывных волн, действующие на здания и сооружения — мосты, мачты электропередач, дымовые трубы и т. п. В специальных А. т. исследуется нагревание и теплозащита ракет, космических кораблей и сверхзвуковых самолётов.
        Опыты в А. т. основываются на принципе обратимости движения, согласно которому перемещение тела относительно воздуха (или жидкости) можно заменить движением воздуха, набегающего на неподвижное тело. Для моделирования движения тела в покоящемся воздухе необходимо создать в А. т. равномерный поток, имеющий в любых точках равные и параллельные скорости (равномерное поле скоростей), одинаковые плотность и температуру. Обычно в А. т. исследуется обтекание модели проектируемого объекта или его частей и определяются действующие на неё силы. При этом необходимо соблюдать условия, которые обеспечивают возможность переносить результаты, полученные для модели в лабораторных условиях, на полноразмерный натурный объект (см. , ) .При соблюдении этих условий для исследуемой модели и натурного объекта равны между собой, что позволяет, определив аэродинамический коэффициент в А. т., рассчитать силу, действующую на натуру (например, самолёт).
        Прототип А. т. был создан в 1897 К. Э. Циолковским, использовавшим для опытов поток воздуха на выходе из центробежного вентилятора. В 1902 Н. Е. Жуковский построил А. т., в которой осевым вентилятором создавался воздушный поток со скоростью до 9 м/сек.Первые А. т. разомкнутой схемы были созданы Т. Стантоном в Национальной физической лаборатории в Лондоне в 1903 и Н. Е. Жуковским в Москве в 1906, а первые замкнутые А. т. — в 1907—1909 в Гёттингене Л. Прандтлем и в 1910 Т. Стантоном. Первая А. т. со свободной струей в рабочей части была построена Ж. Эйфелем в Париже в 1909. Дальнейшее развитие А. т. шло преимущественно по пути увеличения их размеров и повышения скорости потока в рабочей части (где помещается модель), которая является одной из основных характеристик А. т.
        В связи с развитием артиллерии, реактивной авиации и ракетной техники появляются сверхзвуковые А. т., скорость потока в рабочей части которых превышает скорость распространения звука. В аэродинамике больших скоростей скорость потока или скорость полёта летательных аппаратов характеризуется числом М= v/a(т. е. отношением скорости потока vк скорости звука а) .В соответствии с величиной этого числа А. т. делят на 2 основные группы: дозвуковые, при М< 1, и сверхзвуковые, при М >1.
        Дозвуковые аэродинамические трубы. Дозвуковая А. т. постоянного действия ( рис. 1 ) состоит из рабочей части 1, обычно имеющей вид цилиндра с поперечным сечением в форме круга или прямоугольника (иногда эллипса или многоугольника). Рабочая часть А. т. может быть закрытой или открытой ( рис. 2 , а и б), а если необходимо создать А. т. с открытой рабочей частью, статическое давление в которой не равно атмосферному, струю в рабочей части отделяют от атмосферы т. н. камерой Эйфеля ( рис. 2 ) (высотной камерой). Исследуемая модель 2( рис. 1 ) крепится державками к стенке рабочей части А. т. или к аэродинамическим весам 3.Перед рабочей частью расположено 4,которое создаёт поток газа с заданными и постоянными по сечению скоростью, плотностью и температурой ( 6 —спрямляющая решётка, выравнивающая поле скоростей). 5уменьшает скорость и соответственно повышает давление струи, выходящей из рабочей части. Компрессор (вентилятор) 7, приводимый в действие силовой установкой 8,компенсирует потери энергии струи; направляющие лопатки 9уменьшают потери энергии воздуха, предотвращая появление вихрей в поворотном колене; обратный канал 12позволяет сохранить значительную часть кинетической энергии, имеющейся в струе за диффузором. Радиатор 10обеспечивает постоянство температуры газа в рабочей части А. т. Если в каком-либо сечении канала А. т. статическое давление должно равняться атмосферному, в нём устанавливают клапан 11.
        Размеры дозвуковых А. т. колеблются от больших А. т. для испытаний натурных объектов (например, двухмоторных самолётов) до миниатюрных настольных установок.
        А. т., схема которой приведена на рис. 1 , относится к типу т. н. замкнутых А. т. Существуют также разомкнутые А. т., в которых газ к соплу подводится из атмосферы или специальных ёмкостей. Существенной особенностью дозвуковых А. т. является возможность изменения скорости газа в рабочей части за счёт изменения перепада давления.
        Согласно теории подобия, для того чтобы аэродинамические коэффициенты у модели и натуры (самолёта, ракеты и т. п.) были равны, необходимо, кроме геометрического подобия, иметь одинаковые значения чисел Ми Рейнольдса числа Reв А. т. и в полёте ( Re= rvl/m ,r — плотность среды, m — динамич. вязкость, l — характерный размер тела). Чтобы обеспечить эти условия, энергетическая установка, создающая поток газа в А. т., должна обладать достаточной мощностью (мощность энергетической установки пропорциональна числу М,квадрату числа Reи обратно пропорциональна статическому давлению в рабочей части p c.
        Сверхзвуковые аэродинамические трубы. В общих чертах схемы сверхзвуковой и дозвуковой А. т. аналогичны ( рис. 1 и 3 ). Для получения сверхзвуковой скорости газа в рабочей части А. т. применяют т. н. сопло Лаваля, которое представляет собой сначала сужающийся, а затем расширяющийся канал. В сужающейся части скорость потока увеличивается и в наиболее узкой части сопла достигает скорости звука, в расширяющейся части сопла скорость становится сверхзвуковой и увеличивается до заданного значения, соответствующего числу Мв рабочей части. Каждому числу Мотвечает определённый контур сопла. Поэтому в сверхзвуковых А. т. для изменения числа Мв рабочей части применяют сменные сопла или сопла с подвижным контуром, позволяющим менять форму сопла.
        В диффузоре сверхзвуковой А. т. скорость газа должна уменьшаться, а давление и плотность возрастать, поэтому его делают, как и сопло, в виде сходящегося — расходящегося канала. В сходящейся части сверхзвуковая скорость течения уменьшается, а в некотором сечении возникает скачок уплотнения ( ) ,после которого скорость становится дозвуковой. Для дальнейшего замедления потока контур трубы делается расширяющимся, как у обычного дозвукового диффузора. Для уменьшения потерь диффузоры сверхзвуковых А. т. часто делают с регулируемым контуром, позволяющим изменять минимальное сечение диффузора в процессе запуска установки.
        В сверхзвуковой А. т. потери энергии в ударных волнах, возникающих в диффузоре, значительно больше потерь на трение и вихреобразование. Кроме того, значительно больше потери при обтекании самой модели, поэтому для компенсации этих потерь сверхзвуковые А. т. имеют многоступенчатые компрессоры и более мощные силовые установки, чем дозвуковые А. т.
        В сверхзвуковом сопле по мере увеличения скорости воздуха уменьшаются его температура Ти давление р,при этом относительная влажность воздуха, обычно содержащего водяные пары, возрастает, и при числе М» 1,2 происходит конденсация пара, сопровождающаяся образованием ударных волн — скачков конденсации, существенно нарушающих равномерность поля скоростей и давлений в рабочей части А. т. Для предотвращения скачков конденсации влага из воздуха, циркулирующего в А. т., удаляется в специальных осушителях 11.
        Одним из основных преимуществ сверхзвуковых А. т., осуществляемых по схеме рис. 3 , является возможность проведения опытов значительной продолжительности. Однако для многих задач аэродинамики это преимущество не является решающим. К недостаткам таких А. т. относятся: необходимость иметь энергетические установки большой мощности, а также трудности, возникающие при числах М >4 вследствие быстрого роста требуемой степени сжатия компрессора. Поэтому широкое распространение получили т. н. баллонные А. т., в которых для создания перепада давлений перед соплом помещают баллоны высокого давления, содержащие газ при давлении 100 Мн/м 2(1000 кгс/см 2) , аза диффузором — вакуумные ёмкости (газгольдеры), откачанные до абсолютного давления 100—0,1 н/м 2(10 -3—10 -6 кгс/см 2) ,или систему эжекторов ( рис. 4 ).
        Одной из основных особенностей А. т. больших чисел М( М> 5) является необходимость подогрева воздуха во избежание его конденсации в результате понижения температуры с ростом числа М.В отличие от водяных паров, воздух конденсируется без заметного переохлаждения. Конденсация воздуха существенно изменяет параметры струи, вытекающей из сопла, и делает её практически непригодной для аэродинамического эксперимента. Поэтому А. т. больших чисел Мимеют подогреватели воздуха. Температура T 0, до которой необходимо подогреть воздух, тем больше, чем больше число Мв рабочей части А. т. и давление перед соплом p 0 .Например, для предотвращения конденсации воздуха в А. т. при числах М» 10 и p 0» 5 Мн/м 2(50 кгс/см 2) необходимо подогревать воздух до абсолютной температуры T 0» 1000 К.
        Развитие техники идёт в направлении дальнейшего увеличения скоростей полёта. Спускаемые космические аппараты «Восток» и «Восход» входят в атмосферу Земли с первой космической скоростью v 1кос» 8 км/сек(т. е. М> 20). Космические корабли, возвращающиеся на Землю с Луны и др. планет, будут входить в атмосферу со второй космической скоростью v 2кос&sup3; 11 км/сек( М> 30). При таких скоростях полёта температура газа за ударной волной, возникающей перед летящим телом, превыщает 10000 К, молекулы азота и кислорода диссоциируют (распадаются на атомы), и становится существенной атомов. Необходимо исследовать влияние этих процессов на силы, возникающие при обтекании тела, и тепловые потоки, поступающие к его поверхности. Для этого в А. т. необходимо получить не только натурные значения чисел Ми Re,но и соответствующие температуры T 0 .Это привело к созданию новых типов А. т., работающих с газом, нагретым до высоких температур, значительно превышающих температуру, необходимую для предотвращения конденсации воздуха при данном числе М.К установкам этой группы относятся ударные трубы, импульсные установки, электродуговые установки и т. п.
        Ударная труба ( рис. 5 , а) представляет собой ступенчатую цилиндрическую трубу, состоящую из двух секций — высокого 1и низкого 2давления, разделённых мембраной 3.В секции 1содержится «толкающий» газ (обычно Не или Н), нагретый до высокой температуры и сжатый до давления p 1 .Секция низкого давления заполняется рабочим газом (воздухом) при низком давлении p 2Это состояние, предшествующее запуску А. т., соответствует на рис. 5 , б времени t 0 .После разрыва мембраны 3по рабочему газу начинает перемещаться ударная волна 4,которая сжимает его до давления ри повышает температуру. За ударной волной с меньшей скоростью двигается контактная поверхность 5,разделяющая толкающий и рабочий газы (момент времени t 1) .Давление и температура рабочего газа в объёме между ударной волной и контактной поверхностью постоянны. В дальнейшем ударная волна 4пройдёт через сопло 6и рабочую часть А. т. 7в ёмкость 8,и в рабочей части установится сверхзвуковое течение с давлением p 4(момент времени t 2) .
        Исследование обтекания газом модели 9начинается в тот момент, когда ударная волна 4пройдёт сечение, в котором расположена модель, и заканчивается, когда в это сечение придёт контактная поверхность. Поскольку скорость движения ударной волны в трубе 2больше скорости контактной поверхности, очевидно, что длительность эксперимента в А. т. тем больше, чем больше длина «разгонной» трубы 2.В существующих ударных А. т. эта длина достигает 200—300 м.
        Рассмотренный тип ударных А. т. даёт возможность получить температуры около 8000 Кпри времени работы порядка миллисекунд. Применяя ударные А. т. с несколькими мембранами, удаётся получить температуры до 18000 К.
        Электродуговые А. т. Для решения многих задач аэродинамики можно ограничиться меньшими температурами, но требуется значительное время эксперимента, например при исследовании или теплозащитных покрытий.
        В электродуговых А. т. ( рис. 6 ) воздух, подаваемый в форкамеру сопла, подогревается в электрической дуге до температуры ~6000 К. Дуга, образующаяся в кольцевом канале между охлаждаемыми поверхностями центрального электрода 1и камеры 2,вращается с большой частотой магнитным полем, создаваемым индуктивной катушкой 7(вращение дугового разряда необходимо для уменьшения эрозии электродов). А. т. этого типа позволяет получить числа Мдо 20 при длительности эксперимента в несколько сек.Однако давление в форкамере обычно не превышает 10 Мн/м 2(100 кгс/см 2) .
        Большие давления в форкамере ~60 Мн/м 2(600 кгс/см 2) и, соответственно, большие значения числа Мможно получить в т. н. импульсных А. т., в которых для нагревания газа применяется искровой разряд батареи высоковольтных конденсаторов. температура в форкамере импульсной А. т. ~ 6000 К, время работы — несколько десятков мсек.
        Недостатки установок этого типа — загрязнение потока продуктами эрозии электродов и сопла и изменение давления и температуры газа в процессе эксперимента.
        Лит.:Пэнкхёрст Р. и Холдер Д., Техника эксперимента в аэродинамических трубах, пер. с англ., М., 1955; Закс Н. А., Основы экспериментальной аэродинамики, 2 изд., М., 1953; Хилтон У. Ф., Аэродинамика больших скоростей, пер. с англ., М., 1955; Современная техника аэродинамических исследований при гиперзвуковых скоростях, под ред. А. М. Крилла, пер. с англ., М., 1965; Исследование гиперзвуковых течений, под ред. Ф. Р. Риддела, пер. с англ., М., 1965.
         М. Я. Юделович.

      Рис. 2. Схемы рабочей части аэродинамической трубы (а — закрытая, б — открытая, в — открытая рабочая часть с камерой Эйфеля): 1 — модель; 2 — сопло; 3 — диффузор; 4 — струя газа, выходящего из сопла; 5 — камера Эйфеля; 6 — рабочая часть.

      Рис. 1. Дозвуковая аэродинамическая труба.

      Рис. 4. Две баллонные аэродинамические трубы с повышенным давлением на входе в сопло и с пониженным давлением на выходе из диффузора, создаваемым: а — двухступенчатым эжектором и б — вакуумным газгольдером; 1 — компрессор высокого давления; 2 — осушитель воздуха; 3 — баллоны высокого давления; 4 — дроссельный кран; 5 — ресивер сопла; 6 — сопло; 7 — модель; 8 — диффузор аэродинамической трубы; 9 — эжекторы; 10 — дроссельные краны; 11 — диффузор эжектора; 12 — быстродействующий кран; 13 — вакуумный газгольдер; 14 — вакуумный насос; 15 — подогреватель воздуха; 16 — радиатор.

      Рис. 6. Электродуговая аэродинамическая труба: 1 — центральный (грибообразный) электрод, охлаждаемый водой; 2 — стенки камеры, переходящие в сверхзвуковое сопло, охлаждаемые водой; 3 — рабочая часть с высотной камерой; 4 — модель; 5 — диффузор; 6 — дуговой разряд; 7 — индукционная катушка, вращающая дуговой разряд; I — контакты для подведения электрического тока дугового разряда; II — контакты для подведения электрического тока к индукционной катушке.

      Рис. 3. Сверхзвуковая аэродинамическая труба: 1 — рабочая часть; 2 — модель; 3 — аэродинамические весы; 4 — сопло; 5 — диффузор; 6 — спрямляющие решётки; 7 — компрессор с двигателем ; 9 — обратный канал; 10 — теплообменник; 11 — осушитель воздуха.

      Рис. 5. а — ударная аэродинамическая труба; б — график изменения давления в ударной трубе.

Аэродинамические измерения

       Аэродинами'ческие измере'ния,измерения скорости, давления, плотности и температуры движущегося воздуха, а также сил, возникающих на поверхности твёрдого тела, относительно которого происходит движение, и потоков тепла, поступающих к этой поверхности. Большинство практических задач, которые ставят перед аэрогазодинамикой авиация, ракетная техника, турбостроение, промышленное производство и т. д., требует для своего решения проведения экспериментальных исследований. В этих исследованиях на экспериментальных установках — и стендах — моделируется рассматриваемое течение (например, движение самолёта с заданными величинами высоты и скорости) и определяются силовые и тепловые нагрузки на исследуемую модель. Соблюдение условий, диктуемых теорией ,позволяет перейти от результатов эксперимента на модели к натуре. Результаты измерений обычно получают в форме зависимостей безразмерных от основных критериев подобия — , , и т. д. и в таком виде ими пользуются для определения подъёмной силы и сопротивления самолёта, нагревания поверхности ракеты и космического корабля и т. п.
        Измерение сил и моментов, действующих на обтекаемое тело. При решении многих задач возникает необходимость измерений суммарных сил, действующих на модель. В аеродинамических трубах для определения величины, направления и точки приложения обычно применяют аэродинамические весы. Аэродинамическую силу, действующую на свободно летящую модель, можно определить, измеряя ускорение модели. Ускорения летящих моделей или натурных объектов в лётных испытаниях измеряют .Если размер модели не позволяет установить на ней необходимые приборы, то ускорение находят по изменению скорости vмодели вдоль траектории.
        Полную аэродинамическую силу (момент), действующую на тело, можно представить как сумму равнодействующих нормальных и касательных сил на его поверхности. Чтобы получить значение нормальных сил, измеряют давления на поверхности модели при помощи специальных, т. н. дренажных, отверстий, соединённых с манометрами резиновыми или металлическими трубками ( рис. 1 ). Тип манометра выбирается в соответствии с величиной измеряемого давления и заданной точностью измерений.
        Если скорость потока, обтекающего модель, так велика, что сказывается сжимаемость газа, то можно оптическими методами найти распределение плотности газа вблизи поверхности модели (см. ниже), а затем рассчитать поле давлений и получить распределение давлений по поверхности модели. Силы, касательные к поверхности модели, обычно определяют расчётом; в некоторых случаях для их измерения применяют специальные весы.
        Измерение скорости газа, обтекающего модель. Скорость газа в аэродинамических трубах и при обтекании самолётов, ракет и летающих моделей в большинстве случаев измеряется трубками (насадками) Прандтля (см. ) .Манометры, подключенные к насадку Прандтля, измеряют полное p 0и статическое рдавления текущего газа. Скорость несжимаемого газа определяют из уравнения Бернулли:
      
        (где r — плотность жидкости).
        Если измеряемая скорость больше скорости звука, перед насадком возникает и показание манометра, соединённого с трубкой полного давления, будет соответствовать величине полного давления за ударной волной p 0’ < p 0 .В этом случае определяют уже не v,а число Мпо специальной формуле. При измерении сверхзвуковых скоростей обычно пользуются раздельными насадками для измерения статического давления ри полного давления p 0’ за прямым .
        Существуют также методы, позволяющие измерять скорость газа по изменению количества тепла, отводимого от нагретой проволочки ,по соотношению плотностей или температур в заторможенном и текущем газе; по скорости перемещения отмеченных частиц.
        Для измерения относительно малых скоростей в промышленной и метеорологии применяют ,среднюю величину скорости газа, текущего в трубе, можно получить, измеряя его расход специальными .Скорость летящего тела можно также вычислить, измеряя время прохождения телом заданного участка траектории, по и другими способами.
        Измерение плотности газа. Основные методы исследования поля плотностей газа можно разделить на 3 группы: основанные на зависимости коэффициента преломления света от плотности газа; на поглощении лучистой энергии газом и основанные на послесвечении молекул газа при электрическом разряде. Последние 2 группы методов применимы для исследования плотности газа при низких давлениях. Из методов 1-й группы применяются метод Тёплера («шлирен»-метод) и интерферометрический. В них для измерения плотности пользуются зависимостью между плотностью r газа и коэффициент преломления nсвета:
      
        При обтекании тела сжимаемой средой в областях, где имеются возмущения газа, вызванные обтекаемым телом, возникают поля с неоднородным распределением плотности (поля градиентов плотности). Отдельные участки поля с разной плотностью по-разному отклоняют проходящий через них луч света. Часть отклоненных лучей не пройдёт через фокус приёмника прибора Тёплера, т.