БСЭ. Большая Советская Энциклопедия (АЭ)

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 моделирования,позволяет перейти от результатов эксперимента на модели к натуре. Результаты измерений обычно получают в форме зависимостей безразмерных аэродинамических коэффициентов от основных критериев подобия — М-числа, Рейнольдса числа, Прандтля числаи 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 аэродинамических силы и момента 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 акселерометрами.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. Трубки гидрометрические ) .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 ударная волна 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 скачоком уплотнения.
     Существуют также методы, позволяющие измерять скорость газа по изменению количества тепла, отводимого от нагретой проволочки термоанемометра,по соотношению плотностей или температур в заторможенном и текущем газе; по скорости перемещения отмеченных частиц.
     Для измерения относительно малых скоростей в промышленной аэродинамике и метеорологии применяют анемометры,среднюю величину скорости газа, текущего в трубе, можно получить, измеряя его расход специальными расходомерами.Скорость летящего тела можно также вычислить, измеряя время прохождения телом заданного участка траектории, по Доплера эффекту 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. к. его срезает непрозрачная пластина, т. н. нож Фуко 7( рис. 2 ); в результате получается местное изменение освещённости экрана (фотопластинки). Полученные фотографии ( рис. 3 , а) позволяют качественно анализировать характер обтекания модели; на них хорошо видны области значительных изменений плотности: ударных волн, зон разрежения и т. п. Ударные волны, которые видны на фотографии в виде тонких линий 2,в действительности представляют собой конические поверхности, на которых происходит скачкообразное изменение давления, плотности и температуры воздуха. При обтекании кольцевой поверхности торца цилиндра происходит отрыв пограничного слоя 3от поверхности конуса.
     Количественные данные о плотности газа и величине изменения (градиенте) плотности можно получить, сравнивая при помощи микрофотометра изменение освещённости экрана, вызванное градиентом плотности в исследуемом течении, с изменением освещённости, вызванной эталонной стеклянной линзой 2( рис. 3 , б) ,расположенной вне потока аэродинамической трубы: точкам в поле потока и на линзе, имеющим одинаковую освещённость, соответствует равенство коэффициента преломления. По найденным таким образом значениям коэффициент преломления в поле течения вычисляют плотность газа и величину градиента плотности для всего исследуемого поля. Кроме фотометрического метода, для количественного анализа поля плотностей пользуются и другими методами.
     Метод исследования течений газа при помощи интерферометра также основан на зависимости между плотностью газа и коэффициентом преломления. Для этого обычно пользуются интерферометром Маха—Цендера. На полученной фотографии ( рис. 4 ) области равной освещённости соответствуют областям постоянной плотности. Расшифровка фотографий позволяет рассчитать плотность в исследуемой области течения.
     Одно из важных преимуществ оптических методов — возможность исследования газовых течений без помощи зондов и насадков различных типов, являющихся источниками возмущений в потоке.
     Измерение температуры газовых потоков. В потоке, движущемся с большой скоростью, обычно рассматривают 2 температуры: невозмущённого потока Ти заторможенного потока T ₀= T + v ²/2 c _p,где c _р—удельная теплостойкость газа при постоянном давлении в дж/( кг·К) , vв м /сек, Ти T ₀в К. Очевидно, что T ₀® T при v® 0. В вязком газе, обтекающем твёрдую поверхность, скорость на стенке равна нулю и любой неподвижный насадок, установленный в воздушном потоке, измерительную температуру, близкую к температуре торможения T ₀.В показание прибора войдёт ряд поправок, связанных с наличием утечек тепла и т. п.
     При помощи насадков ( рис. 5 ), в которых измерительным элементом обычно служит термопара или термометр сопротивления,удаётся измерить температуру T ₀Ј 1500 К. Для измерения более высоких температур заторможенного или текущего газа пользуются оптическими яркостными и спектральными методами.
     Статическую температуру Тможно найти по связи температуры и скорости звука, т. к.
   
     Для измерения скорости звука в стенке аэродинамической трубы монтируется источник звуковых колебаний известной частоты. На теневой фотографии поля течения будут видны звуковые волны. Скорость звука определяется как a= fe,где е —расстояние между волнами, а f— частота колебаний источника ( рис. 6 ).
     Методы измерения касательных сил (трения) и тепловых потоков на поверхности модели. Для определения касательных напряжений t и теплового потока qможно произвести измерение полей скорости и температуры газа вблизи поверхности и найти искомые величины, пользуясь уравнением Ньютона для напряжений трения
   
     и уравнением теплопроводности
   
     где m и l коэффициент динамической вязкости и коэффициент теплопроводности газа,
   
     градиенты скорости и температуры у поверхности тела в направлении у,нормальном к поверхности. Практически невозможно с достаточной точностью получить значения
   
     при y® 0.Поэтому для определения силы трения и потоков тепла на основании измерения полей скорости и температуры в пограничном слое применяют т. н. интегральные методы, в которых сила трения и тепловой поток на рассматриваемом участке поверхности определяются по изменениям толщины пограничного слоя и профилей скорости и температуры.
     Более точные значения t: и qможно получить непосредственным измерением. Для этого на специальных весах измеряют касательную силу D Хна элементе поверхности D S; касательные напряжения определяются как
   
     Аналогично, пользуясь калориметрами различных типов, можно измерить тепловой поток q,поступающий к рассматриваемому элементу поверхности D S, и получить удельный тепловой поток
   
     Для получения распределения тепловых потоков вдоль поверхности тела обычно определяют скорость повышения температуры dT/dt,измеряемой термопарами, установленными в специальных калориметрах, вмонтированных в поверхность модели, или термопарами, непосредственно впаянными в тонкую поверхность модели с относительно малой теплопроводностью.
     Увеличение высоты и скорости полёта, а также необходимость моделирования процессов, возникающих за сильными ударными волнами и вблизи поверхности тела, привело к широкому использованию в аэродинамическом эксперименте и других физических методов измерения, например спектральных методов, применяемых в ударных трубах, радиоизотопных для измерения скорости разрушения теплозащитных материалов, методов измерения электропроводности газа, нагреваемого ударной волной, и др.
      Лит.:Попов С. Г., Измерение воздушных потоков, М.—Л., 1947; его же, Некоторые задачи и методы экспериментальной аэромеханики, М., 1952: Пэнк-хёрст Р., Холдер Д., Техника эксперимента в аэродинамических трубах, пер. с англ., М., 1955; Ладенбург Р., Винклер Д., Ван-Вурис К., Изучение сверхзвуковых явлений при помощи интерферометра, «Вопросы ракетной техники», 1951, в. 1—2; Техника гиперзвуковых исследований, пер. с англ., М., 1964; Аэрофизические исследования сверхзвуковых течений, М.—Л., 1966; Современная техника аэродинамических исследований при гиперзвуковых скоростях, под ред. А. Крилла, пер. с англ., М., 1965.
      М. Я. Юделович.

   Рис. 5. Насадок для измерений температуры заторможенного потока: 1 — спай термопары; 2 — входное отверстие; 3 — диффузор; 4 — вентиляционное отверстие.

   Рис. 6. Схема измерения температуры газа по скорости распространения звуковых волн.

   Рис. 3б. Теневые спектры обтекания модели, количественное исследование течения: 1 — модель в форме конуса, переходящая в цилиндр; 2 — эталонная линза; 3 — ударная волна; 4 — веер волн разрежения; 5 — линия пересечения поверхности ударной волны и защитного стекла.

   Рис. 3а. Теневые спектры обтекания модели, а — качественное исследование картины течения при М = 3: 1 — модель в виде конуса, опирающегося на торцовую поверхность цилиндра; 2 — ударные волны; 3 — граница оторвавшегося пограничного слоя.

   Рис. 4. Интерферограмма обтекания модели сверхзвуковым потоком: 1 — модель; 2 — линии одинаковой плотности; 3 — поверхность ударной волны; 4 — пограничный слой на поверхности сопла.

   Рис. 2. Схема прибора Тёплера: 1 — источник света; 2 — щель; 3 — зеркала; 4 — сферические зеркала; 5 — мениски; 6 — рабочая часть аэродинамической трубы; 7 — нож Фуко; 8 — полупрозрачное зеркало; 9 — фотокамера; 10 — окуляр.

   Рис. 1. Схема измерения статических давлений на поверхности модели: 1 — модель; 2 — дренажные отверстия; 3 — трубки; 4 — манометр.

аэродинамические силу и момент,действующие на тело, движущееся в жидкой или газообразной среде. А. к. силы C _kнаходят как отношение аэродинамич. силы Rк скоростному напору
   
     и характерной площади S,а А. к. момента C _m—как отношение аэродинамич. момента Мк rv ²/2 , Sи к характерной длине l, т. е.
   
     где r— плотность среды, в которой движется тело, v —скорость тела относительно этой среды. Характерные размеры выбираются достаточно произвольно, например для самолёта S — площадь несущих крыльев (в плане), а l —длина хорды крыла; для ракеты S — площадь миделевого сечения,а l— длина ракеты. Если аэродинамическую силу и момент разложить на составляющие по осям, то соответственно будем иметь: А. к. сопротивления — C _x,подъёмной и боковой сил — С _уи C _z,а также А. к. моментов крена, рыскания и тангажа.
     Выражение аэродинамических сил и моментов в форме А. к. имеет большое значение для аэродинамических исследований и расчётов, существенно их упрощая. Так, например, аэродинамическая сила, действующая на самолёт, может достигать значений в сотни и тысячи кн(десятки и сотни mс) ,та же сила, действующая на модель этого самолёта, испытываемую в аэродинамической трубе,составляет десятки ньютонов ( н), но А. к. для самолёта и для модели равны между собой. Или, например, аэродинамическая сила, действующая на шар, падающий с большой высоты на землю, зависит от высоты и скорости падения шара, а А. к. является постоянной величиной.
     Для аппаратов больших размеров, летящих на малой высоте с дозвуковой скоростью, для которых М-числоМ< 0,2, А. к. зависит только от формы летательного аппарата и угла атаки (угла между характерной плоскостью и направлением скорости полёта). В общем случае А. к. зависят от вязкости и сжимаемости газа, характеризуемой безразмерными подобия критериями: М-числоми Рейнольдса числом ( рис. 1 и 2 ).
      М. Я. Юделович.

   Рис. 1. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления конуса от числа М. Рис. 2. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления шара от числа Re.