АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ИЗМЕРЕНИЯ

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ИЗМЕРЕНИЯ, измерения скорости, давления, плотности и темп-ры движущегося воздуха, а также сил, возникающих на поверхности твёрдого тела, относительно

к-рого происходит движение, и потоков тепла, поступающих к этой поверхности. Большинство практич. задач, к-рые ставят перед аэрогазодинамикой авиация, ракетная техника, турбостроение, пром. произ-во и т. д., требует для своего решения проведения эксперимент. исследований. В этих исследованиях на эксперимент, установках - аэродинамических трубах и стендах - моделируется рассматриваемое течение (напр., 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 осн. критериев подобия - М-числа, Рейнольдса числа, Прандтля числа и т. д. и в таком виде ими пользуются для определения подъёмной силы и сопротивления самолёта, нагревания поверхности ракеты и кос-мич. корабля и т. п.

И з м е р е н и е с и л и м о м е нтов, действующих на обтекаемое тело. При решении мн. задач возникает необходимость измерений суммарных сил, действующих на модель. В аэродинамич. трубах для определения величины, направления и точки приложения-аэродинамических силы и момента обычно применяют аэродинамические весы. Аэродинамич. 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 v модели вдоль траектории.

Полную аэродинамич. 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 металлич. трубками (рис. 1). Тип манометра выбирается в соответствии с величиной измеряемого давления и заданной точностью измерений.

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

Если скорость потока, обтекающего модель, так велика, что сказывается сжимаемость газа, то можно оптич. методами найти распределение плотности газа вблизи поверхности модели (см. ниже), а затем рассчитать поле давлений и по-

лучить распределение давлений по поверхности модели. Силы, касательные к поверхности модели, обычно определяют расчётом; в некоторых случаях для их измерения применяют спец. весы.

Измерение      скоростигаза, обтекающего модель. Скорость газа в аэродинамич. трубах и при обтекании самолётов, ракет и летающих моделей в большинстве случаев измеряется трубками (насадками) Прандтля (см. Трубки гидрометрические). Манометры, подключённые к насадку Прандтля, измеряют полное ро и статическое р давления текущего газа. Скорость несжимаемого газа определяют из уравнения Бернулли:

 (где р - 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

, В этом случае определяют уже

не  v, а число М по спец. формуле. При измерении сверхзвуковых скоростей обычно пользуются раздельными насадками для измерения статич. давления р

и полного давления за прямым скачком уплотнения.

Существуют также методы, позволяющие измерять скорость газа по изменению количества тепла, отводимого от нагретой проволочки термоанемометра; по соотношению плотностей или темп-р в заторможённом и текущем газе; по скорости перемещения отмеченных частиц.

Для измерения относительно малых скоростей в пром. аэродинамике и метеорологии применяют анемометры, ср. величину скорости газа, текущего в трубе, можно получить, измеряя его расход спец. расходомерами. Скорость летящего тела можно также вычислить, измеряя время прохождения телом заданного участка траектории, по Доплера эффекту и др. способами.

И з м е р е н и е п л о т н о с т и г а-з а. Осн. методы исследования поля плотностей газа можно разделить на 3 группы: основанные на зависимости коэфф. 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 ("шлиреп>-метод) и интерферометриче-ский. В них для измерения плотности пользуются зависимостью между плот-

ностью р газа и коэфф. преломления п света:

При обтекании  тела сжимаемой средой в областях, где имеются возмущения газа, вызванные обтекаемым телом, возникают поля с неоднородным распределением плотности (поля градиентов плотности). Отд. участки поля с разной плотностью по-разному отклоняют проходящий через них луч света. Часть отклонённых 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).

Рис. 2. Схема прибора Тёплера: / - 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.

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, к-рые видны на фотографии в виде тонких линий 2, в действительности представляют собой конич. поверхности, на к-рых происходит скачкообразное изменение давления, плотности и темп-ры воздуха. При обтекании кольцевой поверхности торца цилиндра происходит отрыв пограничного слоя 3 от поверхности конуса.

Количеств. 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 аэродинамич. трубы: точкам в поле потока и на линзе, имеющим одинаковую освещённость, соответствует равенство коэфф. преломления. По найденным таким образом значениям коэфф. преломления в поле течения вычисляют плотность газа и величину градиента плотности для всего исследуемого поля. Кроме фотометрич. метода, для количественного анализа поля плотностей пользуются и др. методами.

Метод исследования течений газа при помощи интерферометра также основан на зависимости между плотностью газа и коэфф. 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 оптич. методов - возможность исследования газовых течений без помощи зондов и насадков различных типов, являющихся источниками возмущений в потоке.

И з м е р е н и е   т е м п е р а т у р ы газовых потоков. В потоке, движущемся с большой скоростью, обычно рассматривают 2 темп-ры: невозмущённого потока Т и заторможённого потока где Ср - удельная теплостойкость газа при постоянном давлении в дж/(кг-К), v в м/сек, Т и То в К. Очевидно, что  при  В вязком газе, обтекающем твёрдую поверхность, скорость на стенке равна нулю и любой неподвижный насадок, установленный в воздушном потоке, измерит темп-ру, близкую к темп-ре торможения То. В показание прибора войдёт ряд поправок, связанных с наличием утечек тепла и т. п.

При помощи насадков (рис. 5), в к-рых измерит. элементом обычно служит термопара или термометр сопротивления, удаётся измерить темп-ру Для измерения более высоких темп-р заторможённого или текущего газа пользуются оптическими яркостными и спектральными методами.

Статич. темп-ру Т можно найти по связи темп-ры и скорости звука, т. к.  Для измерения скорости звука в стенке аэродинамич. трубы монтируется источник звуковых колебаний известной частоты.

Рис. 5. Насадок для измерений температуры заторможённого потока: / -спай термопары; 2 - входное отверстие; 3-диффузор; 4 - вентиляционное отверстие.

 На теневой фотографии поля течения будут видны звуковые волны. Скорость звука определяется как где в - расстояние между волнами, a f - частота колебании источника (рис. 6). М е т о д ы и з м е р е н и я к ас а т е л ь н ы х с и л (трения) и т е п л о в ы х п о т о к о в н а п ов е р х н о с т и м о д е л и. Для определения касат. напряжений т. и теплового потока q можно произвести измерение полей скорости и темп-ры газа вблизи поверхности и найти искомые величины, пользуясь ур-нием Ньютона для напряжений трения  и уравнением теплопроводности . где - коэфф. динамич. вязкости  и коэфф. теплопроводности газа,  - градиенты скорости и темп-ры у поверхности тела в направлении у, нормальном к поверхности. Практически невозможно с достаточной

точностью получить значения при

Поэтому для определения  силы трения и потоков тепла на основании измерения полей скорости и темп-ры в пограничном слое применяют т. н. интегральные методы, в к-рых сила трения и тепловой поток на рассматриваемом участке поверхности определяются по изменениям толщины пограничного слоя и профилей скорости и темп-ры.

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

Более точные значения тис; можно получить непосредственным измерением. Для этого на спец. весах измеряют касательную силу  на элементе поверхности  касательные напряжения определяются как ‘ Аналогично, пользуясь калориметрами различных типов, можно измерить тепловой поток q, поступающий к рассматриваемому элементу поверхности  и получить удельный

тепловой поток  . Для получения распределения тепловых потоков вдоль поверхности тела обычно определяют скорость повышения темп-ры измеряемой термопарами, установленными в спец. 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 аэродинамич. эксперименте и других физич. методов измерения, напр. 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; П э н к-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, п. 1 - 2; Техника гиперзвуковых исследований, пер. с англ., М., 1964; Аэрофизические исследования сверхзвуковых течений, М.- Л., 1966; Современная техника аэрр динамических исследований при гиперзвуковы:с скоростях, под ред. А. Крил-ла, пер. с англ., М., 1965. М. Я. Юделович.