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.

А Б В Г Д Е Ё Ж З И Й К Л М Н О П Р С Т У Ф Х Ц Ч Ш Щ Ъ Ы Ь Э Ю Я