АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ИЗМЕРЕНИЯ

Измерения скорости, давления, плотности и темп-ры движущегося воздуха (или др. газа), сил, возникающих на поверхности тв. тела, относительно к-рого происходит движение, а также тепловых потоков, поступающих к этой поверхности. Большинство практич. задач, к-рые ставят перед газовой динамикой авиация, ракетная техника, турбостроение, пром. производство и т. д., требуют для своего решения проведения эксперим. исследований. В этих исследованиях на эксперим. установках — аэродинамических трубах и стендах — моделируется рассматриваемое течение (напр., движение самолёта с заданными величинами высоты полёта и скорости) и определяются силовые и тепловые нагрузки на исследуемую модель. Соблюдение условий, диктуемых теорией моделирования, позволяет перенести результаты эксперимента на модели на натурный объект. Важной составной частью эксперимента явл. А. и., результаты к-рых обычно получают в форме зависимостей безразмерных аэродинамических коэффициентов или безразмерных коэфф. теплообмена от осн. критериев подобия — Маха числа, Рейнольдса числа и др. В таком виде ими пользуются для определения подъёмной силы и сопротивления самолёта, нагревания поверхности ракеты и косм. корабля и т. п.

Измерение сил и моментов, 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 аэродинамич. 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 модели вдоль траектории.

Чтобы получить значение сил, действующих на тело, 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 временем измерения, к-рое изменяется от 10-6 с в ударных трубах до 102 с в обычных аэродинамич. трубах. Силы, касательные к поверхности модели, обычно находят расчётом; в нек-рых случаях их определяют, измеряя поля скорости в пограничном слое, или применяют спец. весы, измеряющие силу трения.

Измерение скорости. Для определения скорости v потока газа обычно измеряют полное р0 и статическое р давления в исследуемой точке потока, а значение скорости в случае несжимаемого газа определяют из Бернулли уравнения: v=O(2(p0-p)/r) (r плотность газа).

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

Давление измеряют манометрами с помощью спец. насадков, к-рые вводятся в поток (см. ТРУБКИ ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЕ).

Если измеряемая скорость больше скорости звука, перед насадком возникает ударная волна и показание манометра, соединённого с трубкой полного давления, соответствует величине полного давления за ударной волной p'0<�р0. В этом случае обычно определяют не v, а безразмерную скорость — число Маха M=v/a (a — скорость звука в данной точке) по ф-ле Рэлея, к-рая связывает отношение p'0/p0 с М. Число М можно определять и др. способом, пользуясь оптич. методами и измеряя угол наклона ударной волны а, образующейся при обтекании конуса (или клина) с углом при вершине 0. При q®0 M=l/sina, а при q?0 между а, в и М имеют место аналитич. зависимости, позволяющие вычислить М.

Существуют также методы определения скорости газа по отношению плотностей r/r0 или темп-р Т/Т0 в текущем и заторможённом газе, по охлаждению потоком газа нагретой проволочки термоанемометра, по скорости перемещения в потоке мелких ч-ц, в частности с помощью лазерных доплеровских измерителей скорости, и др.

Измерение температуры текущего газа. Полная темп-pa движущегося газа, т.н. темп-ра торможения, T0=T+v2l2cp, где Т — статич. темп-pa газа, v2/2cp— т. н. кинетич. темп-pa, ср— уд. теплоёмкость газа при пост. давлении. Для измерения темп-ры торможения движущегося газа применяются спец. насадки (рис. 2), у к-рых измерит. элементом служит термопара или термометр сопротивления. Темп-pa, измеряемая в точке 1 насадка, связана с темп-рой торможения: Т1=КТ0, где

тарировочный коэфф. K<1 зависит от формы насадка.

Статич. темп-ру Т, если она достаточно высока, измеряют по излучению газа или вводимых в него примесей, используя спектр. методы. Относительно низкие статич. темп-ры можно определять, измеряя скорость распространения звука, т. к. Т=а2.

Измерение температуры поверхности тел, находящихся в газовом потоке. При исследовании теплообмена и решении нек-рых газодинамич. задач необходимо измерять темп-ру поверхности тела, обтекаемого газом. Для этой цели используют термопары и термометры сопротивления, установленные на исследуемой поверхности, термокраски, изменяющие цвет при достижении «пороговой» темп-ры, а также оптич. методы, позволяющие измерять излучение поверхности в видимом и ИК диапазонах длин волн.

При исследовании аэродинамического нагрева летящих тел можно применять нестационарный или стационарный методы измерений тепловых потоков, поступающих к поверхности тела. В первом методе измеряется скорость нагрева поверхности тела dTw/dt, где Tw— темп-pa поверхности модели, t = время, и величина теплового потока получается из решения ур-ния теплопроводности для материала модели. Во втором — в модели устанавливают калориметр, которым измеряют кол-во теплоты, поступающей к поверхности модели при Tw=const.

Исследование полей плотности газа. Осн. методами исследования распределения плотности газа в пространстве явл. оптич. методы, к-рые можно разделить на три группы, основанные на зависимости коэфф. преломления света от плотности газа, на поглощении лучистой энергии газом и на послесвечении молекул газа при электрич. разряде или свечении молекул, возбуждённых электронным пучком. Последние две группы методов используют для исследования плотности газа при низких давлениях. В достаточно плотном сжимаемом газе (при давлениях р>100 Па) для исследования полей плотности пользуются зависимостью коэфф. преломления света n от плотности газа r:

(1/r)(n2-1)/(n2+2)=const.

При обтекании тела сжимаемым газом возникают области с неоднородным распределением плотности, отдельные участки которых по-разному отклоняют проходящий через них луч света.

Рис. 3. Оптич. методы исследования полей плотности (слева — схема метода, справа — фотография крыла самолёта, полученная этим методом): о — теневой метод; б — метод Тёплера; в — интерференц. метод с использованием интерферометра Маха — Цендера; 1 — источник света; 2 — исследуемая область течения; 3 — экран; 4 — линза; 5 — нож Фуко; 6 — полупрозрачные зеркала; 7 — непрозрачные зеркала; 8 — компенсатор.

В простейшем, т. н. теневом, методе (рис. 3, а) пучок света, выходящий из точечного источника, проходит через исследуемое поле и, освещая экран, даёт на нём изображение областей течения, в к-рых изменяется вторая производная плотности д2r/дx2 (напр., ударные волны, граница струи). В более сложном «шлирен»-методе, или методе Тёплера (см. ТЕНЕВОЙ МЕТОД), пучок света (рис. 3, б), прошедший исследуемое поле, фокусируется при помощи линзы или вогнутого зеркала на кромку острой непрозрачной пластины — ножа Фуко. Этот метод чувствителен к градиенту плотности дr/дх и позволяет, используя фотометрию и эталон освещённости, получать абс. значения плотности в исследуемом поле.

Метод исследования с использованием интерферометра Маха — Цендера также основан на зависимости между плотностью газа и коэфф. преломления (рис. 3, в). Искомая плотность r=r0+ml/kl, где r — плотность газа в компенсаторе 8, l — длина волны света, l — ширина рабочей части аэродинамич. трубы,

k=(n-1)/r, m — относит. смещение интерференц. полосы на экране.

В разреженных газах для исследования полей плотности и темп-ры используют измерение интенсивности свечения молекул, возбуждённых электронным пучком (рис. 4). Интенсивность свечения в видимом диапазоне спектра связывается тарировоч

Рис. 4. Исследование полей плотности с помощью пучка эл-нов. Слева — схема установки: 1 — электронная пушка; 2 — коллектор; 3 — приёмник излучения возбуждённых молекул; 4 — исследуемое поле; 5 — излучающая область. Справа — фотография течения в нерасчётной сверхзвук. струе, втекающей в камеру с давлением »6Па, полученная поперечным сканированием пучком эл-нов.

ной зависимостью с плотностью газа, а в рентг. диапазоне — с темп-рой. Пучок эл-нов, движущихся от электронной пушки 1 к коллектору 2, возбуждает молекулы газа. Излучение возбуждённых молекул регистрируется приёмником 3. Перемещая область 5 в исследуемое поле 4, получают хар-ки течения.