Аэродинамические измерения — различия между версиями
EvgBot (обсуждение | вклад) (заливка из БСЭ) |
EvgBot (обсуждение | вклад) м |
||
| (не показана одна промежуточная версия этого же участника) | |||
| Строка 1: | Строка 1: | ||
| − | '''Аэродинамические измерения,''' измерения скорости, давления, плотности и температуры движущегося | + | '''Аэродинамические измерения,''' измерения скорости, давления, плотности и температуры движущегося [[воздух]]а, 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 [[аэрогазодинамика|аэрогазодинамикой]] авиация, ракетная техника, турбостроение, промышленное производство и т. д., требует для своего решения проведения экспериментальных исследований. В этих исследованиях на экспериментальных установках — [[Аэродинамическая труба|аэродинамических трубах]] 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 ''[[Моделирование|моделирования]],'' позволяет перейти от результатов эксперимента на модели к натуре. Результаты измерений обычно получают в форме зависимостей безразмерных [[Аэродинамические коэффициенты|аэродинамических коэффициентов]] от основных критериев подобия — [[М-число|М-числа]], [[Рейнольдса число|Рейнольдса числа]], [[Прандтля число|Прандтля числа]] 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 == | ||
| + | [[Изображение:Аэродинамические измерения_6_(БСЭ).jpg|thumb|240px|Рис. 1. Схема измерения статических давлений на поверхности модели: 1 — модель; 2 — дренажные отверстия; 3 — трубки; 4 — манометр.]] | ||
| + | При решении многих задач возникает необходимость измерений суммарных сил, действующих на модель. В аеродинамических трубах для определения величины, направления и точки приложения [[Аэродинамические сила и момент|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 ''[[Акселерометр|акселерометрами]].'' Если размер модели не позволяет установить на ней необходимые приборы, то ускорение находят по изменению скорости ''v'' модели 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. | 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. | ||
| Строка 7: | Строка 10: | ||
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. | 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 | + | == 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|Трубки гидрометрические]]). [[Манометр]]ы, подключенные к насадку Прандтля, измеряют полное ''p''<sub>0</sub> и статическое ''р'' давления текущего газа. Скорость несжимаемого газа определяют из уравнения [[Бернулли]]: | ||
[[Изображение:Аэродинамические измерения_i0_(БСЭ).gif]] | [[Изображение:Аэродинамические измерения_i0_(БСЭ).gif]] | ||
| Строка 19: | Строка 23: | ||
Для измерения относительно малых скоростей в промышленной [[Аэродинамика|аэродинамике]] и метеорологии применяют ''[[Анемометр|анемометры]],'' среднюю величину скорости газа, текущего в трубе, можно получить, измеряя его расход специальными ''[[Расходомер (в технике)|расходомерами]].'' Скорость летящего тела можно также вычислить, измеряя время прохождения телом заданного участка траектории, по [[Доплера эффект|Доплера эффекту]] и другими способами. | Для измерения относительно малых скоростей в промышленной [[Аэродинамика|аэродинамике]] и метеорологии применяют ''[[Анемометр|анемометры]],'' среднюю величину скорости газа, текущего в трубе, можно получить, измеряя его расход специальными ''[[Расходомер (в технике)|расходомерами]].'' Скорость летящего тела можно также вычислить, измеряя время прохождения телом заданного участка траектории, по [[Доплера эффект|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 ''n'' света: | + | == Измерение плотности газа == |
| + | [[Изображение:Аэродинамические измерения_5_(БСЭ).jpg|thumb|240px|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.]] | ||
| + | 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 ''n'' света: [[Изображение:Аэродинамические измерения_i1_(БСЭ).gif]] | ||
| − | [[Изображение:Аэродинамические | + | [[Изображение:Аэродинамические измерения_3_(БСЭ).jpg|thumb|240px|Рис. 3а. Теневые спектры обтекания модели, а — качественное исследование картины течения при [[Число Маха|М]] = 3:<br> 1 — модель в виде конуса, опирающегося на торцовую поверхность цилиндра; 2 — ударные волны; 3 — граница оторвавшегося пограничного слоя.]] |
| − | + | 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. [[Ударная волна|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 ''3'' от поверхности конуса. | |
| − | 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 ''3'' от поверхности конуса. | + | |
| + | [[Изображение:Аэродинамические измерения_2_(БСЭ).jpg|thumb|240px|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.]] | ||
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. | 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. | ||
| − | |||
| − | + | [[Изображение:Аэродинамические измерения_4_(БСЭ).jpg|thumb|240px|Рис. 4. Интерферограмма обтекания модели сверхзвуковым потоком: 1 — модель; 2 — линии одинаковой плотности; 3 — поверхность ударной волны; 4 — пограничный слой на поверхности сопла.]] | |
| + | Метод исследования течений газа при помощи [[интерферометр]]а 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 [[оптика|оптических]] методов — возможность исследования газовых течений без помощи зондов и насадков различных типов, являющихся источниками возмущений в потоке. | |
| − | + | == Измерение температуры газовых потоков == | |
| + | [[Изображение:Аэродинамические измерения_0_(БСЭ).jpg|thumb|240px|Рис. 5. Насадок для измерений температуры заторможенного потока: 1 — спай термопары; 2 — входное отверстие; 3 — диффузор; 4 — вентиляционное отверстие.]] | ||
| − | + | В потоке, движущемся с большой скоростью, обычно рассматривают 2 температуры: невозмущённого потока ''Т ''и заторможенного потока ''T<sub>0</sub>'' = ''T + v<sup>2</sup>/''2''c<sub>p</sub>, ''где ''c<sub>р</sub> —'' удельная теплостойкость газа при постоянном давлении в ''дж/''(''кг·К'')'', v'' в ''м /сек, Т'' и ''T''<sub>0</sub> в ''К''. Очевидно, что ''T<sub>0</sub> ''® 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<sub>0</sub>.'' 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|термопара]] или ''[[Термометр сопротивления|термометр сопротивления]], ''удаётся измерить температуру ''T''<sub>0</sub> £ 1500 ''К''. Для измерения более высоких температур заторможенного или текущего газа пользуются оптическими яркостными и спектральными методами. | |
| − | + | Статическую температуру ''Т'' можно найти по связи температуры и скорости звука, т. к. [[Изображение:Аэродинамические измерения_i2_(БСЭ).gif]] | |
| − | + | [[Изображение:Аэродинамические измерения_1_(БСЭ).jpg|thumb|240px|Рис. 6. Схема измерения температуры газа по скорости распространения звуковых волн.]] | |
| + | 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'''''). | ||
| − | [[Изображение:Аэродинамические измерения_i3_(БСЭ).gif]] | + | == Методы измерения касательных сил (трения) и тепловых потоков на поверхности модели == |
| + | Для определения касательных напряжений ''t'' и теплового потока ''q'' можно произвести измерение полей скорости и температуры газа вблизи поверхности и найти искомые величины, пользуясь уравнением [[Ньютон]]а для напряжений трения [[Изображение:Аэродинамические измерения_i3_(БСЭ).gif]] | ||
| − | и уравнением теплопроводности | + | и уравнением [[теплопроводность|теплопроводности]] |
[[Изображение:Аэродинамические измерения_i4_(БСЭ).gif]] | [[Изображение:Аэродинамические измерения_i4_(БСЭ).gif]] | ||
| − | где m и l коэффициент динамической вязкости и коэффициент теплопроводности газа, | + | где m и l коэффициент динамической вязкости и коэффициент теплопроводности газа, |
| − | + | [[Изображение:Аэродинамические измерения_i5_(БСЭ).gif]] [[градиент]]ы скорости и температуры у поверхности тела в направлении ''у,'' нормальном к поверхности. Практически невозможно с достаточной точностью получить значения | |
| − | [[Изображение:Аэродинамические измерения_i5_(БСЭ).gif]] | + | |
| − | + | ||
| − | + | ||
[[Изображение:Аэродинамические измерения_i6_(БСЭ).gif]] | [[Изображение:Аэродинамические измерения_i6_(БСЭ).gif]] | ||
| Строка 67: | Строка 73: | ||
[[Изображение:Аэродинамические измерения_i8_(БСЭ).gif]] | [[Изображение:Аэродинамические измерения_i8_(БСЭ).gif]] | ||
| − | Для получения распределения тепловых потоков вдоль поверхности тела обычно определяют скорость повышения температуры ''dT/dt, ''измеряемой | + | Для получения распределения тепловых потоков вдоль поверхности тела обычно определяют скорость повышения температуры ''dT/dt, ''измеряемой [[термопара]]ми, 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 | + | 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 [[спектр]]альных методов, применяемых в ударных трубах, радиоизотопных для измерения скорости разрушения теплозащитных материалов, методов измерения электропроводности газа, нагреваемого ударной волной, и др. |
| − | + | == Литература == | |
| − | + | * 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. '' | '' М. Я. Юделович. '' | ||
| − | |||
| − | |||
| − | |||
| − | |||
| − | |||
| − | |||
| − | |||
| − | |||
| − | |||
| − | |||
| − | |||
| − | |||
| − | |||
| − | |||
{{БСЭ}} | {{БСЭ}} | ||
| − | |||
[[Категория:Аэродинамика]] | [[Категория:Аэродинамика]] | ||
Текущая версия на 18:30, 1 сентября 2008
Аэродинамические измерения, 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 — аэродинамических трубах 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 числа 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.
Содержание
Измерение сил и моментов, действующих на обтекаемое тело
.jpg)
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 v модели 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 p0 и статическое р давления текущего газа. Скорость несжимаемого газа определяют из уравнения Бернулли:
.gif){kind=small}
(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 p0’ < p0. В этом случае определяют уже не v, а число М по специальной формуле. При измерении сверхзвуковых скоростей обычно пользуются раздельными насадками для измерения статического давления р и полного давления p0’ 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
.jpg)
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 n света: .gif){kind=small}
.jpg)
1 — модель в виде конуса, опирающегося на торцовую поверхность цилиндра; 2 — ударные волны; 3 — граница оторвавшегося пограничного слоя.
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 3 от поверхности конуса.
.jpg)
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.
.jpg)
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
.jpg)
В потоке, движущемся с большой скоростью, обычно рассматривают 2 температуры: невозмущённого потока Т и заторможенного потока T0 = T + v2/2cp, где cр — удельная теплостойкость газа при постоянном давлении в дж/(кг·К), v в м /сек, Т и T0 в К. Очевидно, что T0 ® 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 T0. 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 T0 £ 1500 К. Для измерения более высоких температур заторможенного или текущего газа пользуются оптическими яркостными и спектральными методами.
Статическую температуру Т можно найти по связи температуры и скорости звука, т. к. .gif){kind=small}
.jpg)
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 q можно произвести измерение полей скорости и температуры газа вблизи поверхности и найти искомые величины, пользуясь уравнением Ньютона для напряжений трения .gif){kind=small}
и уравнением теплопроводности
.gif){kind=small}
где m и l коэффициент динамической вязкости и коэффициент теплопроводности газа,
.gif){kind=small}
градиенты скорости и температуры у поверхности тела в направлении у, нормальном к поверхности. Практически невозможно с достаточной точностью получить значения
.gif){kind=small}
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 q можно получить непосредственным измерением. Для этого на специальных весах измеряют касательную силу DХ на элементе поверхности DS; касательные напряжения определяются как
.gif){kind=small}
Аналогично, пользуясь калориметрами различных типов, можно измерить тепловой поток q, поступающий к рассматриваемому элементу поверхности DS, и получить удельный тепловой поток
.gif){kind=small}
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.
Литература
- 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.
- Эта статья или раздел использует текст Большой советской энциклопедии.
