Аэродинамические измерения — различия между версиями

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.

Измерение сил и моментов, действующих на обтекаемое тело

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 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:

(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

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:

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.

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.

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.

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 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

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 T₀ = T + v²/2c_p, где c_р — 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.

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).

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

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 q можно получить непосредственным измерением. Для этого на специальных весах измеряют касательную силу DХ на элементе поверхности DS; касательные напряжения определяются как

Аналогично, пользуясь калориметрами различных типов, можно измерить тепловой поток q, поступающий к рассматриваемому элементу поверхности DS, 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.

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.