«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 (См. Аэродинамическая труба) 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 (См. Моделирование), позволяет перейти от результатов эксперимента на модели к натуре. Результаты измерений обычно получают в форме зависимостей безразмерных аэродинамических коэффициентов (См. Аэродинамические коэффициенты) от основных критериев подобия — М-числа (См. М-число), Рейнольдса числа (См. Рейнольдса число), Прандтля числа (См. Прандтля число) 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. 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 (См. Аэродинамические сила и момент) 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 ρ — 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 ри полного давления p₀’ за прямым скачоком уплотнения (См. Скачок 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 (См. Аэродинамика) 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. 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 ρ газа и коэффициент преломления n света:

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.

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.

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. В потоке, движущемся с большой скоростью, обычно рассматривают 2 температуры: невозмущённого потока Ти 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.

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 τ 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 μ и λ 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 (См. Пограничный слой) 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 τ: и q можно получить непосредственным измерением. Для этого на специальных весах измеряют касательную силу ΔХ на элементе поверхности ΔS; касательные напряжения определяются как

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

Лит.: 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.

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

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.

Рис. 5. Насадок для измерений температуры заторможенного потока: 1 — спай термопары; 2 — входное отверстие; 3 — диффузор; 4 — вентиляционное отверстие.

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

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.

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.

Рис. 4. Интерферограмма обтекания модели сверхзвуковым потоком: 1 — модель; 2 — линии одинаковой плотности; 3 — поверхность ударной волны; 4 — пограничный слой на поверхности сопла.

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.