Аеродинамікою і етичні вимір ення, вимірювання швидкості, тиску, щільності і температури рухомого повітря, а також сил, що виникають на поверхні твердого тіла, щодо якого відбувається рух, і потоків тепла, що надходять до цієї поверхні. Більшість практичних завдань, які ставлять перед аерогазодинаміки авіація, ракетна техніка, турбобудування, промислове виробництво і т. Д., Вимагає для свого рішення проведення експериментальних досліджень. У цих дослідженнях на експериментальних установках - аеродинамічних трубах і стендах - моделюється розглядається протягом (наприклад, рух літака із заданими величинами висоти і швидкості) і визначаються силові і теплові навантаження на досліджувану модель. Дотримання умов, що диктуються теорією моделювання , Дозволяє перейти від результатів експерименту на моделі до натури. Результати вимірювань зазвичай отримують у формі залежностей безрозмірних аеродинамічних коефіцієнтів від основних критеріїв подібності - М-числа , Рейнольдса числа , Прандтля числа і т. д. і в такому вигляді ними користуються для визначення підйомної сили і опору літака, нагрівання поверхні ракети і космічного корабля і т. п.
Вимірювання сил і моментів, що діють на обтічне тіло. При вирішенні багатьох завдань виникає необхідність вимірів сумарних сил, що діють на модель. У аеродінаміческіх трубах для визначення величини, напряму і точки прикладання аеродинамічних сили і моменту зазвичай застосовують аеродинамічні ваги. Аеродинамічну силу, діючу на вільно летить модель, можна визначити, вимірюючи прискорення моделі. Прискорення летять моделей або натурних об'єктів в льотних випробуваннях вимірюють акселерометрами . Якщо розмір моделі не дозволяє встановити на ній необхідні прилади, то прискорення знаходять по зміні швидкості v моделі уздовж траєкторії.
Повну аеродинамічну силу (момент), що діє на тіло, можна уявити як суму равнодействующих нормальних і дотичних сил на його поверхні. Щоб отримати значення нормальних сил, вимірюють тиску на поверхні моделі за допомогою спеціальних, т. Н. дренажних, отворів, з'єднаних з манометрами гумовими або металевими трубками (рис. 1). Тип манометра вибирається відповідно до величини вимірюваного тиску і заданою точністю вимірювань.
Якщо швидкість потоку, оточуючого модель, так велика, що позначається стисливість газу, то можна оптичними методами знайти розподіл щільності газу поблизу поверхні моделі (див. Нижче), а потім розрахувати поле тисків і отримати розподіл тисків по поверхні моделі. Сили, дотичні до поверхні моделі, зазвичай визначають розрахунком; в деяких випадках для їх вимірювання застосовують спеціальні ваги.
Вимірювання швидкості газу, оточуючого модель. Швидкість газу в аеродинамічних трубах і при обтіканні літаків, ракет і літаючих моделей в більшості випадків вимірюється трубками (насадками) Прандтля (див. трубки гідрометричні ). Манометри, підключені до насадку Прандтля, вимірюють повне p 0 і статичне р тиску поточного газу. Швидкість нестисливого газу визначають з рівняння Бернуллі:
(Де r - щільність рідини).
Якщо вимірювана швидкість більше швидкості звуку, перед насадкою виникає ударна хвиля і показання манометра, з'єднаного з трубкою повного тиску, буде відповідати величині повного тиску за ударною хвилею p 0 '<p 0. У цьому випадку визначають вже не v, а число М за спеціальною формулою. При вимірі надзвукових швидкостей зазвичай користуються роздільними насадками для виміру статичного тиску р і повного тиску p 0 'за прямим стрибок ущільнення .
Існують також методи, що дозволяють вимірювати швидкість газу зі зміни кількості тепла, що відводиться від нагрітої зволікання термоанемометра , По співвідношенню щільності або температур в загальмованому і поточному газі; по швидкості переміщення зазначених частинок.
Для вимірювання щодо малих швидкостей в промисловій аеродинаміці і метеорології застосовують анемометри , Середню величину швидкості газу, поточного в трубі, можна отримати, вимірюючи його витрату спеціальними витратомірами . Швидкість летить тіла можна також обчислити, вимірюючи час проходження тілом заданої ділянки траєкторії, по Доплера ефекту і іншими способами.
Вимірювання щільності газу. Основні методи дослідження поля щільності газу можна розділити на 3 групи: засновані на залежності коефіцієнта заломлення світла від щільності газу; на поглинанні променистої енергії газом і засновані на післясвітіння молекул газу при електричному розряді. Останні 2 групи методів застосовні для дослідження щільності газу при низькому тиску. З методів 1-ї групи застосовуються метод Теплера ( «шлірен» -метод) і інтерферометричний. У них для вимірювання щільності користуються залежністю між щільністю r газу і коефіцієнт заломлення n світла:
При обтіканні тіла стискуваним середовищем в областях, де є обурення газу, викликані обтічним тілом, виникають поля з неоднорідним розподілом щільності (поля градієнтів щільності). Окремі ділянки поля з різною щільністю по-різному відхиляють проходить через них промінь світла. Частина відхилених променів не пройде через фокус приймача приладу Теплера, т. К. Його зрізає непрозора пластина, т. Н. ніж Фуко 7 (рис. 2); в результаті виходить місцева зміна освітленості екрану (фотопластинки). Отримані фотографії (рис. 3, а) дозволяють якісно аналізувати характер обтікання моделі; на них добре видно області значних змін щільності: ударних хвиль, зон розрідження і т. п. Ударні хвилі, які видно на фотографії у вигляді тонких ліній 2, насправді являють собою конічні поверхні, на яких відбувається стрибкоподібне зміна тиску, щільності і температури повітря . При обтіканні кільцевої поверхні торця циліндра відбувається відрив прикордонного шару 3 від поверхні конуса.
Кількісні дані про щільність газу і величиною зміни (градієнт) щільності можна отримати, порівнюючи за допомогою мікрофотометра зміна освітленості екрану, викликане градієнтом щільності в досліджуваному перебігу, зі зміною освітленості, викликаною еталонною скляною лінзою 2 (рис. 3, б), розташованої поза потоком аеродинамічної труби: точкам в поле потоку і на лінзі, що має однакову освітленість, відповідає рівність коефіцієнта заломлення. За знайденими таким чином значенням коефіцієнт заломлення в полі течії обчислюють щільність газу і величину градієнта щільності для всього досліджуваного поля. Крім фотометричногометоду, для кількісного аналізу поля щільності користуються і іншими методами.
Метод дослідження течій газу за допомогою інтерферометра також заснований на залежності між щільністю газу і коефіцієнтом заломлення. Для цього зазвичай користуються інтерферометром Маха-Цендера. На отриманій фотографії (рис. 4) області рівної освітленості відповідають областям постійної щільності. Розшифровка фотографій дозволяє розрахувати щільність в досліджуваній області течії.
Одне з важливих переваг оптичних методів - можливість дослідження газових течій без допомоги зондів і насадков різних типів, що є джерелами збурень в потоці.
Вимірювання температури газових потоків. У потоці, що рухається з великою швидкістю, зазвичай розглядають 2 температури: необуреного потоку Т і загальмованого потоку T0 = T + v2 / 2 cp, де cр - питома теплостійкість газу при постійному тиску в дж / (кг · К), v в м / сек, Т і T 0 в до. Очевидно, що T0 ® T при v ® 0. У в'язкому газі, обтічні тверду поверхню, швидкість на стінці дорівнює нулю і будь-який нерухомий насадок, встановлений в повітряному потоці, вимірювальну температуру, близьку до температури гальмування T0. В показання приладу увійде ряд поправок, пов'язаних з наявністю витоків тепла і т. П.
За допомогою насадков (рис. 5), в яких вимірювальним елементом зазвичай служить термопара або термометр опору , Вдається виміряти температуру T 0 £ 1500 К. Для вимірювання більш високих температур загальмованого або поточного газу користуються оптичними яскравості і спектральними методами.
Статичну температуру Т можна знайти по зв'язку температури і швидкості звуку, т. К.
Для вимірювання швидкості звуку в стінці аеродинамічної труби вмонтовується джерело звукових коливань відомої частоти. На тіньової фотографії поля течії будуть видні звукові хвилі. Швидкість звуку визначається як a = fe, де е - відстань між хвилями, а f - частота коливань джерела (рис. 6).
Методи вимірювання дотичних сил (тертя) і теплових потоків на поверхні моделі. Для визначення дотичних напружень t і теплового потоку q можна провести вимірювання полів швидкості і температури газу поблизу поверхні і знайти шукані величини, користуючись рівнянням Ньютона для напруги тертя
і рівнянням теплопровідності
де m і l коефіцієнт динамічної в'язкості і коефіцієнт теплопровідності газу,
градієнти швидкості і температури біля поверхні тіла в напрямку у, нормальному до поверхні. Практично неможливо з достатньою точністю отримати значення
при y ® 0.Поетому для визначення сили тертя і потоків тепла на підставі виміру полів швидкості і температури в прикордонному шарі застосовують т. н. інтегральні методи, в яких сила тертя і тепловий потік на даній ділянці поверхні визначаються по змінах товщини прикордонного шару і профілів швидкості і температури.
Більш точні значення t: і q можна отримати безпосереднім виміром. Для цього на спеціальних вагах вимірюють дотичну силу D Х на елементі поверхні D S; дотичні напруження визначаються як
Аналогічно, користуючись калориметрами різних типів, можна виміряти тепловий потік q, що надходить до розглянутого елементу поверхні D S, і отримати питомий тепловий потік
Для отримання розподілу теплових потоків уздовж поверхні тіла зазвичай визначають швидкість підвищення температури dT / dt, вимірюваної термопарами, встановленими в спеціальних калориметрах, вмонтованих в поверхня моделі, або термопарами, безпосередньо упаяними в тонку поверхню моделі з відносно малою теплопровідністю.
Збільшення висоти і швидкості польоту, а також необхідність моделювання процесів, що виникають за сильними ударними хвилями і поблизу поверхні тіла, призвело до широкого використання в аеродинамічному експерименті і інших фізичних методів вимірювання, наприклад спектральних методів, застосовуваних в ударних трубах, радіоізотопних для виміру швидкості руйнування теплозахисних матеріалів, методів вимірювання електропровідності газу, що нагрівається ударною хвилею, і ін.
Літ .: Попов С. Г., Вимірювання повітряних потоків, М.-Л., 1947; його ж, Деякі завдання і методи експериментальної аеромеханіки, М., 1952: Пенк-Херст Р., Холдер Д., Техніка експерименту в аеродинамічних трубах, пров. з англ., М., 1955; Ладенбург Р., Вінклер Д., Ван-Вуріс К., Вивчення надзвукових явищ за допомогою інтерферометра, «Питання ракетної техніки», 1951, ст. 1-2; Техніка гіперзвукових досліджень, пров. з англ., М., 1964; Аерофізіческіе дослідження надзвукових течій, М.-Л., 1966; Сучасна техніка аеродинамічних досліджень при гіперзвукових швидкостях, під ред. А. крилля, пров. з англ., М., 1965.
М. Я. Юделовіч.
Мал. 5. Насадок для вимірювань температури загальмованого потоку: 1 - спай термопари; 2 - вхідний отвір; 3 - дифузор; 4 - вентиляційний отвір.
Мал. 6. Схема вимірювання температури газу за швидкістю поширення звукових хвиль.
Мал. 3б. Тіньові спектри обтікання моделі, кількісне дослідження перебігу: 1 - модель у формі конуса, що переходить в циліндр; 2 - еталонна лінза; 3 - ударна хвиля; 4 - віяло хвиль розрідження; 5 - лінія перетину поверхні ударної хвилі і захисного скла.
Мал. 3а. Тіньові спектри обтікання моделі, а - якісне дослідження картини перебігу при М = 3: 1 - модель у вигляді конуса, що спирається на торцеву поверхню циліндра; 2 - ударні хвилі; 3 - межа відірвалася прикордонного шару.
Мал. 4. Інтерферограмма обтікання моделі надзвуковим потоком: 1 - модель; 2 - лінії однакової щільності; 3 - поверхня ударної хвилі; 4 - прикордонний шар на поверхні сопла.
Мал. 2. Схема приладу Теплера: 1 - джерело світла; 2 - щілина; 3 - дзеркала; 4 - сферичні дзеркала; 5 - меніски; 6 - робоча частина аеродинамічної труби; 7 - ніж Фуко; 8 - напівпрозоре дзеркало; 9 - фотокамера; 10 - окуляр.
Мал. 1. Схема вимірювання статичних тисків на поверхні моделі: 1 - модель; 2 - дренажні отвори; 3 - трубки; 4 - манометр.