аэродинамический эксперимент

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ЭКСПЕРИМЕНТ - научно поставленный опыт, задача к-рого - исследование течения газа, а также силового, теплового и др. форм воздействия газа на поверхность движущегося в нём тела. Большинство задач, к-рые ставят перед аэро- и газодинамикой авиация, ракетная техника, турбостроение, пром. произ-во и строительство, требуют для решения эксперим. исследований. Конечная цель этих исследований - определение сил, действующих на обтекаемое тело, с целью расчёта траектории его движения, требуемой мощности двигателей и прочности элементов конструкции, тепловых потоков к элементам поверхности тела для выбора методов теплозащиты, параметров газа в областях течения, возмущённых движущимся телом, что необходимо для расчёта воздействия потока газа на др. тела.

А. э. проводится на спец. установках - аэродинамических трубах или стендах, где моделируется рассматриваемое движение (напр., движение снаряда, самолёта или космич. спускаемого аппарата в атмосфере заданного состава). Если моделирование процесса обеспечивает соблюдение равенства безразмерных критериев подобия в соответствии с требованиями подобия теории, то безразмерные значения сил, моментов сил, тепловых потоков к поверхности и течения в области возмущения при моделировании и в реальном течении будут совпадать.

Осн. критериями динамич. подобия для установившегося обтекания тела газом являются: Маха число , Рейнолъдса число и , где и а - скорости потока и звука в газе перед моделью, l - характерный линейный размер модели,- коэф. кинематич. вязкости газа, - коэф. теплоёмкости при пост. давлении и объёме. Равенство этих чисел для модели и натуры обеспечивает равенство аэродинамических коэффициентов. Обеспечить полное подобие по числам M и Re затруднительно, а во мн. случаях и невозможно, поэтому часто ограничиваются приближённым подобием. Напр., для течений с малой скоростью, когда сжимаемостью среды можно пренебречь, ограничиваются подобием по числу Re, а для течений с большой скоростью, когда сжимаемость газа становится существенной, обтекание модели исследуется при числе M, равном ожидаемому числу M для натурного объекта. Если при этом числа Re модели и натуры неодинаковы, то влияние его на величину аэродинамич. коэф. учитывается расчётной или эксперим. поправкой.

Эксперим. исследование полёта на больших высотах и скоростях связано с необходимостью соблюдать дополнит. условия, к числу к-рых относятся безразмерные комбинации или , характеризующие отношение длины свободного пробега молекулы к размерам тела. Кроме того, при больших сверхзвуковых скоростях необходимо соблюдать условия теплового подобия, т.е. подобия температурных полей и тепловых потоков, характеризуемых Прандтля числом , Нусселъта числом и Стэнтона числом , где - коэф. теплоотдачи, - коэф. вязкости и теплопроводности газа, - плотность текущего газа. При исследовании нестационарного движения необходимо, кроме перечисленных, соблюдать также критерий гомохронности, характеризуемый Струхаля числом , где t - характерное время процесса.

Методы создания потока, обтекающего модель. Существует неск. способов осуществления обтекания исследуемой модели. Поскольку характер потока около обтекаемого тела и действующие на него силы не зависят от того, движется ли тело в неподвижном газе или равномерный поток газа обтекает неподвижное тело, то А. э. в большинстве случаев производится в аэродинамич. трубах, где исследуется обтекание газом неподвижно закреплённых моделей. Это основной и наиболее распространённый метод А. э. Одно из его достоинств - возможность испытания моделей сложной формы, устанавливаемых под любым углом к направлению скорости потока. Кроме того, аэродинамич. трубы в большинстве случаев позволяют получить большую продолжительность установившегося режима обтекания модели, что даёт возможность использовать разнообразные методы измерения и выполнять всесторонние исследования.

Недостаток аэродинамич. труб - трудность получения чисел М>10- 12, т. к. для предотвращения конденсации воздуха, ускоряющегося в сопле аэродинамич. трубы, его необходимо нагревать до темп-р, превышающих 1000 ^оC. Применение одноатомных газов (в основном гелия), конденсирующихся при низких темп-pax, позволяет получить в аэродинамич. трубах числа Мy20, однако при этом в получаемые результаты необходимо вносить поправки, учитывающие различие физ. свойств воздуха и одноатомных газов. К недостаткам аэродинамич. труб также относятся повышенная турбулентность потока и трудности, вызываемые необходимостью предотвращения или учёта влияния на обтекание модели стенок аэродинамич. трубы и державок или подвесок, на к-рых крепится модель.

Для моделирования обтекания спускаемых космич. аппаратов и головных частей баллистич. ракет при изучении вопросов, связанных с обтеканием элементов поверхности высокотемпературным газом, существуют аэродинамич. трубы, у к-рых темп-pa газа в форкамере достигает 5000-6000 К (установки с электродуговым подогревом рабочего тела), а при кратковременной работе - 15000-18000 К (ударные трубы). Особую группу аэродинамич. труб представляют установки, обеспечивающие течение разреженных газов и создающие условия, соответствующие полёту на высотах ~100 км.

К установкам, обеспечивающим исследование обтекания движущейся модели в неподвижном воздухе, относятся ротативные машины, баллистич. установки, летающие модели и ракетные тележки. На ротативных машинах модель вращается по замкнутому кругу; их недостатки - невозможность получения значит. чисел M и трудности, связанные с необходимостью учёта влияния на обтекаемые модели центробежных сил и аэродинамич. следа за моделью.

В баллистич. и аэробаллистич. установках модель небольших размеров и относительно простой формы катапультируется (выстреливается) в первом случае в неподвижный воздух, а во втором - навстречу струе, выходящей из сопла аэродинамич. трубы. Если струя вытекает из сопла со скоростью, соответствующей числу М=5, а скорость полёта модели 4000 м/с, то число M

Рис. 1. Схема аэробаллистической установки.

модели относительно движущегося воздуха равно 30; при этом можно получить число Rе~10⁸ и темп-ру торможения Т₀~12000 К. В аэробаллистич. установке (рис. 1) исследуемая модель 1 выстреливается пушкой 2 навстречу потоку газа, выходящего из сверхзвукового сопла 4; пройдя через критич. сечение сопла, модель улавливается контейнером 5. Через окна 7 в стенках рабочей части 6 производится фотографирование моделей теневым методом. Параллельный пучок света от точечного источника 8 (обычно искровой разряд с длительностью свечения 10 ^-8 с) отражается зеркалом 9, проходит через окна 7 и освещает фотоплёнку в кассете. Система синхронизации, искровой источник света 8 и оптич. система 9 позволяют получать последовательность фотоснимков, на к-рых видны силуэт модели и теневая картина её обтекания (рис. 2). Длительность промежутка времени между искровыми разрядами регистрируется хронометром. Расстояние, проходимое моделью за это время, определяется по расстоянию между визирными линиями, нанесенными на защитных стёклах окон (рис. 2), и по положению модели относительно визирной линии на фотоснимке.

Рис. 2. Теневая фотография летящей модели: 1 - ударные волны; 2 - визирная линия.

Полученные данные позволяют вычислить скорость и ускорение, а следовательно, и суммарную аэродинамическую силу, действующую на модель. Малогабаритная телеметрическая аппаратура даёт возможность вести и др. измерения непосредственно на летящей модели.

Аналогичные исследования выполняются при помогай летающих моделей, к-рые катапультируются наземными установками, сбрасываются с самолётов или разгоняются спец. ракетами (рис. 3).

Рис. 3. Испытание в свободном полёте: 1 - исследуемая модель; 2 - телеметрия; 3 - ракетный двигатель; 4 - стабилизаторы.

Летающие модели обычно имеют значит. размеры и достаточно сложную форму. Измерит. и телеметрич. аппаратура, устанавливаемая на модели, в сочетании с наземным оборудованием позволяет вести детальное исследование сил, действующих на модель и её элементы, изучать нагревание модели и т. п. Недостатки этого метода А. э.- сложность и дороговизна, ограничивающие возможность проведения систематич. исследований.

Ракетная тележка (рис. 4) представляет собой площадку, к-рая движется по рельсам и ускоряется системой ракетных двигателей. Исследуемая модель и измерит. аппаратура крепятся на спец. раме. Совр. ракетные тележки позволяют получать числа М[3,5 и в осн. служат для исследования парашютов, катапультируемых сидений пилотов, прочности конструкций крыльев, фюзеляжа и т. п. Торможение ракетных тележек производится воздушным и гидравлич. тормозами, в нек-рых случаях - изменением направления тяги ракетных двигателей.

Рис. 4. Ракетная тележка: 1 - испытуемая модель; 2 - рельсовый путь; 3 - рама тележки; 4 - скользящие башмаки; 5 - корпус тележки; 6 - сопла ракетных двигателей.

Недостатки ракетных тележек - высокая стоимость оборудования и эксперимента, большие ускорения, действующие на модель и измерительную аппаратуру, а также трудность получения чисел М>5.

Несмотря на многообразие существующих аэродинамич. труб, стендов и установок, они в подавляющем числе случаев не могут обеспечить полное подобие условий обтекания модели и натуры. Окончат. суждение о качестве проведённых исследований дают результаты лётных испытаний натурного изделия.

Методы измерения сил и моментов, действующих на обтекаемое тело. При решении многих задач возникает необходимость измерения суммарных сил, действующих на тело, обтекаемое газом, или распределения давлений на его поверхности. В аэродинамич. трубах для определения величины, направления и точки приложения аэродинамических силы и момента, действующих на исследуемую модель, обычно применяют аэродинамич. весы. Аэродинамич. силу, действующую на свободно летящую модель, можно получить, измеряя ускорение модели. Ускорения летящих моделей и натурных объектов в лётных испытаниях измеряют акселерометрами. На баллистич.и аэробаллистич. установках ускорение обычно находят по изменению скорости модели вдоль траектории.

Полную аэродинамич. силу, действующую на тело, можно представить как геом. сумму равнодействующих нормальных и касательных сил на его поверхности. Сумму нормальных сил получают, измеряя давление на поверхности модели. Этот метод используется как в аэродинамич. трубах и установках, так и в лётных испытаниях. Нормальные давления измеряются при помощи т. н. дренажных отверстий, к-рые соединены с манометрами (рис. 5). Тип манометра выбирают в соответствии с заданной точностью, предполагаемой величиной измеряемого давления и длительностью эксперимента, к-рая изменяется от 10^-6 с для ударных труб до 10² с для обычных аэродинамич. труб. Силы, касательные к поверхности тела, обычно находят расчётом. В нек-рых задачах их определяют, измеряя поле скорости в пограничном слое или применяя спец. весы.

Методы измерения скорости газа, обтекающего модель. Скорость в аэродинамич. трубах, на самолётах и летающих моделях в большинстве случаев измеряется трубками (насадками) Прандтля.

Рис. 5. Схема измерений статических давлений на поверхности модели: 1- модель; 2 - дренажные отверстия; 3 - трубки; 4 - манометр.

Манометры, подключённые к насадку Прандтля, регистрируют полное р₀ и статическое р давления текущего газа. Скорость в несжимаемом газе (= const) определяется из ур-ния Бернулли

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 . Число M перед ударной волной находят по ф-ле Рэлея:

Для измерения числа M в сверхзвуковом потоке иногда пользуются зависимостью между углом наклона ударной волны (т. е. между вектором скорости перед скачком и линией фронта волны), числом M и углом при вершине обтекаемого клина (конуса). В частном случае при=0 угол наклона ударной волны бесконечно малой интенсивности (звуковая волна) связан с числом M зависимостью:.

В кон. 1970-х гг. началось практич. внедрение лазерных доплеровских измерителей скорости (ЛДИС), источником света в к-рых служит лазер, и скорость газа измеряется по доплеровскому смещению длины волны луча света, рассеянного твёрдыми или жидкими частицами, находящимися в исследуемой области течения (рис. 6).

Рис. 6. Схема лазерного доплеровского измерителя скорости (ЛДИС): 1 - лазер; 2 - исследуемая область течения; 3 - линзы; 4 - непрозрачное зеркало; 5 - полупрозрачное зеркало; 6 - приёмник излучения.

Скорость движения частиц размером d~10^-1 мкм принимается равной скорости газа. Существующая аппаратура позволяет измерять три компоненты средней и пульсационной скоростей в диапазоне 10^-1-10³ м/с при температурах исследуемого газа до 10³ К.

Существуют также методы, позволяющие определять скорость газа по изменению кол-ва теплоты, отводимой от нагретой поверхности датчиков термоанемометра .При этом измеряются по три компоненты средней и пульсационной скоростей. Однако, поскольку термоанемометры фактически регистрируют величину произведения, то осн. областью их применения являются дозвуковые течения, для к-рых можно полагать = const. Скорость потока можно находить также измеряя одноврем. плотности и или темп-ры и T в заторможенном и текущем газах, по скорости перемещения отмеченных частиц и т. п.

Исследование полей плотности газа. Осн. методами исследования поля плотностей газа являются оптич. методы, основанные на зависимости коэф. преломления света от плотности газа, на поглощении лучистой энергии газом, на послесвечении молекул газа при электрич. разряде и свечении молекул, возбуждённых электронным пучком. Последние две группы методов используют для исследования течений при низких давлениях. В достаточно плотном сжимаемом газе при давлениях р > 100 Па для исследования полей плотности пользуются зависимостью коэф. преломления света п от плотности газа :

При обтекании тела сжимаемым газом возникают области с неоднородным распределением плотности (поля градиентов плотности), отд. участки к-рых по-разному отклоняют проходящий через них луч света.

В простейшем, т. н. теневом методе (рис. 7, 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 , напр. ударные волны, граница струи и т. п.

Рис. 7. Оптические методы исследования полей плотности (слева - схема метода, справа - фотография обтекания крыла самолета, полученная этим методом) а - теневой метод; б - метод Теплера; в - интерференционный метод с использованием интерферометра Маха - Цендера; 1 - источник евета, 2 - исследуемая область течения; 3 - экран; 4 - линза, 5 - нож Фуко; 6 - полупрозрачные зеркала, 7 - непрозрачные зеркала; 8 - компенсатор.

В более сложном "шлирен" методе, или методе Теплера (см. Теневой метод ),пучок света (рис. 7,б), прошедший исследуемое поле, фокусируется при помощи линзы или вогнутого зеркала на кромку острой непрозрачной пластины - ножа Фуко. Этот метод чувствителен к первой производной и позволяет, используя фотометрию и эталон освещённости, получать абсолютные значения плотности в исследуемом поле.

Метод исследования с использованием интерферометра Маха - Цендера также основан на зависимости между плотностью газа и коэф. преломления (рис. 7, в). Искомая плотность , где r₀ - плотность газа в компенсаторе,- длина волны света, l - ширина рабочей части аэродинамич. трубы, q- (п- 1)r, т - 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. 8). Интенсивность свечения в видимом диапазоне спектра связывается тарировочной зависимостью с плотностью газа, а в рентгеновском диапазоне - с темп-рой. Пучок электронов, 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 характеристики течения. Теневой и интерферометрич. методы применимы для исследования плоских и осесимметричных течений В сочетании с искровым источником света этими методами широко пользуются для исследования обтекания свободно летящих моделей на баллистич. установках.

Измерение температуры газовых потоков. В потоке с большой скоростью обычно рассматривают две темп-ры: статич. (термодинамич.) темп-ру T и темп-ру заторможенного потока T₀=Т+ . Очевидно, что при . В вязком газе, обтекающем твёрдую поверхность, скорость на стенке равна нулю, и любой неподвижный насадок, установленный в воздушном потоке, изморит темп-ру, близкую к темп-ре торможения T₀.

Рис. 8. Исследование плотности с помощью пучка электронов: а - схема установки, 1 - электронная пушка, 2 - коллектор, 3 - приёмник излучения возбужденных молекул, 4 - исследуемое поле, 5 - излучающая область; 6 - фотография течения нерасчетной сверхзвуковой струи, втекающей в камеру с давлением 6 Па, полученная поперечным сканированием пучка электронов.

В показания прибора необходимо внести целый ряд поправок, связанных с наличием утечек тепла, коэфф. восстановления темп-ры и др. При помощи насадков (рис. 9), в к-рых измерит. элементом обычно служит термопара или термометр сопротивления, удаётся измерять темп-ру T₀[1500 К.

В случае, когда темп-pa текущего газа достаточно высока, можно с удовлетворит. точностью измерять статич. темп-ру, используя методы пирометрии оптической. В потоках холодных газов для получения статич. темп-ры иногда используют методы УЗ-анемометрии, позволяющей измерять скорость звука а и получать значения T из равенства , где R - газовая постоянная.

Измерение температуры поверхности тел, находящихся в потоке газа, необходимо вести при исследовании теплообмена, эффективности теплозащитных покрытий и др. Для этой цели используются термопары и термометры сопротивления, в том числе плёночные, устанавливаемые на исследуемой поверхности. Применяются также термокраски, изменяющие цвет при достижении "пороговой" температуры, а при достаточно больших значениях темп-ры - оптич. методы, позволяющие определять темп-ру по интенсивности излучения в ИК- или видимом диапазоне длин волн.

При измерениях тепловых потоков в А. э. обычно используется метод нестационарного нагрева тела. При этом в результате измерений получают зависимость , где - темп-pa поверхности t - время. Величину теплового потока находят из решения ур-ний баланса тепла, поступающего к поверхности тела, излучаемого этой поверхностью в окружающее пространство и распространяющегося от поверхности внутрь тела. В нек-рых случаях поток тепла измеряют калориметрами, устанавливаемыми в модели и работающими при Т=const.

Для теплозащиты посадочных ступеней космич. аппаратов и головных частей баллистич. ракет часто используют уносимые теплозащитные материалы, поглощающие в процессе разрушения и уноса большое кол-во тепла.

Рис. 9. Насадок для измерения температуры заторможенного потока; 1 - спай термопары; 2 - входное отверстие; 3 - диффузор; 4 - вентиляционное отверстие.

При исследовании теплозащитных материалов на стендах обычно задаётся тепловой поток к поверхности и измеряется скорость разрушения поверхности образца. Для регистрации перемещения поверхности образца теплозащитного материала обычно используется киносъёмка, а в нек-рых случаях -датчики, устанавливаемые в его толще.

Визуализация течения применяется для выяснения особенностей характера обтекания рассматриваемого тела, течения в следе за телом (рис. 10), течения на его поверхности и др.

Рис. 10. Визуализация вихревой дорожки (для Re = 73) с помощью частиц дыма.

При сверхзвуковых скоростях и относительно простых течениях (плоское или осесимметричное) картина распределения плотности газа в области, возмущённой обтекаемым телом, достаточно полно характеризует особенности течения. Для получения поля плотностей широко используются оптич. методы, описанные выше (рис. 7 и 8).

При исследовании теплообмена на поверхности тел сложной формы часто визуализируют пристеночные течения, используя наносимые на поверхность "точки" легкоплавкого и вязкого вещества (рис. 11, а) или термокраски (рис. 11, б).

Рис. 11. Визуализация течения на подветренной стороне конуса при истечении струи, нормальной к его поверхности ил отверстия в нем: а - предельные линии тока, полученные "точками" легкоплавкого материала; б - зоны повышенного уровня теплового потока (с помощью термокраски).

Для получения областей концснтрации тепловых потоков применяют тепловизоры, регистрирующие ИК-излучение элементов поверхности тела. Лит.: Седов Л. И., Методы подобия и размерности в механике, 9 изд., M., 1981; Абрамович Г. H., Прикладная газовая динамика, 4 изд., M., 1976; Пэнкхёрст Р., Xолдер Д., Техника эксперимента в аэродинамических трубах, пер. с англ., M., 1955; Техника гиперзвуковых исследований, пер. с англ., M., 1964; Чжэн П., Отрывные течения, пер. с англ., т. 1-3, M., 1973; Баллистические установки и их применение в экспериментальных исследованиях, M., 1974.

M. Я. Юделович.

   <<      Предметный указатель      >>