Большая Советская Энциклопедия (АЭ)

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 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.

  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.

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

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

Аэродинамические коэффициенты

Аэродинами'ческие коэффицие'нты, безразмерные величины, характеризующие аэродинамические силу и момент, действующие на тело, движущееся в жидкой или газообразной среде. А. к. силы C_k находят как отношение аэродинамич. силы R к скоростному напору

  и характерной площади S, а А. к. момента C_m — как отношение аэродинамич. момента М к rv²/2, S и к характерной длине l , т. е.

  где r — плотность среды, в которой движется тело, v — скорость тела относительно этой среды. Характерные размеры выбираются достаточно произвольно, например для самолёта S — площадь несущих крыльев (в плане), а l — длина хорды крыла; для ракеты S — площадь миделевого сечения, а l — длина ракеты. Если аэродинамическую силу и момент разложить на составляющие по осям, то соответственно будем иметь: А. к. сопротивления — C_x, подъёмной и боковой сил — С_у и C_z, а также А. к. моментов крена, рыскания и тангажа.

  Выражение аэродинамических сил и