Аберрации электронных линз аберрация света абсолютная температура



страница9/9
Дата01.08.2016
Размер1.76 Mb.
1   2   3   4   5   6   7   8   9
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=(2(p0-p)/) ( 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 (aско­рость 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 0 M=l/sin, а при 0 между а, в и М имеют место аналитич. зависимости, позво­ляющие вычислить М.

Существуют также методы опреде­ления скорости газа по отношению плотностей /0 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, v2/2cpт. н. кинетич. темп-pa, сруд. 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

44

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. Т2.

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 Twтемп-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 :

(1/)(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 д2/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 д/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 =0+m/kl, где  — плотность газа в компенсаторе 8, длина волны света, lширина рабочей части аэродинамич. трубы,

k=(n-1)/, mот­носит. 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-

45



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.

• X о л д е р Д., Н о р т Р., Теневые ме­тоды в аэродинамике, пер. с англ., М., 1966; В а с и л ь е в Л. А., Теневые методы, М., 1968; Г о р л и н С. М., Эксперименталь­ная аэромеханика, М., 1970; Эксперименталь­ные методы в динамике разреженных газов, под ред. С. С. Кутателадзе, Новосиб., 1974.



М. Я. Юделович.

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ КОЭФФИ­ЦИЕНТЫ, безразмерные величины, характеризующие аэродинамические силу и момент, к-рые действуют на тело, движущееся в жидкости или газе. А. к. силы лобового сопротивления Ха равен Cxa=Xa/qS, где Sха­рактерная площадь, q=v2/2— ско­ростной напор,  — плотность среды, в к-рой движется тело, и vскорость тела относительно этой среды. А. к. подъёмной силы Ya и боковой силы Za соотв. равны: Cya=Ya/qS и Cza=Za/qS. А. к. момента имеют в знаменателе ещё характерную длину l, и тогда А. к. для момента крена mx = Mx/qSl, момента рыскания my= My/qSl и момента тангажа my=Mz/qSl.





Рис. 1. Зависимость коэфф. аэродинамич. сопротивления конуса от числа М.
Характерные размеры вы­бираются достаточно произвольно; напр., для самолёта Sобычно пло­щадь несущих крыльев (в плане), а lдлина хорды крыла; для ракеты Sплощадь миделевого сечения, а lдлина ракеты.

Выражение аэродинамич. сил и мо­ментов в форме безразмерных А. к. имеет большое значение для аэродинамич. исследовании и расчётов, су­щественно их упрощая. Так, напр., аэродинамич. сила, действующая на самолёт, может достигать значений в сотни и тысячи кН (десятки и сотни тс), та же сила, действующая на мо­дель этого самолёта, испытываемую в аэродинамической трубе, составляет десятки Н, но А. к. для самолёта и для модели равны между собой.



Рис. 2. Зависи­мость коэфф. аэ­родинамич. сопро­тивления шара от числа Re.
Для аппаратов больших размеров, летящих на малой высоте с дозвук. скоростью, для к-рых число Маха M<0,2, А. к. зависит только от фор­мы летат. аппарата и угла атаки. В общем случае А. к. зависят от вяз­кости и сжимаемости газа, характе­ризуемых безразмерными подобия кри­териями: Маха числом и Рейнольдса числом Re (рис. 1 и 2).

М. Я. Юделович.

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛА И МО­МЕНТ, величины, характеризующие воздействие газообразной среды на движущееся в ней тело (напр., на самолёт). Силы давления и трения, действующие на поверхности тела,



Рис. 1. Разложе­ние аэродинамич. силы RA на составляющие в скоростной системе координат Xa,Ya, Za и в связанной си­стеме X, Y, Z; ось z на рисунке не изоб­ражена, она перпендикулярна плоскости чертежа.
могут быть приведены к равнодей­ствующей RA, наз. аэродинамиче­ской силой, и к паре сил с моментом М, наз. аэродинамич. моментом. Аэро­динамич. силу раскладывают на сос­тавляющие в прямоуг. системе коор­динат (рис. 1), связанной либо с век­тором скорости тела v (поточная, или скоростная, система координат), либо с самим телом (связанная система). В поточной системе сила, направлен­ная по оси потока в сторону, противо­положную направлению движения те­ла, наз. аэродинамическим сопротивле­нием Ха, перпендикулярная ей и ле­жащая в вертик. плоскости — подъём-

ной силой Уд, а перпендикулярная к ним обеим — боковой силой Za. В свя­занной системе координат аналогами этих сил явл. продольная сила X, нормальная сила У и поперечная си­ла Z.

Аэродинамич. момент играет важ­ную роль в аэродинамич. расчёте ле­тат. аппаратов, определяя их устой­чивость и управляемость, и представ­ляется обычно в виде трёх составляю­щих — проекций на оси координат, связанных с телом (рис. 2): Мх (мо­мент крена), My (момент рыскания) и Мz (момент тангажа). Знаки момен­тов положительны, когда они стре­мятся повернуть тело соотв. от оси у к оси г, от осп г к оси х, от оси х к оси у. А. с. и м. зависят от формы и размеров





Рис. 2. Проекции аэродинамич. момента на оси координат: mx — момент крена; Мy — момент рыскания; mz — момент тангажа.
тела, скорости его поступат. движения и ориентации к направлению скоро­сти, св-в и состояния среды, в к-рой происходит движение, а в нек-рых случаях и от угл. скоростей вращения, и от ускорения движения тела. Опре­деление А. с. и м. для тел разл. фор­мы и при всевозможных режимах по­лёта явл. одной из гл. задач аэроди­намики и аэродинамич. эксперимента. См. также Аэродинамические коэффи­циенты.

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАГРЕВ, нагрев тел, движущихся с большой скоростью в воздухе или др. газе. А. н.— результат того, что налетаю­щие на тело молекулы воздуха тормо­зятся вблизи тела. Если полёт совер­шается со сверхзвук. скоростью, тор­можение происходит прежде всего в ударной волне, возникающей перед телом. Дальнейшее торможение моле­кул воздуха происходит непосредст­венно у самой поверхности тела, в т. н. пограничном слое. При торможе­нии потока молекул воздуха энергия их хаотического (теплового) движения возрастает, т. е. темп-pa газа вблизи поверхности движущегося тела повы­шается. Макс. темп-pa, до к-рой может нагреться газ в окрестности движуще­гося тела, близка к т. н. темп-ре торможения: Т0= Tн+v2/2cp, где Тнтемп-pa набегающего воздуха, vскорость полёта тела, сруд. теплоёмкость газа при пост. давлении. Так, напр., при полёте сверхзвук. самолёта с утроенной скоростью звука (ок. 1 км/с) темп-pa торможения сос­тавляет ок. 400°С, а при входе косм. аппарата в атмосферу Земли с 1-й

46

косм. скоростью (ок. 8 км/с) темп-ра торможения достигает 8000°С. Если в первом случае при достаточно длит. полёте темп-pa обшивки самолёта мо­жет быть близка к темп-ре торможе­ния, то во втором случае поверхность косм. аппарата неминуемо начнёт раз­рушаться из-за неспособности мате­риалов выдерживать столь высокие темп-ры.



Из областей газа с повыш. темп-рой теплота передаётся движущемуся телу, происходит А. н. Существуют две фор­мы А. н.— конвективная и радиаци­онная. Конвективный нагрев — след­ствие передачи теплоты из внешней, «горячей» части пограничного слоя к поверхности тела посредством мол. теплопроводности и переноса тепло­ты при перемещении макроскопич. эле­ментов среды. Количественно конвективный тепловой поток qk определяют из соотношения: qk=е-Tw), где Tеравновесная темп-pa (предель­ная темп-pa, до к-рой могла бы нагреть­ся поверхность тела, если бы не было отвода энергии), Twреальная темп-ра поверхности, а — коэфф. конвективного теплообмена, зависящий от скорости и высоты полёта, формы и размеров тела, а также от др. факто­ров. Равновесная темп-pa Tе близка к темп-ре торможения. Зависимость коэфф.  от перечисленных параметров определяется режимом течения в по­граничном слое (ламинарный или тур­булентный). В случае турбулентного течения конвективный нагрев стано­вится интенсивнее. Это связано с тем, что, помимо мол. теплопроводности, существенную роль в переносе энер­гии начинают играть турбулентные пульсации скорости в пограничном слое.

С увеличением скорости полёта темп-ра воздуха за ударной волной и в по­граничном слое возрастает, в резуль­тате чего происходит диссоциация и ионизация молекул. Образующиеся при этом атомы, ионы и эл-ны диф­фундируют в более холодную об­ласть — к поверхности тела. Там про­исходит обратная реакция (рекомби­нация), идущая с выделением тепло­ты. Это даёт дополнит. вклад в кон­вективный А. н.

При достижении скорости полёта ~5000 м/с темп-pa за ударной волной достигает значений, при к-рых газ начинает излучать энергию. Вслед­ствие лучистого переноса энергии из областей с повыш. темп-рой к поверх­ности тела происходит радиац. нагрев. При этом наибольшую роль играет излучение в видимой и УФ областях спектра. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже 1-й косми­ческой радиац. нагрев мал по срав­нению с конвективным. При 2-й косм. скорости (11,2 км/с) их значения ста­новятся близкими, а при скоростях полёта 13—15 км/с и выше, соответ­ствующих возвращению объектов на Землю после полёта к др. планетам, осн. вклад вносит уже радиац. нагрев.

А. н. играет важную роль при воз­вращении в атмосферу Земли косм. аппаратов. Для борьбы с А. н. летат. аппараты оснащаются спец. системами теплозащиты. Существуют активные и пассивные методы теплозащиты. В активных методах газооб­разный или жидкий охладитель прину­дительно подаётся к защищаемой по­верхности и берёт на себя осн. часть поступающей к поверхности теплоты. Газообразный охладитель как бы за­гораживает поверхность от воздей­ствия высокотемпературной внеш. сре­ды, а жидкий охладитель, образующий на поверхности защитную плёнку, поглощает подходящую к поверхности теплоту за счёт нагревания и испаре­ния плёнки, а также последующего нагрева паров. В пассивных ме­тодах теплозащиты воздействие теплового потока принимает на себя спец. образом сконструированная внеш. оболочка или спец. покрытие, наносимое на осн. конструкцию. Ра­диационная теплозащита основана на применении в кач-ве внеш. оболочки материала, сохраняющего при вы­соких темп-pax достаточную механич. прочность. В этом случае почти весь тепловой поток, подходящий к по­верхности такого материала, пере­излучается в окружающее пр-во.

Наибольшее распространение в ракетно-косм. технике получила тепло­защита с помощью разрушающихся покрытий, когда защищаемая кон­струкция покрывается слоем спец. материала, часть к-рого под действием теплового потока может разрушаться в результате процессов плавления, ис­парения, сублимации и хим. реакций. При этом осн. часть подходящей теп­лоты расходуется на реализацию разл. физ.-хим. превращений. Дополни­тельный заградит. эффект имеет ме­сто за счёт вдува во внеш. среду срав­нительно холодных газообразных про­дуктов разрушения теплозащитного материала. Пример разрушающихся теплозащитных покрытий — стекло­пластики и др. пластмассы на органич. и кремнийорганич. связующих. В кач-ве средства защиты летательных аппа­ратов от А. н. применяются также углерод-углеродные композиц. ма­териалы.

• Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике, М., 1975; Ос­новы теории полета космических аппаратов, М., 1972; Радиационные свойства газов при высоких температурах, М., 1971; Мар­тин Дж., Вход в атмосферу, пер. с англ., М., 1969; П о л е ж а е в Ю. В., Ю р е в и ч Ф. Б., Тепловая защита, М., 1976.



Н. А. Анфимов.

АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ СОПРОТИВ­ЛЕНИЕ (лобовое сопротивление), си­ла, с к-рой воздух или др. газ дей­ствует на движущееся в нём тело; эта сила направлена всегда в сторону, противоположную направлению ско­рости тела, и явл. одной из составля­ющих аэродинамич. силы. Знание А. с. необходимо для аэродинамич. рас­чёта летат. аппаратов, т. к. от него зависит, в частности, скорость движения при заданных тяговых хар-ках двигат. установки.

А. с.— результат необратимого пе­рехода части кинетич. энергии тела в теплоту. Зависит А. с. от формы и размеров тела, ориентации его отно­сительно направления скорости, а также от св-в и состояния среды, в к-рой происходит движение. В реаль­ных средах имеют место: вязкое тре­ние в пограничном слое между по­верхностью тела и средой, потери на образование ударных волн при около- и сверхзвук. скоростях движения (волновое сопротивление) и на вихреобразованне. В зависимости от режи­ма полёта и формы тела будут пре­обладать те или иные компоненты А. с. Напр., для затупленных тел вращения движущихся с большой сверхзвук. скоростью, А. с. определяется в осн. волновым сопротивлением. У хорошо обтекаемых тел, движущихся с не­большой скоростью, А. с. определя­ется сопротивлением трения и поте­рями на вихреобразование. Разреже­ние, возникающее на задней торцевой поверхности обтекаемого тела, также приводит к возникновению результи­рующей силы, направленной проти­воположно скорости тела,— донного сопротивления, к-рое может состав­лять значит. часть А. с.

В аэродинамике А. с. Ха характе­ризуют безразмерным аэродинамиче­ским коэффициентом сопротивления Сх:



где  — плотность невозмущённой среды, v — скорость движения тела относительно этой среды, Sхарак­терная площадь тела. Коэфф. Сх тела заданной формы при известной ориен­тации его относительно потока за­висит от безразмерных подобия кри­териев: Маха числа, Рейнольдса числа и др. Численные значения Сх обычно определяют экспериментально. Теор. определение А. с. возможно лишь для огранич. класса простейших тел. См. также Гидродинамическое сопротивле­ние.



АЭРОСТАТИКА (от греч. aer — воз­дух и statos — стоящий, неподвиж­ный), раздел гидроаэромеханики, в к-ром изучается равновесие газооб­разных сред, в осн. атмосферы. В от­личие от гидростатики, в к-рой рас­сматриваются законы равновесия жид­костей, практически несжимаемых, в А. рассматриваются воздух и др. газы, сжимаемость к-рых во много раз превосходит сжимаемость жидко­стей. Осн. задача А.— исследования зависимости давления в атмосфере от высоты, а также поддерживающей силы, к-рая действует на плавающие в воздухе тела. Законы А. чаще всего применяются при изучении равнове­сия атмосферы и в теории воздухопла­вания.

47


Поделитесь с Вашими друзьями:
1   2   3   4   5   6   7   8   9


База данных защищена авторским правом ©uverenniy.ru 2019
обратиться к администрации

    Главная страница