Аеродинамічна труба, установка, що створює потік повітря або газу для експеримент, вивчення явищ, супроводжуючих обтікання тіл. З допомогою А. т. визначаються сили, що виникають при польоті літаків і вертольотів, ракет і космічних кораблів, при русі підводних судів в зануреному стані; досліджуються їх стійкість і керованість; відшукуються оптимальні форми літаків, ракет, космічних і підводних кораблів, а також автомобілів і поїздів; визначаються вітрові навантаження, а також навантаження від вибухових хвиль, що діють на будівлі і споруди, — мости, щогли електропередач, димарі і тому подібне В спеціальних А. т. досліджується нагрівання і теплозахист ракет, космічних кораблів і надзвукових літаків.
Досліди в А. т. грунтуються на принципі оборотності руху, згідно з яким переміщення тіла відносно повітря (або рідини) можна замінити рухом повітря що набігає на нерухоме тіло. Для моделювання руху тіла в повітрі, що покоїться, необхідно створити в А. т. рівномірний потік, що має в будь-яких крапках рівні і паралельні швидкості (рівномірне поле швидкостей), однакову щільність і температуру. Зазвичай в А. т. досліджується обтікання моделі проектованого об'єкту або його частин і визначаються сили, що діють на неї. При цьому необхідно дотримувати умови, які забезпечують можливість переносити результати отримані для моделі в лабораторних умовах, на повнорозмірний натурний об'єкт (див. Моделювання, Подібності теорія ) . При дотриманні цих умов аеродинамічні коефіцієнти для досліджуваної моделі і натурного об'єкту рівні між собою, що дозволяє, визначивши аеродинамічний коефіцієнт в А. т., розрахувати силу, що діє на натуру (наприклад, літак).
Прототип А. т. був створений в 1897 До. Е. Циолковським, що використав для дослідів потік повітря на виході з відцентрового вентилятора. У 1902 Н. Е. Жуковський побудував А. т., в якій осьовим вентилятором створювався повітряний потік з швидкістю до 9 м/сек. Перші А. т. розімкненої схеми були створені Т. Стантоном в Національній фізичній лабораторії в Лондоні в 1903 і Н. Е. Жуковським в Москві в 1906, а перші замкнуті А. т. — в 1907—1909 в Геттінгене Л. Прандтлем і в 1910 Т. Стантоном. Перша А. т. з вільним струменем в робочій частині була побудована Ж. Ейфелем в Парижі в 1909. Подальший розвиток А. т. йшло переважно по шляху збільшення їх розмірів і підвищення швидкості потоку в робочій частині (де поміщається модель), яка є одній з основних характеристик А. т.
В зв'язку з розвитком артилерії, реактивної авіації і ракетної техніки з'являються надзвукові А. т., швидкість потоку в робочій частині яких перевищує швидкість поширення звуку. У аеродинаміці великих швидкостей швидкість потоку або швидкість польоту літальних апаратів характеризується числом М-коду = v/a (тобто відношенням швидкості потоку v до швидкості звуку а ) . Відповідно до велічиной цього числа А. т. ділять на 2 основних групи: дозвукові, при М-коді < 1, і надзвукові, при М-коді > 1.
Дозвукові аеродинамічні труби. Дозвукова А. т. постійної дії ( мал. 1 ) складається з робочої частини 1 , що зазвичай має вигляд циліндра з поперечним перетином у формі круга або прямокутника (інколи еліпса або багатокутника). Робоча частина А. т. може бути закритою або відкритою ( мал. 2 , а і б), а якщо необхідно створити А. т. з відкритою робочою частиною, статичний тиск в якій не дорівнює атмосферному, струмінь в робочій частині відокремлюють від атмосфери т.з. камерою Ейфеля ( мал. 2 ) (висотною камерою). Досліджувана модель 2 ( мал. 1 ) кріпиться державками до стінки робочої частини А. т. або до аеродинамічних вагів 3. Перед робочою частиною розташоване сопло 4, яке створює потік газу із заданими і постійними по перетину швидкістю, щільністю і температурою ( 6 — випрямляючі грати, вирівнюючі поле швидкостей). Дифузор 5 зменшує швидкість і відповідно підвищує тиск струменя, що виходить з робочої частини. Компресор (вентилятор) 7, що приводиться в дію силовою установкою 8, компенсує втрати енергії струменя; направляючі лопатки 9 зменшують втрати енергії повітря, запобігаючи появі вихорів в поворотному коліні; зворотний канал 12 дозволяє зберегти значну частину кінетичної енергії, наявної в струмені за дифузором. Радіатор 10 забезпечує постійність температури газу в робочій частині А. т. Якщо в якому-небудь перетині каналу А. т. статичний тиск повинен дорівнювати атмосферному, в нім встановлюють клапан 11.
Розміри дозвукових А. т. вагаються від великих А. т. для випробувань натурних об'єктів (наприклад, двомоторних літаків) до мініатюрних настільних установок.
А. т., схема якої приведена на мал. 1 , відноситься до типа т.з. замкнутих А. т. Існують також розімкнені А. т., в яких газ до сопла підводиться з атмосфери або спеціальних ємкостей. Істотною особливістю дозвукових А. т. є можливість зміни швидкості газу в робочій частині за рахунок зміни перепаду тиску.
Згідно теорії подібності, для того, щоб аеродинамічні коефіцієнти в моделі і натури (літака, ракети і т. п.) були рівні, необхідно, окрім геометричної подібності, мати однакові значення чисел М-коду і Рейнольдса числа Re в А. т. і у польоті ( Re = rvl/m, r — щільність середовища, m — дінаміч. в'язкість, l — характерний розмір тіла). Щоб забезпечити ці умови, енергетична установка, що створює потік газу в А. т., повинна володіти достатньою потужністю (потужність енергетичної установки пропорційна числу М-коду, квадрату числа Re і назад пропорційна статичному тиску в робочій частині p з .
Надзвукові аеродинамічні труби. У загальних рисах схеми надзвуковий і дозвуковий А. т. аналогічні ( мал. 1 і 3 ). Для здобуття надзвуковій швидкості газу в робочій частині А. т. застосовують т.з. сопло Лаваля, яке є каналом, що спочатку звужується, а потім розширюється. У частині, що звужується, швидкість потоку збільшується і в найбільш вузькій частині сопла досягає швидкості звуку, в частині сопла, що розширюється, швидкість стає надзвуковою і збільшується до заданого значення, відповідного числу М-коду в робочій частині. Кожному числу М-коду відповідає певний контур сопла. Тому в надзвукових А. т. для зміни числа М-коду в робочій частині застосовують змінні сопла або сопла з рухливим контуром, що дозволяє міняти форму сопла.
В дифузорі надзвукової А. т. швидкість газу повинна зменшуватися, а тиск і щільність зростати, тому його роблять, як і сопло, у вигляді каналу, що сходиться — розходиться. У частині, що сходиться, надзвукова швидкість течії зменшується, а в деякому перетині виникає стрибок ущільнення (ударна хвиля ) , після якого швидкість стає дозвуковою. Для подальшого уповільнення потоку контур труби делаєтся таким, що розширюється, як в звичайного дозвукового дифузора. Для зменшення втрат дифузори надзвукових А. т. часто роблять з регульованим контуром, що дозволяє змінювати мінімальний перетин дифузора в процесі запуску установки.
В надзвуковій А. т. втрати енергії в ударних хвилях, що виникають в дифузорі, значно більше втрат на тертя і вихороутворення. Крім того, значно більше втрати при обтіканні самої моделі, тому для компенсації цих втрат надзвукові А. т. мають багатоступінчасті компресори і потужніші силові установки, ніж дозвукові А. т.
В надзвуковому соплі у міру збільшення швидкості повітря зменшуються його температура Т і тиск р, при цьому відносна вологість повітря, що зазвичай містить водяні пари, зростає, і при числі М-коду » 1,2 відбувається конденсація пара, що супроводиться утворенням ударних хвиль, — стрибків конденсації, що істотно порушують рівномірність поля швидкостей і тиску в робочій частині А. т. Для запобігання стрибкам конденсації волога з повітря, циркулюючого в А. т., віддаляється в спеціальних осушувачах 11 .
Одним з основних переваг надзвукових А. т., здійснюваних за схемою мал. 3 , є можливість проведення дослідів значної тривалості. Проте для багатьох завдань аеродинаміки ця перевага не є вирішальною. До недоліків таких А. т. відносяться: необхідність мати енергетичні установки великої потужності, а також труднощі, що виникають при числах М-коду > 4 унаслідок швидкого зростання необхідної міри стискування компресора. Тому широкого поширення набули т.з. балонні А. т., в яких для створення перепаду тиску перед соплом поміщають балони високого тиску, що містять газ при тиску 100 Мн/м 2 (1000 кгс/см 2 ) , а за дифузором — вакуумні ємкості (газгольдери), відкачані до абсолютного тиску 100—0,1 н/м 2 (10 -3 —10 -6 кгс/см 2 ) , або систему ежекторів ( мал. 4 ).
Одній з основних особливостей А. т. великих чисел М-коду ( М-код > 5) є необхідність підігрівання повітря щоб уникнути його конденсації в результаті пониження температури із зростанням числа М. На відміну від водяної пари, повітря конденсується без помітного переохолодження. Конденсація повітря істотно змінює параметри струменя, витікаючого з сопла, і робить її практично непридатною для аеродинамічного експерименту. Тому А. т. великих чисел М-коду мають підігрівачі повітря. Температура T 0 , до якої необхідно підігріти повітря, тим більше, чим більше число М-коду в робочій частині А. т. і тиск перед соплом p 0 . Наприклад, для запобігання конденсації повітря в А. т. при числах М-коду » 10 і p 0 » 5 Мн/м 2 (50 кгс/см 2 ) необхідно підігрівати повітря до абсолютної температури T 0 » 1000 До.
Розвиток техніки йде у напрямі подальшого збільшення швидкостей польоту. Космічні апарати, що спускаються, «Схід» і «Схід» входять в атмосферу Землі з першою космічною швидкістю v 1кос » 8 км/сек (тобто М-код > 20). Космічні кораблі, що повертаються на Землю з Місяця і ін. планет, входитимуть в атмосферу з другою космічною швидкістю v 2кос ³ 11 км/сек ( М-код > 30). При таких швидкостях польоту температура газу за ударною хвилею, що виникає перед тілом, що летить, превищаєт 10000 До , молекули азоту і кисню диссоціюють (розпадаються на атоми), і стає істотною іонізація атомів. Необхідно досліджувати вплив цих процесів на сили, що виникають при обтіканні тіла, і теплові потоки, що поступають до його поверхні. Для цього в А. т. необхідно набути не лише натурних значень чисел М-коду і Re, але і відповідні температури T 0 . Це привело до створення нових типів А. т., що працюють з газом, нагрітим до високих температур, що значно перевищують температуру, необхідну для запобігання конденсації повітря при даному числі М. До установок цієї групи відносяться ударні труби, імпульсні установки, установки електродуг і тому подібне
Ударна труба ( мал. 5 , а) є ступінчастою циліндровою трубою, що складається з двох секцій, — високого 1 і низького 2 тиску, розділених мембраною 3. В секції 1 міститься «штовхаючий» газ (зазвичай Не або Н), нагрітий до високої температури і стислий до тиску p 1 . Секція низького тиску заповнюється робочим газом (повітрям) при низькому тиску p 2 Це стан, передування запуску А. т., відповідає на мал. 5 , би часу t 0 . Після розриву мембрани 3 по робочому газу починає переміщатися ударна хвиля 4, яка стискує його до тиску р і підвищує температуру. За ударною хвилею з меншою швидкістю рухається контактна поверхня 5, що розділяє штовхаючий і робочий гази (момент часу t 1 ) . Тиск і температура робочого газу в об'ємі між ударною хвилею і контактною поверхнею постійні. Надалі ударна хвиля 4 пройде через сопло 6 і робочу частину А. т. 7 в ємність 8, і в робочій частині встановиться надзвукова течія з тиском p 4 (момент часу t 2 ) .
Дослідження обтікання газом моделі 9 починається в той момент, коли ударна хвиля 4 пройдет перетин, в якому розташована модель, і закінчується, коли в цей перетин прийде контактна поверхня. Оскільки швидкість руху ударної хвилі в трубі 2 більше швидкості контактної поверхні, очевидно, що тривалість експерименту в А. т. тим більше, чим більше довжина «розгінної» труби 2. В існуючих ударних А. т. ця довжина досягає 200—300 м.
Розглянутий тип ударних А. т. дає можливість отримати температури близько 8000 До при часі роботи порядка мілісекунди. Застосовуючи ударні А. т. з декількома мембранами, удається отримати температури до 18000 До .
Електродуги А. т. Для вирішення багатьох завдань аеродинаміки можна обмежитися меншими температурами, але потрібний значний час експерименту, наприклад при дослідженні аеродинамічного нагріву або теплозахисних покриттів.
В електродугах А. т. ( мал. 6 ) повітря, що подається у форкамеру сопла, підігрівається в електричній дузі до температури ~6000 До. Дуга, що утворюється в кільцевому каналі між охолоджуваними поверхнями центрального електроду 1 і камери 2, обертається з великою частотою магнітним полем, що створюється індуктивною котушкою 7 (обертання дугового розряду необхідне для зменшення ерозії електродів). А. т. цього типа дозволяє отримати числа М-коду до 20 при тривалості експерименту в декілька сек. Проте тиск у форкамері зазвичай не перевищує 10 Мн/м 2 (100 кгс/см 2 ) .
Великий тиск у форкамері ~60 Мн/м 2 (600 кгс/см 2 ) і, відповідно, великих значень числа М-коду можна набути В т. н. імпульсних А. т., в яких для нагрівання газу застосовується іскровий розряд батареї високовольтних конденсаторів. температура у форкамері імпульсної А. т. ~ 6000 До , час роботи — декілька десятків мсек.
Недоліки установок цього типа — забруднення потоку продуктами ерозії електродів і сопла і зміна тиску і температури газу в процесі експерименту.
Літ.: Пенкхерст Р. і Холдер Д., Техніка експерименту в аеродинамічних трубах, пер.(переведення) з англ.(англійський), М., 1955; Закс Н. А., Основи експериментальної аеродинаміки, 2 видавництва, М., 1953; Хилтон В. Ф., Аеродинаміка великих швидкостей, пер.(переведення) з англ.(англійський), М. 1955; Сучасна техніка аеродинамічних досліджень при гіперзвукових швидкостях, під ред. А. М. Крілла, пер.(переведення) з англ.(англійський), М., 1965; Дослідження гіперзвукових течій, під ред. Ф. Р. Ріддела, пер.(переведення) з англ.(англійський), М., 1965.
