Аеродинамічні виміри, виміри швидкості, тиск, щільність і температури рухомого повітря, а також сил, що виникають на поверхні твердого тіла, відносно якого відбувається рух, і потоків тепла, що поступають до цієї поверхні. Більшість практичних завдань, які ставлять перед аерогазодінамікой авіація, ракетна техніка, турбобудування, промислове виробництво і т. д., вимагає для свого вирішення проведення експериментальних досліджень. У цих дослідженнях на експериментальних установках — аеродинамічних трубах і стендах — моделюється дана течія (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 вимірів зазвичай отримують у формі залежностей безрозмірних аеродинамічних коефіцієнтів від основних критеріїв подібності — М-коди-числа, Рейнольдса числа, Прандтля числа і так далі і у такому вигляді ними користуються для визначення підіймальної сили і опору літака, нагрівання поверхні ракети і космічного корабля і тому подібне
Вимір сил і моментів, що діють на обтічне тіло. При вирішенні багатьох завдань виникає необхідність вимірів сумарних сил, що діють на модель. У аєродінамічеських трубах для визначення величини, напряму і точки додатка аеродинамічної сили і моменту зазвичай застосовують аеродинамічні ваги. Аеродинамічну силу, що діє на модель, що вільно летить, можна визначити, вимірюючи прискорення моделі. Прискорення моделей, що летять, або натурних об'єктів в льотних випробуваннях вимірюють акселерометрамі . 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 представити як суму рівнодійних нормальних і дотичних сил на його поверхні. Щоб набути значення нормальних сил, вимірюють тиску на поверхні моделі за допомогою спеціальних, т.з. дренажних, отворів, сполучених з манометрами гумовими або металевими трубками ( мал. 1 ). Тип манометра вибирається відповідно до велічиной вимірюваного тиску і заданою точністю вимірів.
Якщо швидкість потоку, оточуючого модель, така велика, що позначається стисливість газу, то можна оптичними методами знайти розподіл щільності газу поблизу поверхні моделі (див. нижчий), а потім розрахувати поле тиску і отримати розподіл тиску по поверхні моделі. Сили, дотичні до поверхні моделі, зазвичай визначають розрахунком; в деяких випадках для їх виміру застосовують спеціальні ваги.
Вимір швидкості газу, оточуючого модель. Швидкість газу в аеродинамічних трубах і при обтіканні літаків, ракет і моделей, що літають, в більшості випадків вимірюється трубками (насадками) Прандтля (див. Трубки гідрометричні ) . Манометри, підключені до насадку Прандтля, вимірюють повне p 0 і статичне р тиск поточного газу. Швидкість нестискуваного газу визначають з рівняння Бернуллі:
(де r — щільність рідини).
Якщо вимірювана швидкість більше швидкості звуку, перед насадком виникає ударна хвиля і свідчення манометра сполученого з трубкою повного тиску, відповідатиме величині повного тиску за ударною хвилею p 0 ’ < p 0 . В цьому випадку визначають вже не v, а число М-коду по спеціальній формулі. При вимірі надзвукових швидкостей зазвичай користуються роздільними насадками для виміру статичного тиску р і повного тиску p 0 ’ за прямим ськачоком ущільнення .
Існують також методи, що дозволяють вимірювати швидкість газу по зміні кількості тепла, що відводиться від нагрітого зволікання термоанемометра, по співвідношенню щільності або температур в загальмованому і поточному газі; за швидкістю переміщення відмічених часток.
Для виміру відносно малих швидкостей в промисловій аеродинаміці і метеорології застосовують анемометри, середню величину швидкості газу, поточного в трубі, можна отримати, вимірюючи його витрату спеціальними витратомірами . Швидкість тіла, що летить, можна також обчислити, вимірюючи час проходження тілом заданої ділянки траєкторії, по Доплера ефекту і іншими способами.
Вимір 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 післясвіченні молекул газу при електричному розряді. Останні 2 групи методів застосовні для дослідження щільності газу при низькому тиску. З методів 1-ої групи застосовуються метод Теплера («шлірен»-метод) і інтерферометричний. У них для виміру 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 відхилюють промінь світла, що проходить через них. Частина відхилених променів не пройде через фокус приймача приладу Теплера, оскільки його зрізає непрозора пластина, т.з. ніж Фуко 7 ( мал. 2 ); в результаті виходить місцева зміна освітленості екрану (фотопластини). Отримані фотографії ( мал. 3 , а) дозволяють якісно аналізувати характер обтікання моделі; на них добре видно області значних змін щільності: ударних хвиль, зон розрідження і тому подібне Ударні хвилі, які видно на фотографії у вигляді тонких ліній 2, насправді є конічними поверхнями, на яких відбувається стрибкоподібна зміна тиску, щільності і температури повітря. При обтіканні кільцевої поверхні торця циліндра відбувається відрив пограничного шару 3 від поверхні конуса.
Кількісні дані про щільність газу і величину зміни (градієнті) щільності можна отримати, порівнюючи за допомогою мікрофотометра зміну освітленості екрану, викликану градієнтом щільності в досліджуваній течії, із зміною освітленості, викликаною еталонною скляною лінзою 2 ( мал. 3 , би) , розташованої поза потоком аеродинамічної труби: крапкам в полі потоку і на лінзі, що має однакову освітленість, відповідає рівність коефіцієнта заломлення. По знайдених таким чином значеннях коефіцієнт заломлення в полі течії обчислюють щільність газу і величину градієнта щільності для всього досліджуваного поля. Окрім фотометричного методу, для кількісного аналізу поля щільності користуються і іншими методами.
Метод дослідження перебігу газу за допомогою інтерферометра також заснований на залежності між щільністю газу і коефіцієнтом заломлення. Для цього зазвичай користуються інтерферометром Маха—Цендера. На отриманій фотографії ( мал. 4 ) області рівної освітленості відповідають областям постійної щільності. Розшифровка фотографій дозволяє розрахувати щільність досліджуваної області течії.
Одна з важливих переваг оптичних методів — можливість дослідження газових течій без допомоги зондів і насадков різних типів обурень, що є джерелами, в потоці.
Вимір температури газових потоків. У потоці, рухомому з великою швидкістю, зазвичай розглядають 2 температури: необуреного потоку Т і загальмованого потоку T 0 = T + v 2 / 2 c p , де c р — питома теплостійкість газу при постійному тиску в дж/ ( кг·К ) , v в м-коді /сік, Т і T 0 в До . Очевидно, що T 0 ® T при v ® 0. У в'язкому газі, оточуючому тверду поверхню, швидкість на стінці дорівнює нулю і будь-який нерухомий насадок, встановлений в повітряному потоці, вимірювальну температуру, близьку до температури гальмування T 0 . До свідчення приладу увійде ряд поправок, пов'язаних з наявністю витоків тепла і тому подібне
При допомозі насадков ( мал. 5 ), в яких вимірювальним елементом зазвичай служить термопара або термометр опору, удається виміряти температуру T 0 £ 1500 До . Для виміру вищих температур загальмованого або поточного газу користуються оптичною яскравістю і спектральними методами.
Статичну температуру Т можна знайти по зв'язку температури і швидкості звуку, оскільки
Для виміру швидкості звуку в стінці аеродинамічної труби вмонтовується джерело звукових коливань відомої частоти. На тіньовій фотографії поля течії будуть видні звукові хвилі. Швидкість звуку визначається як а = fe, де е — відстань між хвилями, а f — частота коливань джерела ( мал. 6 ).
Методи виміру дотичних сил (тертя) і теплових потоків на поверхні моделі. Для визначення дотичної напруги t і теплового потоку q можна виробити вимір полий 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 в поверхні тіла у напрямі в, нормальному до поверхні. Практично неможливо з достатньою точністю набути значень
при в ® 0.Поэтому для визначення сили тертя і потоків тепла на підставі виміру полий швидкості і температури в пограничному шарі застосовують т.з. інтегральні методи, в яких сила тертя і тепловий потік на даній ділянці поверхні визначаються по змінах товщини пограничного шару і профілів швидкості і температури.
точніші значення t: і q можна отримати безпосереднім виміром. Для цього на спеціальних вагах вимірюють дотичну силу D Х на елементі поверхні D S ; дотична напруга визначається як
Аналогічно, користуючись калориметрами різних типів, можна виміряти тепловий потік q, що поступає до даного елементу поверхні D S , і отримати питомий тепловий потік
Для здобуття розподілу теплових потоків уздовж поверхні тіла зазвичай визначають швидкість підвищення температури dt/dt, вимірюваною 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, привело до широкого використання в аеродинамічному експерименті і інших фізичних методів виміру, наприклад спектральних методів, вживаних в ударних трубах радіоізотопних для виміру швидкості руйнування теплозахисних матеріалів, методів виміру електропровідності газу, що нагрівається ударною хвилею, і ін.
Літ.: Попів С. Р., Вимір повітряних потоків, М-код.—Л., 1947; його ж, Деякі завдання і методи експериментальної аеромеханіки, М., 1952: Пенк-херст Р., Холдер Д., Техніка експерименту в аеродинамічних трубах, пер.(переведення) з англ.(англійський), М., 1955; Ладенбург Р., Вінклер Д., Ван-Вуріс До., Вивчення надзвукових явищ за допомогою інтерферометра, «Питання ракетної техніки», 1951, ст 1—2; Техніка гіперзвукових досліджень, пер.(переведення) з англ.(англійський), М., 1964; Аерофізичні дослідження надзвукових течій, М-код.—Л., 1966; Сучасна техніка аеродинамічних досліджень при гіперзвукових швидкостях, під ред. А. Крілла, пер.(переведення) з англ.(англійський), М., 1965.
