Text
                    5% 1210155)


№
ИЧЗЧ


\


ПРИНПАДНАЯ
АЭРОДИ НАМИ!-[А


\
\ __.




ПРИ НПАДНАЯ АЭ РОД И НАМ И НА Под общей редакцией профессора Н. Ф.Краснова допущено Министерством высшего и среднего специального образования СССР в качестве учебного пособия для студентов высших технических учебных заведений Москва «Высшая школа» 1914
533 П75  удк 533.6(075)  П75  Н. Ф. Краснов, В. Н. Кошевой, А. Н. Данилов, В. Ф. Захарченко, Е. З. Боровский, А. и. Хлупнов.  Прикладная аэродинамика Под ред. Краснова Н. Ф. Учеб. пособие для втузов. М., «Высш.  школа», 1974. 732 с. с ил. Перед загл. авт.: Н. Ф. Краснов, В. Н. Кошевой, А. Н. Данилов и др.  В книге излагаются основы прикладной аэродинамики—одного из важнейших разделов современной аэродинамической науки. Подробно рассматриваются вопросы эксперименталь- ной аэродинамики, включая описание и мет0ды расчета и проектирования аэродинамических установок дозвуковых и сверхзвуковых скоростей, измерительных устройств, а также спосо- бы определения на конкретных примерах различных аэродинамических характеристик. Важное место уделено формулировке и решению задач по фундаментальным разделам аэродинамики, таким как кинематика и динамика жицкости и газа, теория скачков уплотне- ния, метод характеристик, аэродинамическая интерференция. В них последовательно раскры- ваются мет0ды расчета параметров обтекания профиля и крыльев, тел вращения, а также в целом летательных аппаратов, причем рассматриваются не только силовое воздействие (дав- ление, трение), но также передача тепла от разогретого омывающего газа и вызванное этим разрушение обтекаемой поверхности (абляция). Книга предназначена для студентов технических вузов, а также будет полезна инжене- рам и научным работникам.  20303—067___ 001 (01 )—74  125—74 533  Рецензенты:  Кафедра аэромеханики Киевского института инженеров гражданской авиации.  Докт. физ.-матем. наук Г и н 3 б у р г И. П.  @ Издательство «Высшая школа», 1974 г. 
ПРЕДИСЛОВИЕ  Изучение современной аэродинамики занимает большое место в подготовке специалистов высшей квалификации по тем естественно-на- учным и инженерно-техническим областям знаний, где в той или иной мере приходится сталкиваться с явлениями Движения воздуха или вооб— ще газовой среды. Несомненно, что аэродинамику следует рассматри- вать в качестве одной из фундаментальных, базовых, дисциплин, на ко— торую опирается последующая специальная подготовка будущего науч- ного работника — механика или инженера по авиационно-ракетным, ар- тиллерийским и другим смежным специальностям. В настоящей книге, являющейся учебным пособием, излагаются ос- новы прикладной аэродинамики—0дного из важнейших разделов сов— ременной аэродинамической науки. Быстрое развитие ракетно-авиаци— онной техники стало возможным благодаря успехам этой области аэро— динамики, вобравшей в себя не только достижения современной аэроди- намической теории, но и других наук, прежде всего вычислитель— ной математики. Здесь прикладная аэродинамика рассматривается в бо— лее широком плане как совокупность «классических» разделов, относя- щихся к методам и практике экспериментальных исследований, а также вопросов и задач по общему курсу аэродинамики. Такой подход к изло— жению учебного материала более эффективен в целях усвоения научной информации, развития умения и навыков в использовании этой инфор— мации, правильной постановки эксперимента, оценки его точности и обобщения полученных результатов. Именно такой единый процесс ис- следования, основанный на глубоких теоретических знаниях и носящий экспериментальный характер, свойствен практической деятельности сов- ременного инженера-аэродинамика. Быстродействующие электронно-цифровые машины все больше при— меняются в лабораторной практике для обработки данных, получаемых в результате продувок в аэродинамических трубах моделей летатель- ных аппаратов, а также при решении многих задач, включая комплекс— ные аэродинамические расчеты. Владея основами вычислительной мате— матики, читатель сможет решить многие из задач, помещенных в книге, а также рассмотреть некоторые аспекты, связанные с возможностью ав— томатизации эксперимента с применением вычислительных машин. Поэ- тому в книге основное внимание обращено на методику подготовки, про- ведения и обработки результатов эксперимента, а также на правильный выбор способов решения сформулированных задач с целью получения отдельных конкретных результатов. Одновременно осуществляется ана— лиз этих результатов, раскрывается их физический смысл, что облегчает читателю в случае необходимости самостоятельную разработку алгорит- ма при использовании электронно-вычислительной машины. Развитие современной аэродинамики отражает подход к решению инженерных проблем с двух позиций. Можно составить точные общие  !* 3 
уравнения процесса обтекания И найти их решение с помощью вычисли- тельных машин. Подобное решение может вызываться необходимостью получения массовых результатов и имеет смысл для какой-то определен— ной физической модели исследуемого процесса, обусловливающей мно- говариантность начальных условий и большой объем вычислительных операций. Вместе с тем исследование обтекания тел может быть осуще— ствлено аналитически—путем постановки теоретических проблем, их корректных физической и математической формулировок, создания но— вых методов решения задач. Для инженера имеют исключительно важ— ное значение такие аналитические решения при условии, что область их применения известна. Именно этим решениям уделено большое внимание в книге. В первом разделе книги дана информация об основах эксперимен— тальной аэродинамики, изложены цели и общие методы подготовки и проведения лабораторных работ. Во втором и третьем раЗделах сформу— лированы вопросы и задачи, приведены ответы на эти вопросы и рас- смотрены решения задач. Лабораторные работы‚ вопросы и задачи являются своеобразным отображением в прикладном виде курса аэродинамики. Их выбор осу— ществлялся с таким расчетом, чтобы помочь в усвоении основополага- ющих, узловых разделов этого курса. При этом лабораторные работы‚ ответы на вопросы и решения задач хотя и завершаются числовой ил— лЮстрацией, однако не являются частными, 21 имеют общий характер и охватывают определенный комплекс учебной информации, способствуя тем самым творческому подходу к усвоению аэродинамики. Эффект от проведения лабораторных работ и глубина усвоения всей аэрбдинамики возрастают, если такие работы носят исследовательский характер и в известной мере отражают практическую деятельность экс— периментатора. Это учитывалось при изложении содержания лабора— торных работ, а также общих сведений, в которых нашла отражение не- обХОДимая теоретическая информация и общая методика проведения ра— боты. Правильной организации подготовки, проведения и обработки данных эКсперимента помогут конкретные примеры, рассматриваемые в конце каждой лабораторной работы. Согласно общей теме работы сту- дент должен под руководством преподавателя выбрать аэродинамиче- скую установку, измерительные приборы, необходимые моцели и мате- риалы, наметить целесообразную форму бланков для записи эксперимен— тальных данных, провести предварительные теоретические расчеты и, что очень важно, предусмотреть рациональные и безопасные условия прове- дения работы; лишь после этого можно приступать к ее осуществлению. Основой экспериментальной аэродинамики являются понятия и оп— ределения, относящиеся к созданию и эксплуатации аэродинамических установок и измерительных устройств. Этому посвящены две первые гла- вы, в которых последовательно рассматриваются принципы устройства и конкретные конструкции дозвуковых и сверхзвуковых аэродинамиче— ских труб, приборов и аппаратов для измерения скорости, давления, тре- ния, суммарных аэродинамических сил и моментов, а также теплопере- дачи при исследовании в этих трубах обтекания моделей летательных аппаратов и их отдельных элементов (крыло, корпус, оперение). В экспериментальной аэродинамике широко используют визуальные методы исследования газовых течений. Поэтому в книге большое вни- мание уделено рассмотрению конструкций и принципов действия опти- ческих приборов, позволяющих наблюдать потоки около обтекаемых по— верхностей, а также количественно оценивать параметры газа, характе- риЗующие такие потоки. ' В настоящее Время все шире используются автоматизированные системы управления подготовкой, проведением и обработкой получае-  4 
мых данных на экспериментальных аэродинамических установках. Важ° нейшим элементом таких систем являются электронные измерительные устройства. Поэтому в книге большое внимание уделено рассмотрению подобных устройств, использующихся для определения суммарных сил и моментов, а также распределения напряжений В третьей главе рассматриваются техника и методика измерения параметров газовых течений. Важнейшим моментом таких измерений является тарировка соответствующих приборов и устройств (маномет- ры и насадки давлений, термоанемометры, аэродинамические весы“ и др.). Сама техника измерений рассматривается применительно к опыт- ному определению скорости и давления, турбулентности и скоса потока в рабочей части аэродинамической трубы, а также параметров газаів ударной трубе. Известно, что результаты экспериментальных исследований исполь— зуются для проверки теоретических выводов и гипотез. С учетом этого описание лабораторных работ в книге сопровождается, там Где это вбз- можно и целесообразно, элементами аэродинамического расчета иссле- дуемого летательного аппарата и последующим сопоставлением данных такого расчета с экспериментальными результатами. При расчете какой—либо аэродинамической характеристики одни ее составляющие могут находиться в результате решения соответствующих уравнений или по готовым аналитическим зависимостям, а другие могут быть определены по экспериментальным данным. В связи с этим в книге для проведения полных аэродинамических расчетов приведены в виде отдельных иллюстраций также данные, по- лученные в лабораторных работах. Настоящая книга написана на основе опыта преподавания курса «Аэродинамика», в том числе его прикладных разделов, в Московском высшем техническом училище им. Н. Э. Баумана в соответствии с учеб— ной программой. Лабораторные работы составлены в основном применительно к ус- тановкам и измерительным устройствам, использующимся в аэродина— мической лаборатории МВТУ. Однако большинство лабораторных работ может быть выполнено в любом учебном заведении. Последовательность вопросов и задач, содержание ответов и реше- ния в основном соответствуют программе учебного курса. Однако от- дельные вопросы и задачи носят комплексный характер; они как бы «отклоняются» от такой последовательности‚ что должно способствовать развитию навыков у читателя к обобщению научной информации, син— тезированию ее при отыскании ответов на сложные вопросы и задачи. В книге важное место при формулировке вопросов и задач занима- ют такие разделы, как общие понятия и определения аэродинамики, кинематика и динамика жидкости и газа, теория скачков уплотнения и метод характеристик. Значительное место в книге занимают вопросы и задачи, связанные с аэродинамическим расчетом. При этом акцентируется внимание не только на рассмотрение число- вых схем такого расчета, но и на раскрытие физической сущности тех процессов, для которых находятся количественные характеристики. Все задачи и вопросы сопровождаются достаточно подробными ре- шениями и ответами, основная цель которых — изложить принципы этих решений и ответов, а также указать некий ориентир, который поможет читателю отыскать правильный путь, если он предпримет попытку само— стоятельно и в ином порядке, чем в книге, решать сформулированную задачу. Важнейшим правилом, которым необходимо руководствоваться при решении задач, является нахождение решений в безразмерной форме. При соблюдении аэродинамического подобия такие решения могут быть 
распространены с модельных на натурные явления, связанные с обтека- нием летательных аппаратов И движением газа вообще. В связи со ска— занным читателю следует более глубоко изучить теорию аэродинамиче- ского подобия, а также общие методы подобия и размерности [3.7 ] .- Од— нако безразмерные решения важны и вне связи с аэродинамическим псдобием. Решая в безразмерной форме данную задачу, которая может и не иметь аналога, находят искомые параметры, определяющие процесс, отнесенные к характерным газодинамическим величинам, известным для такого процесса. Например, вычисляют не абсолютные давления, плотности или температуры, а их значения, отнесенные к соответствую- щим параме'трам торможения. Это способствует нахождению правиль- ных решений и более надежной оценке величин отыскиваемых газодина- мических параметров. Вместе с тем для выработки реальных представ- лений о действующих аэродинамических силах, моментах, тепловых по- токах, а также других параметрах (давление, температура, плотность и др.) в решениях задач предусматривается определение их абсолют- ных значений, соответствующих летательному аппарат-у с известными размерами и формой или каким-либо начальным данным, характеризу- ющим исследуемый поток газа. В основу изложения материала книги положены учебник «Аэроди- намика» [20] и учебное пособие «Аэродинамика ракет» [21]. При изу- чении основ аэродинамики и газодинамики целесообразно, а в отдель- ных случаях и необходимо использовать другие учебники и учебные по- собия, а также монографии, перечень которых приведен в конце книги. В них, в частности, содержатся различные таблицы и графики газоди- намических и термодинамических функций для воздуха и газов, кото- рые используются при решении задач и в аэродинамических расчетах, приведенных в книге. Пользование данной книгой предполагает знакомство читателя с теоретическими основами аэродинамики, которые могут изучаться как в целом, так и по отдельным разделам в соответствии с порядком рас- положения лабораторных работ, вопросов и задач. Естественно, что одно учебное пособие не в состоянии охватить все многообразие лабораторных работ, вопросов и задач, словом, всех тех проблем, которые составляют содержание прикладной аэродинамики. В данном пособии представлена информация, содержание и объем ко- торой достаточны, при условии ее глубокого усвоения, чтобы самостоя- тельно разобраться в других проблемах, связанных с организацией и проведением аэродинамического эксперимента, формулировкой воп- росов и решением аэродинамических задач. В конце книги приведена специальная переводная таблица единиц измерения физических величин, применяемых в аэродинамике, в новые, соответствующие принятой Международной системе (СИ). С рукописью книги внимательно ознакомились проф., докт. физ.-ма— тем. наук И. П. Гинзбург, а также проф. А. М. Мхитарян и коллектив руководимой им кафедры. Они высказали ряд критических замечаний, внесли ценные предложения по улучшению рукописи. Всем этим това- рищам авторы выражают свою благодарность. Авторы отдают себе отчет в том, что книга не лишена недостатков и будут признательны читателям, которые найдут возможным высказать свои замечания, направив их по адресу: Москва, К-51, Неглинная ул., 29/14, издательство «Высшая школа». 
РАЗДЕЛ ПЕРВЫЙ  МЕТОДЫ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ И АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА  Г Л А В А | АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ТРУБЫ  & 1.1. ПРИНЦИПЫ УСТРОЙСТВА И РАБОТЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБ  1. Основные понятия  Лабораторные установки, создающие газовый поток заданных па— раметров для экспериментального изучения обтекания твердых тел, называются аэродинамическими трубами. Помещая в этот поток исследуемое тело (модель летательного аппарата, автомобиля, поезда, жилого или производственного здания и т. п.), можно опреде- лить действующие на него аэродинамические нагрузки. Обеспечив предварительный нагрев потока, можно также изучать тепловое воздействие омывающего газа на тело, законы изменения формы этого тела под влиянием уноса массы с поверхности. С помощью различных оптических устройств имеется возможность сделать видимой картину обтекания, обеспечив наблюдение за участками возмущенного потока (скачки уплотнения, местные зоны сжатия и_разрежения, погра- ничный слой и др.). Исследование силового взаимодействия потока и летательного ап- парата представляет собой одну из важнейших задач аэродинамики, решаемых с помощью эксперимента в аэродинамических трубах. В большинстве случаев при проведении таких исследований модель ле- тательного аппарата закрепляется в трубе, а газовый поток набегает на модель с заданной скоростью. Это приводит к тому, что силовое взаимодействие потока и тела прОИСХОДИТ в условиях так называемого обращенного движения (в противоположность такому движе- нию полет тела в неподвижной газовой среде носит название прямо- го движения). Принцип обращения, как это следует из общего принципа от носительности классической механики, применим в случае равно— мерного прямолинейного поступательного движения тела. При соблюде— нии этих условий силовое воздействие потока на тело будет одинако- вым как в прямом, так и в обращенном движении. Эксперименталь- ные установки, работающие с использованием принципа обращенного  7 
движения, нашли широкое применение в практике аэродинамических исследовании. Аэродинамические трубы, применяемые в настоящее время для определения характеристик летательных аппаратов, состоят из следую- щих основных элементов: форкамеры, сопла, рабочей части, диффу—  Ё : _, в — Аден—— —— —-— Е + “со _)— = "' \ Ё \ + 5 5 5 \7  Рис. 1.1.1. Основные элементы аэродинамических труб:  ] —- хонейкомб; 2 —- сетка; 3 —- форкамера; 4 — сопло; 5 — рабо— чая часть; 6 —- диффузор; 7 — привод (вентилятор); 1—1 -— воз- можные формы поперечных сечений сопел  зора и привода (источника энергии). Все эти элементы присущи различ— ным типам труб, как дозвуковым, так и сверхзвуковым, хотя, безуслов- но, величины скоростей потока, достигаемые в трубах, накладывают су- щественный отпечаток на Их конкретную конструкцию. При этом могут меняться форма и размеры различных узлов и деталей, характер рас- положения элементов трубы. На рис. 1.1.1 схематически изображены основные элементы до— звуковой незамкнутой аэродинамической трубы. Воз— Дух в эту трубу попадает через фор к а мер у, представляющую собой некоторый объем, ограниченный жесткими стенками, с открытой вход- ной частью. Из этого объема газ, находящийся под некоторым давле- нием, истекает через сопло в рабочую часть трубы. Запас газа в форка- мере, необходимый для непрерывной работы трубы, пополняются за счет вентиляторного привода. Форкамера может иметь полузамкнутый объем с открытым выходом для присоединения сопла. Такие форкамеры ис— пользуются обычно в сверхзвуковых трубах. ' В форкамере размещаются приемник полного давления, приборы для измерения температуры и различные устройства для упорядочения движения потока газа перед входом его в сопло (см. рис. 1.1.1). К числу таких устройств относятся хонейком б, представляющий собой сото- образную решетку, набранную из тонких металлических пластин, и детурбулизирующие сетки. Хонейкомб разрушает крупные вихри и выравнивает скосы, а сетка способствует созданию р а в н о м е р н о г о п о л я скоростей по попереч- ному сечению форкамеры и уменьшению н а ч а л ьн о й т у р 6 у л е н т- ности потока. Чем больше размеры форкамеры, тем равномернее по- ток перед входом в сопло, а это способствует созданию равномерного потока на выходе из сопла и в рабочей части аэродинамической трубы. Сопло трубы представляет собой канал, имеющий определенную конфигурацию, которая обеспечивает получение заданной скорости однородного газового потока. Форма поперечного сечения сопла обычно определяется видом летательного аппарата, предназначаемого для ис-  8 
следования в трубе (например, овальная форма наиболее подходит для испытания моделей самолетов, круглая—ракет), а также возможностью изготовления такого сопла. В зависимости от величины скорости потока в трубе сопла подраз— Деляются на до- и сверхзвуковые. Первые имеют вид сужающихся кана- лов. Скорость потока, создаваемого ими, может регулироваться за счет изменения перепада давления между форкамерой и выходным сечени- ем сопла. Стенки дозвукового сопла выполняются так, чтобы поток на выходе был равномерным, а струйки газа в нем двигались бы параллельно. Этому требованию отвечает профиль (рис. 1.1.2), рассчитанный по фор— муле Витошинского:  ’вых 2 (1—х2/12)2 г=гв…/ 1/1—[1—(——) ]————, (1.1.1) ’вх (1 '+' 752/12)з где гвк и гв… — радиусы соответственно входного и выходного сечений; [_ длина сопла; х—координата сечения вдоль оси сопла. Сопло, рассчитанное по этой зависимости, имеет несколько неудоб— ную для сопряжения с форкамерой форму входной части из—за резкого изменения в этом месте площади про- ходного сечения. Практически такое ‚— сопряжение осуществляют путем . плавного перехода расчетного участка 11 поверхности сопла в форкамеру. Вместо сравнительно простого ме- тода расчета входной части сопла по  формуле Витошинского можно исполь— С° \ зовать Другие, хотя и более сложные , &` _ Ё методы, в частности с использованием . $ = ' электрогидродинамической аналогии \ ч ' \ (см. 5 4.1). о 3 . $  Важной характеристикой дозвуко- [, ‚ вых сопел является степень поджа- ’ ТИЯ› равная отношению площадей Рис. 1.1.2. Входная часть сопла, входа Звх и выхода Звых сопла: п= рассчитанная по (1.1.1) =83х/8Вых. Как показали исследова- ния, высокая степень поджатия способ- ствует выравниванию профиля скоростей на выходе и уменьшению тур- булентности. При этом также существенно уменьшается потреб— ная мощность привода, так как скорости потока воздуха по внутрен— ним каналам трубы с таким соплом невелики и, следовательно, неболь— шими будут гидравлические потери, на которые расходуется энергия привода. Сверхзвуковые сопла имеют дозвуковой участок, в котором воздух, поступающий из форкамеры, разгоняется до звуковой скорости, и св ер хзв уково й участок, на котором происходит дальнейший раз— гон и окончательное формирование равномерного сверхзвукового па“- тока. Каждое сверхзвуковое сопло может обеспечить получение лишь определенного значения числа Маха на выходе М…, зависящего от величины отношения Бир/8%… где ЗКР и Звых— площади соответственно критического и выходного сечений сопла. Поэтому сверхзвуковые аэро- Динамические трубы с целью получения нескольких значений числа Мос комплектуются соответствующим набором сменных сопел. Сверхзвуковые сопла прямоугольного поперечного сечения можно сделать р егул п руем ым и (рис. 1.1.3). Для этой цели гибкая стенка  2—927 9 
] сопла деформируется с помощью гидравлических домкратов 2, в ре— зультате чего изменяются величина отношения ЗКР/8%… а также про— филь стенки. Такую регулировку сопла можно производить во время эксперимента, добиваясь плавного изменения числа М… на выходе.  Аэродинамические трубы с регулируемыми соплами удобны в эксплуа- тации, но сложны в изготовлении. Для обеспечения на выходе равномерного потока сверхзвуковые сопла выполняются с п р 0 ф и л и р о в а Н н ы М и стенками. Для их рас— чета обычно пользуются методом характеристик.  Рис. 1.1.3. Схема сверхзвукового сопла с плавно изменяе— мой формой стенок:  1—гибкая стенка; 2—домкраты; стрелками показаны возможные направления перемещения стенок сопла; ————— положение сте- нок при МООО<М001  Пограничный слой, образующийся на стенках, суживает проходные сечения сопла, что влечет за собой снижение числа Маха на выходе по сравнению с его расчетным значением, так как уменьшается величина отношения площадей выходного и критического сечений. Такого небла— гоприятного влияния пограничного слоя на течение газа можно избе- жать путем увеличения поперечного сечения сопла, найденного мет0дом характеристик, на величину, равную удвоенной толщине вытеснения пограничного слоя 2б*. Этим в известной степени компенсируется суже— ние проходных сечений сопла, вызванное пограничным слоем. Рабочая часть является той частью трубы, где устанавлива- ются испытываемые модели летательных аппаратов или отдельные их элементы. Газовый поток здесь должен иметь равномерное поле ско—— ростей, температур и давлений. Рабочие части труб могут быть открытыми и закрытыми, а также иметь вид герметической камеры; схемы их представлены на рис. 1.1.4. В открытой рабочей части (рис. 1.1.4, а) удобно проводить визуальные наблюдения _она обеспечивает свободный доступ к моде— ли при ее установке. Однако в такой рабочей части велики потери ки— нетической энергии потока, вызванные взаимодействием струи с окру— жающим воздухом, что приводит к необходимости увеличения мош— ности привода. В аэродинамической трубе с открытой рабочей частью исключена опасность запирания трубы (см. @ 1.3). Это дает воз— можность использовать модели большего размера, чем в случае приме— нения рабочей части, ограниченной стенками. 3 акр ыта я р а 6 оч а я ч а ст Ь (рис. 1.1.4, 6) позволяет менять давление около модели в широких пределах. Возможность проводить эксперимент в условиях разрежения в рабочей части позволяет значи-  10 
тельно уменьшить давление в форкамере, т. .е. экономно расходовать энергию, необходимую для работы трубы. Например, в трубе, давление в рабочей части которой равно 0,048 кГ/см2, для получения потока с числом Мш=5 потребуется давление около 25 атм, в то время как в трубе с открытой рабочей частью — свыше 520 атм. Снижение давле- ний в форкамерах труб с закрытой рабочей и) частью обусловливает уменьшение стоимости их оборудования и эксплуатации. Следует также иметь в виду, что конструк- ции труб, предназначенных для очень боль- ших сверхзвуковых скоростей, могут быть ре— 5) альными только при использовании закрытой рабочей части, так как в трубах с открытой 'т— рабочей частью их форкамеры нельзя изгото- вить наётолько прочными, чтобы они противо- стояли большим давлениям. Аэродинамиче- б) ские качества потока в закрытой рабочей ча-- сти трубы выше, чем в открытой. В частности, поток в ней более равномерный как по на—  правлению, так и по величине скорости. 2 3 К недостаткам труб с закрытой рабочей частью относятся: относительная сложность Рис. 1_1_4_ Рабочие час…… их конструкции; затруднения в обслуживании аэродинамических труб: модели в закрытом пространстве; необходи- а—открытая; б—закрытая; мость тщательной герметизации этого прост- 8-3 ВИЁМеБЁЁметическ°й ранства; усложнение аэродинамических весов. 1—сопло; 2—рабочая часть:  Рабочаячастьввиде герметиче- 3"д“ффуз°р  с к о й к а ме р ы (рис. 1.1.4, 8) позволяет из- менять давление в потоке и тем самым более успешно имитировать по- лет :на различных высотах. За счет снижения давления в такой камере уменьшается также давление в форкамере, необх0димое для достиже— ния расчетного числа М…. Большие по сравнению с закрытой рабочей частью размеры каме- ры упрощают установку и обслуживание модели. Существенный недо— статок такой формы рабочей части заключается в потерях энергии на внешней границе струи за счет вихреобразования и ее смешения с ок— ружающей средой, а также при расширении струи на выходе из сопла. Необходимо подчеркнуть, что все эти потери превышают по величине потери на трение потока 0 стенки в закрытой рабочей части. В рабочей части, выполненной в виде герметической камеры (иног- да ее называют камерой Эйфеля), можно осуществить непрерывное из— менение чисел м„ в околозвуковой области, так как свободное расши- рение потока около модели предотвращает з а п и р а н и е т р у 6 ы. Практика показала, что при расчете аэродинамической трубы дли— на ее рабочей части обычно составляет 2—1—3 диаметра выходного сече- ния сопла. Диффузор располагается сразу за рабочей частью и представля— ет собои специальным образом спрофилированный канал, служащий для уменьшения скорости потока газа с целью наиболее эффективного превращения его кинетической энергии в энергию давления. Такая фор- ма канала уменьшает газодинамические потери в потоке (в основном на вихреобразование и скачки уплотнения) и обеспечивает, как след- ствие, повышение экономичности трубы (снижение стоимости энергети- ческого оборудования, уменьшение затрат на проведение экспери- ментов). Различают дозвуковой и сверхзвуковой диффузоры. Первыи из них представляет собой расширяющийся вниз по течению  2* 11 
канал, в котором дозвуковой поток постепенно тормозится (см. рис. 1.1.4, а). Исследования показали, что наименьшие потери энергии имеют мес- то при углах расширения диффузора 6+8°.' При больших значениях этого угла длина диффузора уменьшается, и, хотя при этом снижа- ются потери на трение, создаются условия для отрыва пограничного слоя и образования мощных вихрей. В результате суммарные потери могут значительно возрасти. Если же угол расширения менее расчет- ного, то длина диффузора станет больше, возрастут потери на трение, а также увеличатся размеры трубы. Сверхзвуковой диффузор состоит из начального сужающегося ка- нала и следующего за ним расширяющегося участка трубы (см. рис. і.1.4,б и в). В сужающем-ся канале сверхзвуковая скорость газа посте— пенно снижается за счет образования скачков уплотнения. Возникаю— щий при этом дозвуковой поток затем попадает в дозвуковую (расши- ряющуюся) часть диффузора, где вследствие расширения скорость это— го потока еще больше снижается. Из теории скачков уплотнения известно, что торможение сверхзву- кового потока, вызванное системой косых скачков, сопровождается меньшими потерями полного давления, чем торможение за счет прямо- го скачка. Поэтому сверхзвуковую часть канала диффузора профили- руют так, чтобы торможение осуществлялось в системе косых скачков уплотнения. При этом каждому значению скорости потока в рабочей части соответствует своя оптимальная (обеспечивающая наименьшие потери полного давления) система скачков и, следовательно, опреде— ленная форма сверхзвукового диффузора. Исследования показали, что изготовление регулируемых диффузо- ров оптимальной формы, которая изменяется во время работы трубы, существенного выигрыша в газодинамическом смысле не дает. Практи- чески использование таких диффузоров значительно усложняет кон- струкцию трубы и ее эксплуатацию. По этой причине регулируемые диффузоры не нашли широкого применения. Важное требование к конструкции диффузоров заключается в том, чтобы обеспечить положительный продольный градиент давления до- статочно малым по величине с целью избежать отрыва пограничного слоя и интенсивного вихреобразования. В противном случае возникаю- щие в связи с этим потери энергии, соизмеримые с потерями в скачках уплотнения, могут значительно снизить эффективность диффузора. Привод аэродинамической трубы представляет собой устройство, сообщающее потоку газа необходимую энергию, при которой его ско— рость в рабочей части достигает заданного значения. В качестве при- вода в дозвуковых трубах часто применяются низконапорные осевые вентиляторы, в сверхзвуковых трубах—многоступенчатые компрессо— ры. Трубы кратковременного действия оснащаются поршневыми ком— прессорами, накачивающими газ в баллоны под высоким давлением, из которых он затем поступает в трубу. Мощность привода в зависимости от размеров рабочей части и чис- ла Моо в ней меняется в широких пределах. Наибольшая мощность, до— стигнутая в современных крупных высокоскоростных трубах, составля- ет около 200 тыс. квт. Одно из требований, предъявляемых к приводу, состоит в необходи- мости обеспечения регулирования числа оборотов вентилятора (ком- прессора). Это позволяет изменять скорость потока в рабочей части, т.е. проводить испытания при разных числах М00 и Кеш. Помимо перечисленных основных элементов в конструкцию трубы могут включаться другие устройства, необходимые для обеспечения специальных условий эксперимента. К таким устройствам относятся  12 
о сушители, служащие для удаления из воздуха излишней влаги, ис- кажающей картину течения в рабочей части. В отдельных конструкциях труб используются подогрев атели, необходимые при исследовании аэродинамического нагрева или для предотвращения конденсации ком- понентов газа. Такая конденсация может наступить вследствие глубо- кого охлаждения газа при расширении его в сопле. В трубах непрерыв- ного действия за счет трения потока 0 стенки и лопасти вентилятора происходит нагрев газа. Поэтому в конструкцию таких труб включают различного рода т е п л о о 6 м е н н и к и, охлаждающие газ.  2. Классификация труб и основные требования, предъявляемые к ним  В основном все использующиеся в настоящее время аэродинамичес— кие трубы можно разделить по конструктивным признакам на трубы замкнутого и незамкнутого типа. В трубах первого типа (рис. 1.1.5) непрерывно циркулирует одна и та же масса газа. Трубы замкну— того типа могут работать при различных давлениях в закрытой рабо- чей части и использоваться, следовательно, как трубы переменной плот—  8 7 9 \  ?— +%. __ : —‹ ! ’ ! ‚Г 3 ч 5 1 2 6 Рис. 1.1.5. Схема замкнутой аэродинамической трубы:  ! _ форкамера; 2 —— теплообменник для охлаждения рабочего газа; 3 _ сопло; 4 —— модель в рабочей части; 5 — диффузор; 6 —— лопатки, изменяющие направление движения газа; 7— компрессор; 8— обрат— ный канал; 9— электромотор  ности, обеспечивая тем самым возможность исследований обтекания моделей при разных числах Рейнольдса Ке…=У…1/уоо‚ где У…, м…: =моо/роо—соответстветственно скорость и коэффициент кинематичес- кой вязкости потока в рабочей части. С этой целью в контуре трубы перед экспериментом с помощью спе- циальных устройств (компрессор, вакуум-насос) повышают или пони— жают давление, изменяя тем самым плотность газа, циркулирующего по трубе. Естественно, что стенки такой трубы должны иметь достаточ— ную прочность, а привод— повышенную мощность. В современных замк- нутых трубах некоторое количество циркулирующего в ней воздуха может выводиться наружу через специальные клапаны для компенса— ции его нагрева (поддержания заданной температуры). В незамкнутых трубах газ, попав в рабочую часть через сопло, за- тем выбрасывается из трубы. В таких трубах происходит как бы не- прерывная смена потоков газа. Так как в каждый момент работы не— замкнутой трубы в нее попадает новое количество газа, который дол- жен разгоняться до расчетной скорости, расход энергии в такой трубе  13 
выше, чем в замкнутой установке, где необходимо лишь поддерживать движение циркулирующего газа. Преимуществом трубы незамкнутого типа является относительно меньшая ее стоимость. Что же касается аэродинамических свойств той и другой трубы, то они зависят от вида применяемых сопел, рабочих частей, диффузоров, обратных каналов, а также спрямляющих аппара- тов, устанавливаемых в местах изгибов этих каналов. В зависимости от скорости потока в рабочей части аэродинамичес- кие трубы можно подразделить на дозвуковые (О<М°о<0,8), око- лозвуковые (О,8<М°о<1,2), сверхзвуковые (1,2<М…<5) и гиперзвуко вые (М…>5). Иногда эта классификация дополняет- ся трубами малых (0<М…<0,5) и больших дозвуковых (0‚5<_Моо<1) скоростей. Первые три вида труб могут выполняться как по замкнутой, так и незамкнутой схемам. Г иперзвуковые трубы строятся обычно незамкну- тыми и с обязательным подогревом рабочего газа. По виду рабочей части аэродинамические трубы разделяются на трубы с открытой и закрытой рабочими частями, а так- же с герметической камерой. В зависимости от длительности работы трубы бывают кр атко- временного и постояного Действия. Труба кратковременно- го действия позволяет испытывать модели лишь в течение малого про— межутка времени (несколько минут). Питание такой трубы осуществ- ляется от батареи баллонов высокого давления, куда воздух предва— рительно накачивается компрессорами. Емкость баллонной батареи определяет продолжительность работы аэродинамической трубы. Кроме труб, работающих от баллонов высокого давления, кратко- временными являются вакуумные трубы, в которых перепад дав— ления, необходимый для достижения заданного числа Моо в рабочей части, создается путем образования разрежения на выходе из диффузо— ра. Для этой цели применяют либо расположенную за диффузором ем- кость, из которой перед экспериментом откачивают воздух, либо эж ек- тор, приводимый в действие во время работы трубы. При этом эжек— тируемый воздух, создающий поток в рабочей части, поступает в трубу из баллонов или непосредственно из атмосферы. Сжатый воздух, необ- ходимый для работы эжектора, предварительно накачивается в баллоны высокого давления. Запас этого воздуха определяет продолжи— тельность работы установки кратковременного действия с эжекто- ром. В трубах постоянного действия поток газа создается с помощью осевого компрессора, встроенного в аэродинамическую трубу и обес- печивающего необходимую степень сжатия газа для достижения задан- ных чисел Моо. Время действия такой трубы практически неограничен- но и определяется условиями эксперимента. Трубы постоянного дейст- вия сложнее по конструкции, дороже в изготовлении, но обладают определенными преимуществами: позволяют более точно воспроизво- дить заданные параметры потока и сохранять их значения постоянны— ми в рабочей части в течение длительного времени. Это дает возмож- ность получать результаты эксперимента с большой степенью достовер- ности. Аэродинамические трубы должны удовлетворять ряду требований. Одно из них связано с созданием равномерного поля ско- ростей в рабочей части. Для обеспечения такого поля необходимо выполнять аэродинамический контур трубы (включающий в себя фор— камеру, сопло, рабочую часть, диффузор, обратный канал), устройст— ва, расположенные в трубе (спрямляющие решетки, детурбулизирую- щие сетки, датчики давлений и температуры), а также трубопроводы,  14 
подводящие рабочий газ к форкамере (для баллонных труб), так, что- бы они не создавали условий для возникновения в движущемся газе возмущений (отрыва пограничного слоя и образования вихрей, скосов потока и т.п.). Эти возмущения, возникнув в какой-либо части контура, будут искажать поток, нарушая его равномерность далеко вниз по те- чению, в том числе и в рабочей части. Поэтому внутренние поверхности трубы должны иметь плавные переходы и повороты, а также тщатель— но обрабатываться; в местах поворота потока устанавливаются на— правляющие лопатки (см. рис. 1.1.5); принимаются меры, предупреж- дающие отрыв пограничного слоя: не допускают больших углов рас— ширения в диффузорах, отсасывают пограничный слой, образующийся на стенках сопла и рабочей части, и др. Равномерность скоростей в рабочей части характеризуется величи—  ной отношения АУ/Уср=(У—Уср)/Уср, где У и УОР—соответственно  местная и средняя скорости в рассматриваемой точке поперечного се- чения рабочей части аэродинамической трубы. Эта величина в хорошо отлаженных трубах должна удовлетворять неравенству  Атт/ср < 10,75% |.  Поток в рабочей части должен иметь по возможности малый скос относительно оси трубы. Это обеспечивается установкой в трубе хоней- комба, направляющих лопаток и других устройств, препятствующих скашиванию потока. Для характеристики такого скоса обычно измеря- ют угол Ао: между проекцией вектора скорости в рассматриваемой точ- ке потока на горизонтальную плоскость симметрии рабочей части и ее осью, а также угол АВ между проекцией этого вектора скорости на вер- тикальную плоскость симметрии и той же осью. В современных кон— струкциях труб эти углы должны находиться в пределах:  Асс < |о‚5°|‚ АБ < |0‚5°1.  Важное требование к современным конструкциям труб состоит в обеспечении малого продольного градиента давления сір/сіх в рабочей части. Возникновение такого градиента в рабочей части объясняется ее загромождением моделью летательного аппарата, кон- фигурацией стенок рабочей части и сопла, а также образованием на стенках трубы пограничного слоя, суживающего проходные сечения. Градиент давления создает эффект «выталкивающей силы», дей— ствующей на модель в направлении убывания величины р. В ре— зультате продольная сила, действующая на модель, определяется с ошибкой, величина которой может быть приближенно рассчитана по формуле  АО : [Ут (ар/(іх), (1.1.2)  где 1% — объем модели. При доводке трубы следует стремиться умень- шать градиент давления до нуля. Достоверность экспериментальных данных, полученных в аэродина— мических трубах, зависит от ст е п е н и ту р 6 ул ентн о сти потока в рабочей части, называемой также н а ч а л ь н о й т у р бу л ентн о - с т ь ю и определяемой выражением [20]  е = 1/7', (173+Ё +17Ё№оы  Здесь Уф—осредненная скорость потока в рабочей части при турбу—  лентном Движении; УЦ, 1/5, УЁ—среднеквадратические значения тур-  булентных пульсаций компонент скорости в направлении осей коорди- нат.  15 
Так как в аэродинамических трубах обычно имеет место так называемая изотропная турбулентность, когда У,;"`=У‚'‚°=У:, то е=  :Ъ/ЁЁ ‚71/00. Обычно степень турбулентности определяется в процентах:  ‚‚ _ \ е= П/УЁ/Уоо) 100%. (1.1.3) В соответствии с рис. 1.1.6, на котором изображено изменение пуль- сационной скорости в направлении продольной оси рабочей части, 52 _ {2 Уф : Уш : 71—751/41, У”: _ [(У—Усуи, 2_ 1 2 19, 1 1 где У—истинная скорость в рассматриваемой точке потока в данный момент времени; (152—151)—конечный промежуток времени. Установлено, что турбулентность в ат- _ мосфере составляет примерно 0,02%, а в “ Ё рабочей части аэродинамической трубы, в зависимости от конструктивных особенно- @ стей сопла, форкамеры, трубопроводов, под— водящих газ от баллонов, и др., она может быть выше. Повышенная начальная турбу— лентность оказывает неблагоприятное влия— ние на результаты эксперимента, так как вызывает преждевременный переход лами- 0 ; нарного пограничного слоя на модели в тур— булентный. Требование уменьшения на- чальной турбулентности потока до атмос- Рис. 1-1-6. Характер Измене- ферной имеет особое значение для малоско— НИЯ БеЛИЧН-ЧЫ СКОРОСТИ в турбулентном потоке газа ростных труб, так как сопротивление лета— тельных аппаратов при небольших скоро- стях полета определяется в большей своей части трением, величина ко- торого зависит от положения точки перехода на обтекаемой поверх— пости. Влияние начальной турбулентности в рабочей части аэродинамичес- кой трубы на характер поляры иссле- дуемого профиля крыла хорошо видно  %  5 > >  ___—_Ф—„—__—__  `  с* г———————-————-  (+ ю съ  СН вхож, _ … на рис. 1.1.7, где изображены зависи— ’ мости су=су(сх)‚ полученные при од- 018 ном и том же числе Кеоо=Уооі/уоо‚ но при разных значениях @. Нетрудно за— п‚5 метить, что при одном и том же зна— чении су повышение начальной турбу- П‚Ц лентности может привести к увеличе- нию сопротивления профиля почти 012 вдвое. 0 Для уменьшения начальной турбу- 0,02 Са: лентности может быть предпринят ряд  эффективных мер. В частности, в фор— камере, где поток имеет небольшую Рис. 1_1_7_ Влияние начальной скорость, поперек трубы устанавлива- турбулентности потока на вил ЮТ мелкую металлическую сеТКУэ КО“ поляры профиля торая устраняет крупные вихри, раз— бивая их на большое количество более мелких, которые быстро затухают. ОД— новременно каналы трубы, по которым движется газ, выполняют с плав- ными переходами, чтобы не допустить отрыва потока от стенок и об— разования вихрей. Для этой же цели стенки полируют, устраняя шеро-  —0‚2  16 
ХОВЭТОСПЪ И В ПОВОРОТНЫХ КОЛЭНЗХ УСТЭНЗВЛИВЗКП`НЗПРЗВЛЯКЦЦИЕ ЛО—  патки. В ряде случаев при проведении специальных исследований, связан- ных с турбулентным характером движения, требуется не уменьшение, а, наоборот, увеличение начальной турбулентности. Это обычно дости— гается установкой тур булизирующих сеток на выходном срезе- сопла. Одной из важных характеристик аэродинамической трубы является ее качество, определяющее экономичность установки. Эта характе- ристика м представляет собой отношение кинетической энергии пото— ка в рабочей части тУЁо/2 к мощности №, потребляемой приводом, т.е.  ит : тУЁо/(2— №№) : ро, и; $_/(204№)‚ (1.1.4).  где т—секундный массовый расход газа в трубе; рос—плотность воз- духа, кГ—секг/м“; Ум,—скорость газа в рабочей части, м/сек, площадь поперечного сечения которой 8, М?; М — мощность мотора компрессора  трубы, квт. Потери энергии в трубе можно разделить на м е х а н и че с к и е (в механизме привода) и г и д р о д и н а м и ч е с к и е (потери на вих— реобразование и трение). В соответствии с этим можно ввести еще од- ну характеристику аэродинамической трубы, определяющую к а ч е- с т в о п о т о к а:  ›„п : туго/(гощв), (1.15)  где Мв— мощность вентилятора (компрессора), затрачиваемая на пре— одоление гидродинамических потерь. Если обозначить эти потери через. БНП, где Ип— составляющие потерь, то  №№, = в п,.  Так как при установившемся движении '] туго * 172 [. У? тУЁО . 2л„= 2 ; “ +ж.—Ъ.—‘ =—с2‚ (1.1.6)  ТО КЗЧЭСТВО ПОТОКЗ  ЖП: 1,2;2. (1.1.7)  Здесь {;2 ——суммарный коэффициент сопротивления тракта трубы; ён—  коэффициент местных потерь; Ъі—коэффициент сопротивления трения; Уд.—скорость потока за участком, для которого рассматривается мест— ное сопротивление; Уі—скорость на участке трубопровода длиной 1,- и диаметром 02, для которого определяется сопротивление трения. Чем выше качество трубы М— и потока ?…, тем более совершенной является конструкция трубы. В современных установках, предназначен— ных для получения воздушных потоков с дозвуковыми скоростями и об— ладающих хорошими аэродинамическими свойствами, качество трубы достигает значений Мяч—95. Так, например, одна из современных труб замкнутого типа, имея площадь рабочей части $=6‚1><6‚1 м2, скорость. потока Усо=134 м/сек и привод мощностью 11000 квт, обладает каче- ством )„т=4,8. На рис. 1.1.8 показано примерное изменение качества различных труб в зависимости от числа М… в рабочей части. Исследования показали [35], что повышение давления и снижение температуры газа в рабочей части позволяют увеличить качество тру- бы. Это обусловливает также повышение качества потока; в существу— ющих конструкциях труб величина этого качества может достигать 5—:-6 
Следует иметь в виду, что, несмотря на важное значение характе- ристик ?…— и ?…, основные требования, которым должна удовлетворять труба, связаны с необходимостью обеспечения равномерного поля ско— ростей, малых скосов потока, допустимой начальной турбулентности.  }\т ' ` - 3. Основные ВИДЫ экспериментов \, в аэродинамических трубах  \ \ & Рассмотрим основные виды эксперимен- 2 тальных исследований в современных аэро- \ >\ динамических трубах, связанных с изучени- \ ем обтекания летательных аппаратов и оп- ределением их аэродинамических характе- 1 2 ристик. Весовые испытания. Такие испы— тания предназначены для измерений аэро-  ъ \ динамическими весами сил и моментов, дей- О 1 2 3 М… ствующих на летательный аппарат. При осуществлении этих измерений обычно ис— Рис. 1.1.8. Изменение каче— пользуется МОДеЛЬ летательного аппарата, ства аэРОдинамических которая закрепляется при помощи специ-  труб в зависимости от чис-  Ча м В рабочей части альных державок на ЧУВСТВИТеЛЬНЫХ эле-  ] б ментах весов и помещается в рабочую часть _тру а замкнутого типа: 2—эжекторная труба Трубы- По измеренным силам и моментам опре-  деляются безразмерные аэродинамические коэффициенты. Для этой цели необходимо знать некоторые параметры потока в рабочей части трубы (например скоростной напор). Определе- ние этих параметров производится при помощи специальных устройств и, как правило, одновременно с весовыми измерениями. Важное преимущество весовых испытаний состоит в том, что они позволяют определять полную аэродинамическую силу или момент, яв- ляющихся результатом воздействия на обтекаемую поверхность лета- тельного аппарата одновременно трения и давления. Дренажные исследования., Для проведения таких исследо- ваний в стенке летательного аппарата просверливаются дренажные от- верстия малого диаметра, каждое из которых соединяется с маномет- ром. Во время работы аэродинамической трубы фиксируются показания этих манометров, по которым определяется соответствующее давление. В результате находят поле давлений на заданной поверхности лета- тельного аппарата. Анализируя такое распределение давлений, можно сделать вывод о характере обтекания поверхности, наличии скачков уплотнения, структуре пограничного слоя и т.п. По найденному распределению давлений можно вычислить суммар- ные аэродинамические силы и моменты, обусловленные этим распреде- лением. На рис. 1.1.9 представлена схема выполнения дренажного отверстия на обтекаемой поверхности и соединения этого отверстия (приемника давления) с маномептром. Выбор количества и формы расположения дренажных отверстии на модели является существенным этапом подго- товки эксперимента. В зависимости от целевого назначения такого экс- перимента количество и расположение дренажных отверстий может быть различным. При этом всегда следует иметь в ВИДу, что такие от- верстия должны обязательно размещаться в местах предполагаемого значительного изменения давления и при условии достаточно близкого расположения их друг от друга. Это необходимо для того, чтобы кар- тина распределения давления была выявлена наиболее полно. что поз—  18 
волит свести к минимуму погрешности при аппроксимации функции распределения давления по экспериментальным данным. При выборе количества и схемы расположения дренажных отвер— стий необходимо учитывать особенности конструкции модели и ее дер— жавки. В частности, общее количество таких отверсТий может быть ог-  Рис. 1.1.9. Схема измерения давления на обтекаемой поверхности:  1—испытываемый летательный аппарат; 2—втулка с просвер- ленным в ней дренажным отверстием; 3—соединительная труб- ка; 4—манометр  раничено допустимым числом дренажных трубок, которые можно раз- местить в державке и подвести к модели. Кроме того, при исследовании обтекания тонких тел (тонкое крыло или корпус) бывает практи— чески невозможно расположить дренажные отверстия на тех участках поверхности, и которым нельзя подвести дренажные трубки из-за ма— лых поперечных сечений тела. Особенность дренажных испытаний состоит в том, что по их резуль— татам определяется лишь та составляющая полной аэродинамической силы, которая обусловлена давлением. Силы трения в этом случае не могут быть измерены. Визуальные методы. При аэродинамических исследованиях широко используются визуальные методы, основанные на различных оптических эффектах, позволяющих наблюдать картину потока около обтекаемого тела или, как говорят, обеспечивающих визуализацию та- кого потока. Зная визуальную картину обтекания, можно использовать ее вместе с численными результатами расчета действующих сил и мо- ментов для усовершенствования аэродинамической формы проектируе- мого летательного аппарата. Существует несколько методов визуального исследования газовых потоков. Наиболее распространенными из них являются оптические ме- тоды, основанные на свойстве воздуха (или вообще газа) изменять ко— эффициент преломления в зависимости от плотности. Специальными приборами, которыми оснащены аэродинамические трубы, можно за- фиксировать на фотопластинке неоднородное поле плотностей; по это- му полю методами аэродинамики можно рассчитать распределение дав- лений и других параметров обтекающего газа. Подробно эти методы будут рассмотрены в гл. 11. Помимо оптических существуют другие методы визуализации газо- вых потоков, основанные на введении в исследуемую газовую область частиц твердых тел или жидкостей. Двигаясь по течению, такие части— цы создают видимую картину обтекания поверхности. В аэродинами- ческих лабораториях нашел распространение, в частности, дымовой ме-  19 
тод, используемый при относительно небольших скоростях движения воздуха (примерно до 40 ‚)и/сек). Согласно этому методу в рабочую часть незамкнутой аэродинамической трубы вводят через специальные насадки дымовые струйки, благодаря которым можно наблюдать аэро— динамический спектр обтекания заданной поверхности. В соответствии с методом газовых струек в поток, обтекаю- щий исследуемую модель, поступает химически активный газ, который, взаимодействуя с веществом, нанесенным на поверхность этой модели, оставляет ясно видимые следы, позволяющие делать заключение о ха- рактере течения в пограничном слое. В последние годы разработаны эффективные м ет од ы с у 6 л и м а— ц и и, позволяющие исследовать течение в пограничном слое. Для этого на поверхность тела наносятся твердые вещества, легко испаряющиеся во время испытания такого тела в аэродинамической трубе. Так как ско— рость испарения (сублимации) имеет разную величину в ламинарной и турбулентной зонах пограничного слоя, то после выключения трубы на исследуемой поверхности сохраняются следы, позволяющие судить о протяженности эт'их зон. Существуют и другие методы визуализации обтекания тел (наклеива- ние легкоподвижных шелковинок, вдув дыма через отверстия на обте- каемой поверхности и др.), позволяющие изучить те или иные аэроди- намические явления. С этими методами можно ознакомт-іться по спе— циальной литературе [5], 52]. Изучение аэродинамического нагрева и теплового р азрушения летательных аппар атов, Экспериментальные исследования аэродинамического нагрева основаны на обеспечении до- статочно большой разности между температурой поверхности исследуе— мого тела и температурой газа у этой поверхности, близкой к темпера- туре торможения. Это может быть достигнуто либо путем предваритель- ного охлаЖДения модели, либо подогревом обтекающего воздуха в фор- камере. При этом температура поверхности модели в процессе экспери- мента фиксируется с помощью тепловых датчиков Если время вых0да трубы на заданный режим установившегося об- текания подогретым воздухом велико, то испытываемое тело может на- греться до высоких температур, что приведет к невозможности экспери- мента из-за малой разности температур поверхности и омывающего газа. Вот почему следует защищать модель от воздействия потока в пе-- риод установления режима обтекания. С этой целью для модели пре- дусматривают специальные защитные колодки, которые во время про- ведения эксперимента снимаются [44]. При исследовании теплового разрушения фотографируют модель, фиксируя характер такого разрушения во времени, а также измеряют температуру модели в разных точках с помощью термопар. Особенности конструкции труб. Рассмотренные методы исследования в аэр0динамических трубах предъявляют определенные требования как к их конструкции, так и к измерительным устройствам, которыми такие трубы оснащаются. Так, при весовых испытаниях в за- висимости от конструкции применяемых весов следует предусмотреть размещение в рабочей части державок и поцвесок, на которых крепит- ся модель. Если такие весы используются в трубах с закрытой рабочей частью, то это вызывает необходимость осуществить дополнительные меры по обеспечению ее герметизации. Визуальные методы исследования предусматривают использование специальных устройств, таких, в частности, как теневой прибор или ин- терферометр. При этом если рабочая часть закрытая, то в стенках тру- бы предусматриваются герметические смотровые люки с вмонтирован— ными в них оптическими стеклами.  20 
Исследования аэродинамической теплопередачи ПРОВОДЯТСЯ, как ПРЗВИЛО, С подогревом омывающего ВОЗДУХЗ. Одновременно может ПО- требоваться охлаждение стенок ТРУбЫ С целью предохранения ИХ ОТ прогара, а также ЗЗЩИТЗ оптического стекла ОТ повреждения ВЫСОКО-  температурным газом.  4. Влияние условий эксперимента в трубах на величину аэродинамических коэффициентов  По результатам экспериментальных исследований рассчитываются аэродинамические параметры летательных аппаратов. Но для получе- ния истинных величин этих параметров должны быть учтены все осо- бенности, характеризующие условия обтекания модели в рабочей части, которые могут отличаться от условий в свободном полете. Это разли- чие связано с неодинаковыми значениями начальной турбулентности, наличием продольного градиента давлений, изменением скорости из-за ограниченного размера поперечного сечения рабочей части, неблагопри- ятным влиянием устройств, при помощи которых модель закрепляется в трубе, и др. Для получения достоверных экспериментальных данных обязатель- ным является требование гео метр ического подоб и я испытыва- емого тела и натурного летательного аппарата, а также обеспечение необходимого аэродинамического подобия. В частности‚весь— ма целесообразным является обеспечение такого подобия одновремен- но по числам Маха М и Рейнольдса Ке, характеризующим силовое воз- действие соответственно за счет сил давления, вызванных сжимаемо— стью, и трения. Данные эксперимента в сверхзвуковых трубах могут быть правдо- подобны лишь в том случае, если на поверхность модели не попадают возмущения, отраженные или исходящие от стенок рабочей части. Все указанные выше особенности экспериментальных исследований в трубах вызывают необходимость вводить поправки в полученные ре- зультаты таких исследований, чтобы сделать эти результаты более до- стоверными. Установлено [10], что для дозвуковых аэродиамических труб, например, следует вводить поправки на: 1) загромождение пото- ка моделью и спутной струей; 2) продольный градиент статического давления; З) влияние подъемной силы крыла, испытываемого в трубе (это влияние сказывается на изменении угла атаки и лобового сопро- тивления); 4) скос потока в рабочей части «пустой» трубы (без моде- ли); 5) блокинг—эффект; 6) интерференцию модели и устройств, за- крепляющих модель в рабочей части. Число поправок можно уменьшить путем тщательной проработки отдельных элементов и всей конструкции аэролинамической трубы и последующей отладки ее в процессе эксплуатации. Соответствующим подбором очертаний стенок сопла и рабочей части можно значительно снизить продольный градиент и тем свести к минимуму погрешность эксперимента, сделав излишнеи поправку на его влияние; выполняя модели возможно малыми, уменьшают загромождение потока; располо— жив в форкамере детурбулизирующие сетки, можно уменьшить началь- ную турбулентность в рабочей части, приблизив ее по величине к соот- ветствующему значению в атмосфере, и т.д. Рассмотрим порядок определения поправок к аэродинамическим ха- рактеристикам, полученным в аэродинамических трубах. Поправка на загромождение потока моделью и спутной струей. Модель, помещенная в равномерный поток, дви- жущийся в рабочей части трубы, изменяет площадь проходного сече- ния этой части. Такое же действие производит спутная струя, образую- щаяся за моделью. В результате в потоке, между стенками трубы (или  21 
свободной поверхностью струи трубы с открытой рабочей частью) и мо— делью (а также между стенками и спутной струей), устанавливается течение, отличное от течения вокруг тела в свободном полете: скорости около модели в трубе будут отличаться от скоростей в свободном по- лете. Это приводит к изменению аэродинамических коэффициентов, ко— торое может быть учтено выражением  сист : Сиам/(1 + 28м + 28стр)› (118)  где си…—истинный аэродинамический коэффициент; Сиам—аэродина- мический коэффициент, измеренный в трубе; ем и ветр—коэффициенты, учитывающие влияние загромождения рабочей части моделью иструей соответственно; величины ем и е…… зависят от вида и формы рабочей части и моделей (см. [10]). Поправки на загромождение можно сделать малыми, если выпол— нять модели малых размеров. Так, если отношение толщины 1‘ испыты- ваемого профиля к высоте 11 рабочей части равно 0,05, то емшестр= =О‚О1; для модели самолета объемом “7, испытываемой в трубе с пло— щадью рабочей части 8 при 117/$=0‚05‚ значения ем=0‚025 и ветр: =О‚О17. Поправка, учитывающая продольный градиент давления. Как уже отмечалось, изменение статического давления в рабочей части вдоль оси трубы обусловливает действие на модель дополнительной продольной силы (1.1.2). В результате величина лобо— вого сопротивления (диет, найденная по измеренному значению этого сопротивления в трубе, будет равна  6110 Оист : Оизм + _ т- сіх Соответствующий аэродинамический коэффициент сір “7 Схист=схизм+ (іх ' 0х3 ‚ (11.9)  где ооо—скоростной напор; 3—характерная площадь исследуемой мо- дели; сЗС изм—коэффициент лобового сопротивления, измеренный в трубе. Градиент давления в рабочей части обычно определяется как отно— шение разности статических давлений в соседних точках на оси трубы Ар к малому расстоянию Ах между этими точками. Используемое в рас- четах значение градиента Ар/Ах выбирается средним по величине для участка трубы некоторой длины. При этом в формуле (1.1.9) величина градиента принимается положительной, если давление вниз по потоку увеличивается. Поправка на влияние подъемной силы. Размеры ра- бочей части аэродинамической трубы ограничены, поэтому картина ли— ний тока около испытываемой модели крыла будет отличаться от той, которая имеет место при обтекании натурного крыла, движущегося в атмосфере, причем, очевидно, отличие будет тем больше, чем больше подъемная сила. Как показали исследования, это эквивалентно измене— нию угла атаки модели крыла по сравнению со свободным полетом на  величину Аосгр : д`)ос суЗ/Бтр, (1.1.10)  где су—коэффициент подъемной силы модели; Зтр—площадь попереч- ного сечения рабочей части трубы; бы —-—некоторый коэффициент, опре— деляемыи экспериментально. Изменению угла атаки на величину Ассгр соответствует поправка к измеренному коэффициенту лобового сопротивления  Асх=бсхсЁЗ/8 (1.1.11)  тр’  22 
1,03 Ь  где бис—некоторый опытный коэффициент. При испытаниях изолиро— ванных крыльев в дозвуковых аэродинамических трубах с закрытой ра- бочей частью можно принять коэффициенты без и бах равными 0,125 для круглых труб и 0,127 для труб с восьми- гранным поперечным сечением рабочей части [10]. / Так как Аосгр (3.1.10) мало, то коэф- \ „02 _ / фициент подъемнои силы изменяется не— — значительно и можно считать его величи— \ ну су равной измеренному значению суизм. \ 1,0: При введении поправки на влияние —2 1 о 1 2! оф границ потока следует помнить, что в трубах с закрытой рабочей частью Аагр— _ величина положительная, а в трубах с МЮ открытой частью—отрицательная. Это означает, например, что в трубе с откры- ТОЙ рабочей частью УГОЛ атаки О‘ТЬ изме-- Рис. 1.1.10. График зависимости ренный на шкале механизма установки Ь=і(с„$) углов атаки, будет больше истинного свист на величину А-осгр. П о п р а в к а н а с к о с п о т о к а определяется экспериментально, в частности, с помощью насадков, позволяющих находить направление- вектора скорости газового потока в данной точке (см. гл. 11). В результате систематических исследований потока в рабочей части трубы определяются средние значения углов скосов в горизонтальной Авер и вертикальной Аосср плоскостях, проходящих через продольную ось трубы. Эти значения учитываются при определении истинных углов атаки и скольжения:  “№ : % + А“… + №№; (1.1.12)- Вист : Втр ’;" Абер-  Поправка на блокинг—эффект. Модели летательных ап- паратов, испытываемые в аэродинамических трубах, вызывают тормо- жение потока, которое тем сильнее, чем больше подъемная сила ( бло- кинг-эффект). В результате истинное значение скоростного напора в за- мкнутых трубах уменьшается в соответствии с выражением  чист = су…-Ъ, (1.1.13)  в котором сир—скоростной напор в рабочей части трубы до установки в нее модели; Ь—некоторый коэффициент, зависящий от произведения суЗ; изменение этого коэффициента (для трубы МГУ А-б) показано на рис. 1.1.10 [10]. И н т е р ф е р е н ц и я. Взаимное влияние (интерференция) модели. и устройств, закрепляющих модель в рабочей части, может быть опреде- лено только с учетом конкретных особенностей эксперимента. При этом в каждом случае должны быть предусмотрены мероприятия по умень- шению воздействия интерференции; сама же поправка на это воздейст- вие находится экспериментально.  " 5 1.2. ТРУБЫ дОЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ‘ 1. Незамкнутые трубы [трубы прямого действия}: Схема такой трубы всасывающего типа с закрытой рабочей частью-  показана на рис. 1.2.1. Вентилятор, вращаемый электромотором, созда- ет разрежение на выходе из диффузора. В зависимости от величины  23- 
этого разрежения устанавливается та или иная скорость У… потока в рабочей части. Поскольку она не превышает 30+50 м/сек, то трубы рассматриваемой конструкции применяются для аэродинамических ис— следований летательных аппаратов, движущихся с небольшими ско- ростями. В этих трубах проводятся, в частности, дренажные и весо- вые испытания в условиях, близких к атмосферным. Незамкнутые трубы позволяют при целесообразном подборе конст- рукции и формы сопла, рабочей части и диффузора получать хорошие , 2 3 аэродинамические характе- 4 ристики потока (равномер— ное поле скоростеи; низкая степень турбулентности; не— большой градиент давления вдоль рабочей части). На рис. 1.2.2 представле- на схема аэродинамической трубы с открытой рабочей  \ \ :: /  Д;//’//”'/;/ , /  5 „ _ „ частью, работающеи в режи— Рис 52.1. Схема незамкнутои дозвуковой тру- ‚ме Н & Г Н е т а Н И Я Такой бы с закрытой рабочей частью: „ ' 1—сс-пло; 2—рабочая часть; З—диффузор; 4—при- рабочеи частью ЗДЕСЬ ЯВЛЯ- вод; 5—аэродинамические весы ется СВОбОДНЗЯ струя, дви-  жущаяся с заданной скоро— стью, в которую помещаются исследуемые модели. Поток воздуха создается с помощью вентилятора 2, вращаемого мо— тором ]. Пройдя через лопатки направляющего аппарата 3, воздух по— падает в форкамеру, где установлены решетки 4 хонейкомба и детур— -булизирующие сетки 5. Изменение скорости на выходе трубы обеспечи- вается применением смен- ных сопел б с различными диаметрами выходных сече- \  2 ! ний. Используемая для лабо- раторных работ труба рас— \сматриваемой конструкции характеризуется степенью поджатия сопла п=4‚ диа- . метром его выходного сече- ния 250 мм, средней скоро— стью потока на выходе Д Уоо=24,5 м/сек. Отклонение  СКОРОСТИ В точках ВЫХОДНО‘ Рис. 1.2.2. Схема аэродинамической дозвуко- ГО сечения ОТ Среднего зна- вой трубы с открытой рабочей частью чения составляет не более  $392), а скос потока (в го- ризонтальной и вертикальной плоскостях) не превышает 1°. Начальная турбулентность потока, измеренная термоанемометром, 8%1,30/0. Эта труба оснащена координатником, служащим для закрепления на нем с помощью державки исследуемой модели и размещения этои мо- дели в необходимом месте рабочей части. Для проведения дренажных испытаний используются групповые регистрирующие манометры, а для весовых исследований — тензометрические весы. __ В трубах рассматриваемой конструкции поток в рабочей части ха- рактеризуется большой неравномерностью и повышенной начальной турбулентностью по сравнению с трубами в с а с ы в а н и я (с закры- той рабочей частью). Однако они более удобны в эксплуатации и пред— назначены, как правило, для изучения качественной картины обтекания исследуемых тел.  т ‹ | _. .. .  Тег:—'  №№“  [___]  24 
2. Замкнутые аэродинамические трубы  На рис. 1.2.3 представлена схема такой аэродинамической трубы с открытой рабочей частью. По этой схеме изготовлена труба с рабочей частью длиной 1100 мм. Канал трубы имеет восьмиугольное сечение; расстояние между противоположными сторонами сопла составляет-  _ . ‘ ‚__` "/  // +? \ |Ъ№Ё7ЁО  /  ` ` \` *` \ 4.  Рис. 1.2.3. Схема замкнутой аэродинамической трубы с открытой рабочей частью:  1—сопло; 2—обратный канал; З—направляющий аппарат; 4— вентилятор (компрессор); 5—диффузор; б—направляющие лопатки; 7—механизм углов атаки с закрепленной на нем моделью летательного аппарата  540 мм; степень поджатия сопла равна шести. Привод трубы пред— ставляет собой восьмилопастный вентилятор диаметром 1780 мм, вра— щаемый электромотором переменного тока мощностью 45 квт. Этот при— вод обеспечивает скорость потока в рабочей части Уоо=59‚2 м/сек. В трубе рассматриваемой конструкции число оборотов вентилятора не регулируется, поэтому скорость потока постоянная. Исследованиями установлено, что неравномерность скорости в ра- бочей части определяется величиной і1,2%, а углы скоса потока (в го— ризонтальной и вертикальной плоскостях) не превышают 0,45°. Про- дольный градиент давления в потоке этой рабочей части аЁр/сіх=0‚003, а начальная турбулентность 8% 1,33 %. С целью уменьшения потерь энергии на завихрение в местах поворо— та потока в канале трубы закрепленынаправляющиелопатки. Эта тру- ба оснащена теми же приспособлениями для установки модели и изме- рительными устройствами, что и рассмотренная незамкнутая труба (см. рис. 1.2.2).  3. Трубы : низкой турбулентностью-  Для уменьшения разницы в величинах аэродинамических коэффи— циентов, определенных во время летных и «трубных» испытаний (что объясняется неодинаковыми значениями начальной турбулентности), созданы специальные конструкции труб, обеспечивающие потоки с низ— кой турбулентностью, близкой к атмосферной. Снижение турбулентно-  25 
сти в таких конструкциях обеспечивается за счет значительного под— жатия потока, достигающего значений п=25. Исследования показали, что при Движении газа по соплу с таким большим поджатием уменьша- ются пульсационные скорости турбулентного потока. В частности, весь- ма малой оказывается поперечная составляющая этой скорости. Это явление можно объяснить уменьшением возможности перемещения ча—  ”@  / 12  Рис. 1.2.4. Малотурбулентная труба:  ‘! —— форкамера с соплом; 2— рабочая часть; 3, 5, 8 — диффузоры; 4— перепуск- ной канал; 6 — двигатель; 7 —- вентилятор; 9 — перепускной трубопровод; 10 — выброс воздуха; 11 — забор воздуха; 12 — направляющие лопатки; 13—сет- ки; 14—отверстия для отсоса пограничного слоя  стиц воздуха поперек трубы за счет воздействия на них сближающихся стенок сопла. В трубах с низкой турбулентностью обязательна тщательная отдел- ка внутренних поверхностей каналов, по которым движется газ, а так— же установка детурбулизирующих сеток. Снижению турбулентности в значительной мере способствует также отсос пограничного слоя от стенок сопла, так как удаление этого слоя исключает его отрыв и, как следствие, препятствует вихреобразованию, обусловливающему турбу- лизацию. Перечисленные меры позволяют создать трубы, начальная турбулентность в которых не превышает величины е=0‚1 %. На рис. 1.2.4 представлена схема малотурбулентной дозвуковой трубы. Скорости на выходе из сопла могут меняться от 5 до 100 м/сек, что обеспечивается регулировкой оборотов электродвигателя, а также системой перепускных трубопроводов. Рабочая часть длиной 2000 мм представляет собой в поперечном сечении квадрат площадью 8 = =1000><1000 мм2. Степень турбулентности е=0,02—:—0‚06‚ что дости- гается применением сопла с большой степенью поджатия (п=23)‚ уста- новкой детурбулизирующих сеток в форкамере и полировкой внутрен- ней поверхности канала трубы.  4- Аэродинамические трубы переменной плотности  Выше указывалось, что соответствующие аэродинамические коэф- фициенты сил и моментов, действующих на модельные и натурные лета- тельные аппараты и обусловленных влиянием трения и сил давления, вызванных сжимаемостью, будут одинаковы для модели и натуры при соблюдении подобия одновременно по числам Рейнольпса и Маха. Это условие может быть обеспечено при проведении экспериментов в аэро— динамических трубах переменной плотности. Если испытания проводятся в потоке газа, скорость звука в котором такая же, как в натурном потоке (а…2=а…1)‚ то из условия равенства  26 
чисел Маха для этих Двух потоков (Уоо2/аоо2=Уоо1/аоо1) следует, что У®2=Уооъ Имея это в виду и используя равенство Ке2=Не1 Уоо212рш2/п…2=У…Црщ/мщ, получим !2роог/моо2=:11роо1/ыоо1. Полагая, что мю2=мооь находим 9002=РОО1(11/ 2). _, Принимая температуру натурного и модельного потоков одинаковои (Т…2=Тоо1) и используя уравнение состояния, получим роо2:роо1([1/12). Таким образом, для обеспечения равенств чисел Рейнольдса и Маха мо- дельного и натурного потоков необходимо, чтобы статическое давление в рабочей части аэродинамической трубы было больше давления в натурном потоке во столько раз, во сколько модель м ен ь ш е натуры. С этой целью строятся аэродинамические трубы, представляющие собой полностью герметизированные каналы с регулируемым давлени- ем. Повышая это давление (при заданном постоянном числе Маха), можно увеличить плотность и соответствующее число Рейнольдса до та- кого же значения, как и в натурном потоке. Такие трубы переменной плотности строятся по замкнутой схеме с закрытой рабочей частью. При этом, так как давление внутри трубы может достигать больших значений, следует уделять особое внимание прочности ее конструкции.  5. Расчет аэродинамических труб  Определение параметров газового потока, движущегося по каналу трубы, является основной целью ее аэродинамического расчета. В ре- зультате такого расчета находят также мощность вентилятора и расход газа, необходимые для обеспечения заданного числа Моо (или скорости У…) в рабочей части. Аэродинамическому расчету трубы предшествует выбор ее размеров, который осуществляется исходя из назначения аэродинамической уста- новки, определяемого перечнем предполагаемых экспериментов и ве- личиной моделей исследуемых летательных аппаратов. Расчет труб, предназначенных для получения малых дозвуковых ско— ростей, производится в предположении, что поток в такой трубе несжи- маемый. Зная скорость У… в рабочей части площадью $р_ч‚ можно най- ти объемный расход газа (мЗ/сек):  О=$р_ч\/°о. (1.2.1) По этой величине определяется необходимая мощность двигателя № : (ЗН/(10%), (1.2.2)  где Н _потребный напор вентилятора; п — коэффициент полезного ‚действия вентилятора (значение 11 может быть принято равным 0,65+ —:—0,75). Потребный напор вентилятора определяется суммированием всех гидродинамических потерь в рассматриваемой трубе. Эти потери обус- ловлены трением газа 0 стенки трубы, а также изменением количества движения газа на участках трубы, где имеет место резкая деформация потока газа (поворотные колена, сетки, решетки и т. п.). Необходимо также учесть гидродинамическое сопротивление испытываемой модели и устройств, с помощью которых эта модель устанавливается в трубе Суммарная величина гидродинамических потерь Шип определяется зависимостью (1.1.6). В соответствии с этим потребный напор  Н : туз„ авт, (1.2.3)  где секундный массовый расход газа в трубе т=@р…. Определение суммарного коэффициента потерь ;;; по (1.1.6) связано с нахождением коэффициентов местных потерь (ёд) различных устройств (сетки, ре-  27 
щетки, колена и т. п.), входящих в конструкцию трубы (см. [11; 16; 32; 52]). Одновременно должны быть вычислены коэффициенты сопро- тивления трения № по соответствующим зависимостям, известным из кур- са гидравлики. Вычисление потерь в соответствии с (1.1.6) связано с нахождением скоростей в различных сечениях контура трубы. Величина этой скоро— сти определяется из условия сохранения расхода воздуха  У„ $,… : 1/00 3  … (1.2.4)  р.ч’ где Удщ—ОТЫСКИВаеМЗЯ скорость потока в сечении площадью ЗМ,-); Удо—скорость в рабочей части площадью поперечного сечения $р_ч.. Зная скорости, нетрудно найти величины давлений рд… в тех же сече- ниях, воспользовавшись формулой Бернулли:  У2 1/3 1/3, р…,+ р ’;”) = ра+ 97 + 9,9 2 ‚ (1.2.5)-  где @@ — суммарный коэффициент сопротивления участка трубы, распо— ложенного между расчетным сечением /г(і) и тем сечением а, где пара— метры газа известны (ра, Уа). При расчете аэродинамической трубы с открытой рабочей частью это сечение совпадает со срезом сопла, в котором скорость определяется величиной У…, а давление равно атмосферному ратм. В соответствии с этим 1/2 . 30 1/20 Ра‹г›+Р_Ё2Ш-= Ра… +97 +ЁаР—2—- (13.6) Проектируя трубу, следует учесть возможное неблагоприятное влия— ние загромождения рабочей части моделью на результаты эксперимен— тальных исследований. Это влияние можно свести к минимуму правиль— ным выбором размер0в модели, соответствующих данной конструкции трубы и ее рабочей части. Модель, загромождающая рабочую часть за- крытого типа, вызывает значительное увеличение скорости потока, в то время как в открытой рабочей части, где стенки отсутствуют, модель будет обтекаться замедленным потоком. Этот эффект замедления обус— ловлен тем, что давление на внешней части струи остается постоянным на всем ее протяжении, а это приводит к повышению давления у модели и соответствующему снижению скорости. Уменьшить влияние загромождения на характер обтекания можно- путем подбора достаточно малых размеров модели. Так, для неоткло- ненных тел вращения (нулевой угол атаки) можно пренебречь влияни- ем их загромождения, если площадь миделевого сечения модели будет не более 4-3—50/0 от площади поперечного сечения рабочей части. Для самолета это влияние будет пренебрежимо малым при условии, что от- ношение размаха крыльев к ширине рабочей части равно или меньше 0,75 (для прямоугольных крыльев) и 0,6 (для стреловидных).  & 1.3. ТРУБЫ ОКОЛОЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ  Для испытаний моделей летательных аппаратов в диапазоне чисел М…, близких к единице (0‚8<М…<1‚2), применяются аэродинамические трубы окол оз вуковых скоростей. К их числу относятся и так называемые т р а н с з в у к о в ые т р у 6 ы, в рабочей части которых создается поток с числом Маха, равным или несколько большим едини- цы (М…)Ц. Исследования показали, что поток в рабочей части обычной конст- рукции (с гладкими стенками), имеющий скорость, близкую к скорости  28 
звука (М…/‚=; 1), неустойчив к воздействию на него различных возмуще- ний, возникающих при обтекании модели. При этом, например, достаточ— но небольшого изменения размеров модели или ее угла атаки, чтобы зна- чительно изменились (в сравнении с расчетным значением) околозвуко- вая скорость и соответствующее число Мос. Это происходит оттого, что площади критического и выходного сечений околозвуковых сопел мало отличаются друг от друга. После же «загромождения» выходного сече- ния такого сопла моделью и ее подвеской его площадь уменьшается. Такое уменьшение, даже небольшое, вследствие повышенной чувстви- тельности околозвуковой скорости к величине входного и выходного се- М<1 М=1 ]МЯ 6) №“ 5 М>! М<і ° \‘ ‚ \. ! ,  \і ' :  а\ 7 _»  — д‘? ‚23 ‹: 'М='2°  Рис. 1.3.1. Схема течения в околозвуковых трубах с закрытой рабочей частью в условиях запирания:  а—труба с дозвуковым соплом; б—труба со сверхзвуко- вым соплом; 1 — сопло; 2 —- стенка рабочей части; 3 — модель; ————— положение критического сечения в потоке газа: с—скачки уплотнения  чений может привести к существенному изменению этой скорости. Для обеспечения устойчивого потока в современных конструкциях околозвуковых аэродинамических труб используется закрытая рабочая часть с п е р ф о р и р о в а н н ым и стенками. В таких стенках про- сверливается большое число отверстий, для того чтобы поток, расширя— ющийся при обтекании модели, имел возможность частично перетекать в камеру, окружающую рабочую часть трубы. Из камеры газ отсасывается э к с г а у с т е р о м, благодаря чему практически сводится к минимуму воздействие тех возмущений, кото— рые вызывают изменение величины околозвуковой скорости, и обеспечи- вается устойчивый характер движения. Используя перфорированные стенки, удается не только приблизить обтекание в трубе к условиям свободного полета с околозвуковой скоро- стью, но и существенно ослабить воздействие . отраженных от стенок скачков уплотнения на модель. Как известно, при малых сверхзвуковых скоростях угол скачка (Но) оказывается значительным,иотраженный от стенки скачок почти всегда попадает на модель, изменяя характер аэродинамического воздействия на нее по сравнению со свобоцным полетом. В том случае, когда рабо- чая часть открыта и выполнена в виде герметической камеры, ударная волна, попадающая на границу свобОДной струи, будет отражаться от нее в виде волны разрежения, которая также изменяет картину обте- кания. При помощи перфорированных стенок удается найти такое конст— руктивное решение рабочей части, которое обеспечивает создание ус- ловий обтекания, являющихся в какой-то мере промежуточными между условиями на стенке и на свободной границе. Благоприятный эффект достигается при этом за счет взимодействия волн сжатия и разрежения, которые как бы компенсируют друг друга, уменьшая искажение потока. Рассмотрим особенность околозвуковых труб с закрытой рабочей ча- стью, заключающуюся в ее «запирания». Вследствие загромождения моделью рабочей части критическое сечение может сдвинуться вниз по потоку (рис. 1.3.1‚а) и оказаться в месте наименьшего проходного се-  29 
чения, образованного стенками трубы и моделью, что в свою очередь приведет к образованию за таким сечением некоторой зоны местных сверхзвуковых скоростей, ограниченной “скачками уплотнения. Эта картина течения сохраняется и при дальнеишем изменении давле— ния в форкамере: скорость потока на участке до критического сечения останется постоянной и, как правило, «нерасчетной», т. е. не равной той величине, которую предполагали иметь во время эксперимента. Труба «запирается», искажая картину обтекания. В околозвуковой трубе, рассчитанной на получение в рабочей части потока скорости, несколько большей звуковой (Моо>1)‚ явление запи—  БМ @ 5 0,2” /  0,1  ‚ /‚ \  у 00,5 0,0 0,7 0,0 0,9 1,0 М… —>\—\—\г\\2\  Рис. 1.3.2. Зависимость вели- чины заполнения площади по- перечного сечения рабочей ча-  Рис. 1.3.3. Схема течения в околозвуко- вых трубах со сверхзвуковым соплом:  сти моделью И ее подвеской а—стенки рабочей части без перфорации; мя: б—перфорированные стенки; (Эс—угол скач- от числа 00 ка уплотнения; с—скачки  рания носит аналогичный характер. Сверхзвуковое сопло такой трубы имеет очень малую разницу в площадях критического и выходного сече- ний (так как число М… близко к единице). Поэтому размещение модели в рабочей части может привести к тому, что наименьшее проходное се- чение будет не в критическом сечении сопла, а там, где расположена мо- дель. Именно здесь произойдет переход потока через скорость звука и появятся сверхзвуковая зона и замыкающие ее скачки (рис. 1.3.1‚б). На модель будет набегать не сверхзвуковой поток из сопла, как ожида- лось, а дозвуковой, и повысить его скорость уже не удастся. Произойдет «запирание» околозвуковой трубы со сверхзвуковым соплом. Число М’; ‚ соответствующее началу запирания трубы, зависит от  «загромождения», т. е. степени заполнения площади поперечного сече- ния рабочей части 8 моделью и ее полвеской с площадью сечения Змид. График, приведенный на рис. 1.3.2, дает возможность оценить величину этого загромождения [32]. Например, значению М’; =О,85 (точка А на рисунке) соответствует площадь поперечного сечения модели и подвес— ки Змид=0‚02 8. Согласно этому значению экспериментальные исследо— вания можно вести лишь при условии, что степень заполнения меньше 2%. Такой же результат получается при сверхзвуковой скорости (точ— ка В на рисунке соответствует Змид=0‚02 $ и м; = 1,15). Исследования показывают, что в околозвуковых трубах эксперимен- тальные данные будут ошибочными, если число М… отличается от ве- личины М* соответствующей запиранию, менее чем на 0,02. Согласно  оо ’  графику, приведенному на рис. 1.3.2, при МЁО=1 запиранию соответству— ет величина $мид/$=О. Это означает, что при звуковой скорости экспе-  30 
римент С моделью НЗВОЗМОЖСН, так как ПЛОЩЗДЬ ее поперечного сечения  должна быть равна нулю.  Однако, как показал опыт эксплуатации труб, практически возмож— но устранение запирания в случае, если закрытая рабочая часть таких труб имеет перфорированные стенки и заключена в герметическую ка- меру (рис. 1.3.3). В такой рабочей части поток, полвергающийся сжа- тию между твердыми стенками рабочей части и модели, может расши- ряться, частично перетекая через перфорационные отверстия в герме- тическую камеру. В силу этого поток около модели не будет характери- зоваться наименьшим поперечным сечением, т. е. здесь не образуется критическое сечение, так как оно по-прежнему остается в наиболее уз— кой части сопла. На выходе из сопла сохраняется расчетный (сверхзву- ковой) режим течения, и запирания трубы не происходит.  & 1.4. СВЕРХЗВУКОВЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ТРУБЫ  1. Труба кратковременного действия  На рис. 1.4.1 изображена сверхзвуковая труба для исследования мо— делей летательных аппаратов в диапазоне чисел М… от 2 до 5. Эта тру-  ба относится к типу б а л л о н н ы х  аэродинамических установок  кратковременным режимом работы и закрытой рабочей частью. Заполнение баллонов воздухом производится при помощи компрес— соров высокого давления ]. В конструкции аэр0динамической установ— ки предусмотрена батарея, состоящая из 60 баллонов объемом 0,4 мЗ каждый. В компрессорной станции установлены три компрессора про— изводительностью 3 мЗ/мин каждый, обеспечивающие в баллонах мак- симальное давление 250 кГ/см2. Перед тем как попасть в баллоны, воз—  .\ Ё . ‹! | Е; … !! №№ !  “ ||| ! % // до;  4“; #!1  // 11] /  №  —_—-  Й’Ё’Ё % и ‘  №$5НН|П|||||| ||||||||ШПН  \" ‚\  ] !  | Т— Рис. 1.4.1. Схема сверхзвуковой баллонной трубы:  ‚ ' , , _ __ . Мрия/№№ 'одд’.,  яма .. ! чп "  `"! " , А . .' ‚Ч., ‚”’, , ›Ьіі/А///„///;/7/'/’///;//////’//////  ‚\ Ки  &  1 — компрессор; 2 — осушитель; 3 — баллоны; 4 — дроссельная задвижка; 5—форкамера; б—хоней- комб; 7— диск; 8 — сопловые вкладыши; 9— окно; 10—траверса (в положении для придания молели углов атаки 06); 11—редуктор; !!!—электромотор механизма углов атаки; 13—сопло— вая коробка; 14 —— выхлопная труба; 15 — глушитель; 16 — автоматический привод; 17 — трубка полного напора  31 
дух проходит через осушители, активнымвеществом в которых является окись алюминия. После осушения воздух имеет точку росы —60° С, при этом, как показывают наблюдения, не происходит конденсации влаги в рабочей части трубы. Незадолго до пуска трубы открываются запорные вентили, и воздух по трубопроводу высокого давления поступает в форкамеру 5 через дроссельную задвижку 4. Величина открытия задвижки (степень дрос- селирования) регулируется автоматическим приводом 16. При необхо- димости ручного управления автоматический привод может быть от- ключен. Форкамера, куда поступает дросселированный воздух, представляет собой толстостенный стальной резервуар; к нему присоединяется сверх- звуковое сопло. В форкамере помещается хонейкомб б, выполненный в виде решетки из тонкой стальной полосы с размером ячеек 60><60 мм. С целью выравнивания потока по поперечному сечению форкамеры пе- ред отверстием, через которое поступает воздух, расположен стальной диск 7. Измерение давления в форкамере осуществляется с помощью трубки полного напора 17. Из форкамеры воздух поступает в сопло, образованное двумя про— филированными вставками 8, расположенными симметрично—сверху и снизу— в сопловой коробке 13. В конструкции трубы предусмотрено несколько пар таких сменных вставок, рассчитанных на получение пото- ка с разными числами Мое. В боковых стенках сопловой коробки распо— ложены два окна с плоскопараллельными оптическими стеклами, через которые осуществляется наблюдение и фотографирование обтекания модели, установленной в рабочей части трубы длиной 0,8 м и квадрат- ным сечением площадью 0,16 м2. Модели в рабочей части закрепляются с помощью державок, распо- ложенных на траверсе 10, которая может поворачиваться относительно своей продольной оси. Это позволяет, используя механизм углов атаки, установить необходимый во время эксперимента угол. Общий вид и ки- нематическая схема механизма углов атаки представлены соответствен- но на рис. 1.4.2 и 1.4.3. Механизм работает следующим образом. Оператор кнопкой на пуль— те управления включает электромотор ], вращающий червячный редук- тор 4, на валу которого закреплена траверса б с установленной на ней моделью (см. рис. 1.4.3). Одновременно вращение передается на кон— тактное устройство в счетчике 5 углов атаки и. По достижении моде- лью заданной величины угла а счетчик разрывает электрическую цепь, останавливая мотор ! и включая тормоз 2. Если после этого требуется осуществить испытания на другом угле атаки, то оператор с помощью дистанционного управления воздействует на контактное устройство, смещая контакты на некоторую величину, пропорциональную новому углу атаки, и вновь включает двигатель 1. Установка углов скольжения [3 производится путем перестановки траверсы из горизонтального положения (см. рис. 1.4.1) в вертикаль- ное. В этом случае вращение передается на траверсу через зубчатый ре— дуктор, а углы [5 отсчитываются также с помощью счетчика 5. Труба оснащена оптическим прибором ТЕ-23, позволяющим фото— графировать аэродинамический спектр. В конструкции этой трубы пре- дусмотрена также промышленная телевизионная установка ПТУ-23-М, передающая изображение картины обтекания на пункт наблюдения. Групповые регистрирующие манометры, используемые при эксплуата- ции установки, позволяют определять давления как в самой трубе, так и на поверхности исследуемой модели. Для определения аэродинамиче— ских сил и моментов применяются тензометрические аэродинамиче— ские ве-сы.  32 
гг№ ч— ‚ “и ' : .‹ „ ‘ і \ к . . хр- „ 1 *' : , 1 " › > 1 "‹ "3" Ж ’ . " ”>? ': , _. .. _`_- ЕЁ : да:-- . ‚до . -. 3-й; ; „ _ . . .`. : 43”, _ ‹. ._ ' с . . „ ' -. „;и ‹. __ _ ‹- ;. * $ & :?. _ Ф.;; . _ - ._‚_ ‚_, . . ` - : + . . . `, -. ` . _ . - ' ‚`: ‚ ` _ . . _ . ч ...... * $ + - _. __. - .: .- _- " :- ": -`› . `; ‚, . ( . №:. ._ ‚ > - -: . . ”и, _:- „ _. › - ‚5 * „ в №:; = ' . ‚… ‹ Е..: 5 '. . . %>" . ;. д' _ . _.; ‚_ ‚_ . - ' .- д' ' (" ’ 4- :» ._ .. ‚`. " . "’-. ' Ъ — . : ’" - "'е к - ' - _ Ч < "';-. =, . : : " - З › .` % ,; '- - .. _ " с ":.5 ЁЁ. ‘ {Ён - -- ' .. \ 'З'д , _ `. _ ) '3. ”мы . - :_ ' с - . " %% Ё-с . ‹ . ‚__. ‚,; . _, .' ' ?"т ‚ . . _ - ‚, -. „ ._ ‚ - . - "^ - › -. ‹ . .- . \ - * -. ‚1 ' ‚"$ _, “_ = _ - '- ‹»> №№ %* - . .- о. _ _^-:-: - т., $:: - .- < ' -:_ *'._›_" ` " ; „ _..- ` ‹ : ‚.'.2' " г ‚ __. , ж _а „ АФ ‚›. - _;‘. ь _ .. &` - _‚ . $ {_ :… + _  Рис. 1.4.2. Общий вид механизма углов атаки  ; |‚8 | Щ .! [т  ›‹ х' ][  ][ 5  Рис. 1.4.3. Кинематическая схема механизма установки углов атаки со и углов скольжения В:  1—электромотор; 2—тормоз; З—зуб- чатая передача; 4—червячный редук- тор; 5—счетчик углов 06 и В; б—рас- положение траверсы при установке уг- лов ОС; 7 —— расположение траверсы при установке углов В: 8—зубчатый ре- дУКТОР  1-|_› ‚ гг  СПФ—"|  «…  Рис. 1.4.4. Структурная схема системы управления сверхзвуковой аэродинамической трубой: ! — датчик давления; 2 —— «задающее» устройство; 3—- «сравнивающее» устройство» 4—электронный уси- литель; 5—электромашинный усилитель; б— исполни- тельный двигатель; 7 ——устройство обратной связи; 8—ре- гулирующий орган (задвижка)  3—927 83 
Исследования потока в рабочей части трубы показали, что числа М…, измеренные в ряде точек, расположенных вдоль продольной оси ра- бочей части и в ее поперечных сечениях, отличаются между собой не более чем на 11,5%. Пролольный градиент статического давления в этой рабочей части практически отсутствует, что свидетельствует о хо- роших аэродинамических свойствах трубы. Особенностью конструкции рассматриваемой трубы является авто- матическая система управления процессом изменения давления в фор- камере. Структурная схема этой системы представлена на рис. 1.4.4. С помощью шкалы «задающего» устройства 2 оператор устанавливает  Рис. 1.4.5. Схема вакуумной аэродинамической трубы:  1 —- форкамера; 2 — спрямляющие решетки: 3—рабочая часть; 4 — диффузор; 5 — задвижка; б — вакуумная емкость; 7—ва— куумный насос; 8 — сопло  необходимое для обеспечения в рабочей части заданного числа М… дав- ление в форкамере и включает исполнительный двигатель 6, который открывает задвижку 8. Поток газа устремляется в форкамеру, где его давление измеряется датчиком 1, который посылает соответствующий сигнал в «сравнивающее» устройство 3. Если давление в форкамере отличается от соответствующей величи- ны, установленной на шкале, то сравнивающее устройство подает сиг- нал на электронный усилитель, который усиливает этот сигнал и посы- лает его дальше на электромашинный усилитель. Такой усилитель вы- .рабатывает на выходе мощный сигнал, способный привести в действие исполнительный двигатель, который, вращаясь с необходимой скоро- стью и в нужном направлении, открывает или прикрывает задвижку. Этот процесс продолжается до тех пор, пока в форкамере не установится заданное давление. Благодаря применению автоматической системы управления удается значительно ускорить выход трубы на режим установившегося обтека- ния, что обеспечивает экономное расходование сжатого воздуха. Одно- временно исключаются ошибки, почти неизбежные при ручном регули- ровании величины давления в форкамере трубы, и повышается безопас- ность обслуживания. Число лиц, участвующих в таком обслуживании, сокращается, что позволяет избежать возможных ошибок при проведе- нии эксперимента из—за несогласованности действия этих лиц. На рис. 1.4.5 показана схема вакуумной трубы кратко— временного действия. Необхоцимое для ее работы разрежение создается в резервуаре б вакуумным насосом 7. В момент запуска отк- рывается быстродействующая задвижка 5 и атмосферный воздух уст— ремляется в трубу через форкамеру ], в которой установлены сетки и решетки 2, спрямляющие поток. В сопле 8 воздух, приобретая сверх- звуковую скорость с задан-ным числом М…, поступает в рабо—  34 
чую часть 3, а затем через диффузор 4 попадает в вакуумный резер- вуар. Вакуумные трубы в отличие от баллонных более удобны для исследо- вания движения разреженных газов, так как позволяют получить в ра- бочей части воздушные потоки с малой плотностью. Таким потокам свойственны весьма небольшие числа Рейнольдса, которых удается до- стичь в этих трубах. Течения газа с большими числами Не…, которыми характеризуется обтекание тел сплошной средой, целесообразнее иссле- довать в баллонных трубах, позволяющих увеличивать давление...- и плотность газа в рабочей части.  2. Гиперзвуковые аэр0динамические трубы  Конструкция аэродинамической трубы, предназначенной для полу- чения очень больших (гиперзвуковых) скоростей (Моо>5)‚ обладает рядом специфических особенностей. Для получения в такой трубе, на-  ч 5 5 7 : :| г“: {пишиш ' . . .===ф1|= "пищ….ЕЭЁ!‘  7; %Ж/Ж /////‚/// //‚/.///5/л’/;ійЙ//Х / /‚ / ////////‚ ‚7%  Рис. 1.4.6. Схема гиперзвуковой трубы:  1 — трубопровод высокого давления; 2 — подогреватель; 3 — камера сгора- ния; 4 — задвижка; 5 — сопло; б — рабочая часть; 7 — сильфоны; 8 — за- движка; 9 — трубопровол для откачки; 10 -— теплопоглотитель; !! — вакуум- камера; 12 — патрубок к вакуум-насосу  пример, потока с числом Моо=8 необходимо обеспечить отношение дав— лений в форкамере и рабочей части ро/роот 104, что обусловливает большие абсолютные значения давления в форкамере, которая должна обладать весьма большой прочностью. Обеспечить такую прочность не всегда представляется возможным. Поэтому для поддержания заданно- го отношения давлений ‚Оо/роо необх0димо обеспечить в рабочей части большое разрежение, которое может быть достигнуто при помощи ваку- ум-камеры. Глубокий вакуум в рабочей части таких труб обусловливает низкие температуры воздушного потока. В частности, отношению давлений ро/роо=104 соответствует отношение температур ТО/Тоо=14. В этом слу— чае при температуре в форкамере Т0=288 К (15° С) температура в ра- бочей части Тоо=21 К, что приведет практически к конденсации всех компонентов воздуха. Чтобы избежать этого, в конструкции гиперзву— ковых труб предусматриваются подогревающие устройства. На рис. 1.4.6 показана схема такой трубы. Воздух из баллонов вы- сокого давления поступает в нее по трубопроводу ]. В теплообменни- ке 2 он подогревается за счет сжигания газа в камере сгорания 3 и че— рез открытую регулирующую задвижку 4 поступает в сопло 5, а затем в рабочую часть 6.  З' 35 
В вакуум-камере ]] разрежение создается насосами, откачивающи- ми воздух через трубопровод 12. Для быстрого запуска трубы необхо- димо обеспечить вакуум и в рабочей части путем предварительной от- качки воздуха через трубопровод 9. В момент запуска открываются за- движки 4 и 8, воздух поступает из баллонов высокого давления в ваку- ум-камеру, и в рабочей части устанавливается поток с заданным числом Маха. Так как воздух, поступающий в трубу, ПОДогревается до высокой температуры (примерно 1400+1700° С), то для предохранения вакуум-  & ‚, ,  5 5 ‚ 5% і/  __ .}: . ___ ], /\/1і—›%*_› ' 2 $,}. *  Рис. 1.4.7. Схема эжекторной сверхзвуковой трубы:  ! — форкамера; 2 —— сопло; 3 — рабочая часть; 4 — камеры эжектора; 5 —- кольцевой зазор; б — камера смешения; 7 — диффузор (стрелками показаны направления движения воздуха)  камеры от излишнего нагрева в нее помещают теплопоглощающий ма- териал 10. Большие перепады температур и давлений, свойственные трубам ги- перзвуковых скоростей, обусловливают появление значительных нап— ряжений в элементах конструкции. Для уменьшения таких напряжений применяются сильфоны 7.  Рис. 1.4.8. Схема трехступенчатого эжектора  Разрежение на выходе из рабочей части трубы можно создавать, ис- пользуя наряду с вакуумными резервуарами и 9 ж е к т о р ы. Принци- пиальная схема аэродинамической установки с таким эжектором пока- зана на рис. 1.4.7. Воздух высокого давления подается в эжектор 4 и по кольцевому зазору 5 поступает в камеру б вместе с потоком воздуха из рабочей части 3. В результате смешения этого потока воздуха с эжек- тирующей струей, обладающей большой кинетической энергией, ско- рость воздуха на выходе из диффузора возрастает, а давление снижа- ется. При этом если разрежения, создаваемого одним эжектором, не- достаточно для обеспечения нормальной работы трубы, то применяется многоступенчатый эжектор. В качестве примера на рис. 1.4.8 показана схема аэродинамической трубы с трехступен- чатым эжектором. Высокое разрежение в рабочей части гиперзвуковой трубы способст- вует образованию «толстого» пограничного слоя на стенке сопла и по- верхности обтекаемой модели. Поэтому следует внимательно отнестись к определению допустимых размеров модели, с тем чтобы избежать не— благоприятного взаимодействия пограничных слоев трубы и модели.  36 
3. Аэродинамические установки адиабатического сжатия  Испытания моделей летательных аппаратов, Движение которых со- провождается интенсивным аэродинамическим нагревом, можно прово- Дить на установках, где высокоскоростной поток, обтекающий модель, имеет достаточно большую температуру. Один из метоцов получения таких потоков состоит в сжатии газа поршнем, быстро движущимся в канале трубы. При этом вследствие малой длительности процесс та- кого сжатия можно считать адиабатическим. Эти аэродинамические ус—  \ 3  Рис. 1.4.9. Схема установки адиабатического сжатия:  ! — отсек высокого давления; 2 — поршень; 3 — отсек низкого давления; 4 — сопло; 5 — рабочая часть; 6 —— вакуум-камера; 7 —— окно с оптиче- ским стеклом; 8 — диафрагмы  тановки а Д и а б а т и ч е с к о г о е ж а ти я выполняются по схеме, по.— казанной на рис. 1.4.9. Для приведения такой установки в действие в отсеки высокого давления ] нагнетается толкающий газ. По достиже- нии заданного Давления происходит разрыв диафрагмы 8 и поршень “2 начинает быстрое движение по отсеку низкого давления 3, сжимая на- ходящийся в нем газ До Давлений‚ Достигаю-щих 2000 кГ/см2. За счет та- кого сжатия происходит сильный нагрев газа, примерно ДО 3000+ —:—4ООО° С. В трубе аДиабатического сжатия возможны Два режима работы. Один из них связан с использованием т я ж ел о г о поршня. Скорость движения такого поршня оказывается обычно меньше скорости звука в толкаемом газе, и разогрев газа в отсеке 3 происходит без образования ударной волны, т. е. изэнтропически. Второй режим работы обусловлен применением л е г к о г о поршня. В этом случае скорость поршня резко возрастает и может значительно превысить скорость звука в газе, в котором по этой причине обязатель— но возникнет ударная волна, располагающаяся перед движущимся поршнем. Достигнув Диафрагмы, находящейся перед критическим сече— нием сопла, эта волна отразится от нее и начнет обратное Движение по направлению к поршню. В результате многократного отражения удар- ной волны от Диафрагмы и поршня рабочий газ претерпевает неизэнтро- пическое сжатие и сильно разогревается. По достижении заданного Дав— ления происходят разрыв диафрагмы и истечение газа через сопло. Исследования показывают, что температура этого газа оказывается зна- чительно выше, чем при использовании тяжелого поршня. При этом при- менение водорода или гелия в качестве толкающего газа позволяет зна- чительно увеличить скорость Движения легкого поршня и за счет этого повысить температуру газа перед соплом. Достоинством установок адиабатического сжатия является возмож- ность получения высокоскоростного и сильно разогретого потока газа большой плотности, что позволяет моделировать полет с гиперзвуковы- ми скоростями в плотных слоях атмосферы. При этом повышение плот— ности газа, обтекающего модель в трубе, достигается за счет уменьше- ния разрежения в отсеке низкого давления. 37 
4. Газодинамический расчет сверхзвуковых аэродинамических труб [32]  При выполнении газодинамического расчета обычно считаются за- данными числа Моо в рабочей части и схема трубы (или, как говорят, ее аэродинамический контур). В результате такого расчета для труб кратковременного действия, работающих от баллонов сжатого воздуха, определяется минимальное давление в форкамере, необходимое для получения заданного числа Моо в рабочей части, а также находится вре- мя работы трубы при заданном запасе сжатого воздуха. Расчет вакуум- ных труб предусматривает нахож- ’ 2 3 4 5 дение конечного давления в ваку-  ум-камере и времени работы при за- дн! Ё<З данном ее объеме. В случае труб по-  и М  .. _ „ % СТОЯННОГО деиствия определяются : 2 3 4 5 степень сжатия, расход воздуха и _ „ мощность компрессора. Газодина- Рис. 1.4.10. Схема аэродинамическои МИЧеСКИЙ расчет труб, предназна-  трубы для газодинамического рас-  чета ченных для больших чисел МОО, поз-  воляет определить необходимую температуру подогрева газа. Для всех типов аэродинамических труб в задачу такого расчета вхо- -дит определение параметров потока (Давления, плотности, числа Рей- нольдса и др.) в рабочей части и в других сечениях трубы. Обозначим через р, р и Т соответственно давление, плотность и температуру в по- токе, а через ро, ро и ТО—соответственно давление, плотность и темпе— “ратуру изэнтропического торможения потока. Индексы при этих вели- чинах, а также при других параметрах (скорость У, скорость звука а, “число М=У/а‚ относительная скорость 7»= У/а*) совпадают с номера- ми поперечных сечений трубы, показанных на рис. 1.4.10. Введем обоз— начение для коэффициента восстановления давления на каком-либо участке трубы уп=ро(п+1)/ро„ и будем считать течение здесь одно- мерным. С о п л 0. Так как при течении газа в форкамере и сопле потери на трение пренебрежимо малы, а теплообмен через стенки ничтожен, то такое течение можно рассматривать как адиабатическое и изэнтропиче- ское. В соответствии с этим параметры потока на срезе сопла могут  быть определены по следующим зависимостям: ь  іг—1 ‚іі—1 Р2 : $701(1 _" Ш 7%) ; (1-4-1) ‚ [2—1 72=Т01(1—Ё+1 и;); (1.4.2) 1 !г——1 П р,: р01(1 _ т из) ‚ (1.4.3)  где 1001, Т…, р… —соответственно давление, температура и плотность в форкамере трубы. Отношение площадей сечений сопла $*/$2, необх0димое для получе- ния заданного числа М…:Мг на выходе этого сопла, найдем из уравне- ния расхода р*а*$*=р2 №82, в соответствии с которым  $*/$2 = 92 Уз/(Р* “*)-  _ Здесь отношение удельных расхолов р2У2/(р*а*) является функцией М…;М2 (или .?ьоо=№)‚ т.е.  вуз, : (мм,) или вуз, : 4 (ж,), (1.4.4) 38. 
где д+1 в +1  )2‹іг—1› -М2 (1 + Ь;1 М.З.) 2(1г—1)  ,  Ч‹М2)=(Ё_'2_1  1  (12 +1 12—1 , П 4 (№) = % — %) . \ 2 2 Значения (;(М2) или (7002) могут быть найдены из таблиц газодинамиче- ских функций соответственно по известным значениям м2 или №. Коэф- фициент восстановления давления в форкамере и= . Р а б 0 ч а я ч а с т ь. Определим параметры потока в конце рабочей части (в сечении 3—3), если известны значения этих параметров на сре- зе сопла. Рассмотрим закрытую рабочую часть и запишем уравнение изменения количества движения потока в ней:  92 УЗ  ”10/3 _ Уа) : (р2 _ РЗ) $2—  ! (Сх Змид + жтр $2 7) ›  где т— массовый расход газа в трубе; Сде—коэффициент сопротивле— ния модели и подвески, отнесенный к площади миделевого сечения Змид; Атт—коэффициент трения; „(і—отношение длины рабочей ча- сти к ее диаметру (или высоте). Произведя некоторые преобразования, получим  _ _ _Ё_ З…… і… 2(7»3)_2(7»2) ими 82 +2… (1), (1.4.5)  где 20%) = ?»3 —|—(1/7»3); 20‘2) : 7% + (1/ 2)- Уравнение (1.4.5) позволяет определить относительную скорость № в конце рабочей части с учетом сопротивления модели и ее подвески.  При этом для нахождения коэффициента трения мр можно воспользо— ваться, например, формулами Никурадзе:  ЦИТ, = 2,0118Ще !/ Д,) — 0,84 (1.4.6)  И Л И  х„ -= 00032 + 0,221 тещи”. (1 .4.7)  Здесь число Не может быть определено по диаметру или высоте рабочей части трубы. При этом формула (1.4.6) справедлива для чисел Не от 105 до 3-106‚ а (1.4.7) — от 105 до 108. Коэффициент восстановления давления в рабочей части определя- ется зависимостью  "2 : $25] (%)./[$35] (№)1- (1-4-8) Для рабочей части с постоянным поперечным сечением (82:83) ”2 : („кг)/[5109]. (1.4.9)  Для получения одинаковой скорости в начале и конце рабочей части (№=А3) необходимо брать отношение площадей $2/$3=\›2. Рассмотрим расчет рабочей части со сво60дной струей (открытой или в виде герметической камеры). В такой рабочей части давления в начале и конце будут равны (р2=р3) и уравнение количества движения примет вид  2  р У та/З—У2) : _ 22,2 (Сх “Змид + Ес 82 %) '  39 
Из этого уравнения можно получить выражение для числа ?» в конце  рабочей части 8 жз=іа(2—с„ мид—& _), (1.4.10) 2 82  где Ес — коэффициент сопротивления свободной струи (обычно ёс % 0,07). Коэффициент восстановления давления в струе  із іг—1 іг—1 — =_= _ ‚…… № к—1. 1.4.1 ”2 ро. (1 +12)_ (1_'4_+13) ( ”  Определив М и 172, можно найти все остальные параметры потока в 5 конце рабочей части:  іг 3 Ц : ‚г 2 іг—1. _ __ - ? рэ розр— Ё+1ж3)_ ‚ (1.4.12) !г__—_—_1 & ц 5 Т3=Т°з(1_Е_—+1 713), (1.4.13) 1 р . 1.4.11. с - _ _ "*__і :— ИСкового диЁЁЗЁоЁЁЗВу Рз— Роз (1 іг+1?`%)й 1, (1.4.14)  где Роз=Ч2Р02д Т03=Т02; Роз=‘\72902— Ди ффузор. Расчет диффузора заключается в определении коэф- фициента восстановления давления мд=ро5/роз‚ а также площади по- перечного сечения горла 4—4 и параметров потока в конце диффузора (сечение 5—5). Рассмотрим вначале дозвуковой диффузор и вычислим коэффициенты восстановления давления для участков 3—4 и 4—5 (рис. 1.4.11). При этом будем считать, что на входе в диффузор образу- ется прямой скачок уплотнения. Тогда коэффициент восстановления давления для участка 3—4 и число ?» в сечении 4—4 определяется по формулам прямого скачка:  1 1— Ё— ›? 5:1 =р№ :?»? 12+! _ 173 роз 3 1—Ё_1.—1_ ‚ (1.4.15) іг+1 ;& 7»4 = 1/713. . (1.4.16)  Для определения коэффициента сопротивления расширяющейся ча- сти диффузора можно пользоваться соотношениями, приведенными в работе [16]. В частности, для конических диффузоров круглого сечения с углами раствора у=0-:—40° этот коэффициент  & = йа,—2)- (1 — %) +з‚2 (13 %)1'25 (1 _— ‚];—){ (1.4.17)  Для квадратных и прямоугольных диффузоров с одинаковыми угла- ми раствора у=0—:—25° (для обеих плоскостей)  АТР _; і 1,25 __1_ 2 ад: 23—5111…” (1 „+408 2) (1 п). (1.4.18)  Для плоских диффузоров с углами полураствора у=0+40° коэффи- циент сопротивления  __?»тр а 1 1) 1__ _1 ] __ —-———— 1—— _ ёд 4 [ь твт/2) ( п +2$іП(?/2) (1 122) + + 3,2 (18 _; )1'2'5 (1 — 7110511419)  40 
В формулах (1.4.17+1.4.19): т‹;д—общий коэффициент сопротивления, учитывающий трение и местные потери; п.=$5/$4—отношение площа— дей ВЫХОДНОГО и входного сечений диффузора; а и 1) —стороны вх0дного сечения плоского диффузора (!)—сторона, постоянная по всей длине); мг,—коэффициент трения, который может быть рассчитан по полуэмпи- рическим формулам (1.4.6) или (1.4.7), а также по соотношению  х„ : 0,3164/Ке0’25, (1.4.20)  пригодному для чисел Ке<105, причем эти числа Ке определяются по параметрам на входе в расширяющуюся часть диффузора (сечение 4—4 на рис. 1.4.11).  Коэффициент восстановления давления диффузора (на участке 4—5)  1 ‚г_ _ и = @ = 1 —ёд —"* и(1— —' хауз—1. (1.4.21) Р04 Ё + 1 Ё + 1 Скорость в конце диффузора ?»5 может быть найдена по таблицам газодинамических функций при помощи формулы 1 8 7» = ?» — - —4 (7( 5) Ч( 4) „4 $5 › в которой  1 іг 1 іг—1… _— (№4): щ + ———, Азу—1;  2 1 12+! іг—1 2— ?» =?» ——?ь "’—1. (?(5) 5( 2 2 5)  Общий коэффициент восстановления давления диффузора мд : узи. (1.4.22) При расчете сверхзвукового диффузор а примем, что на его начальном участке образуется система косых скачков, завершаю- щаяся прямым скачком, расположенным в горле диффузора (как изо- бражено на рис. 1.4.14, 6). Пользуясь теорией скачков уплотнения, мож— но рассчитать коэффициент восстановления давления для такой системы скачков. Соответствующая площадь сечения горла диффузора, обеспечи- вающая запуск аэродинамической трубы, будет найдена из уравнения расхода газа, движущегося на участке (см. рис. 1.4.10) между срезом сопла (сечение 2—2) и горлом (сечение 4—4). При этом примем, что скачок, возникающий во время запуска трубы и перемещающийся в на- правлении от сопла к диффузору, прямой, а в горле диффузора пло— щадью $4г устанавливается скорость звука Ж4= 1. В соответствии с этим уравнение расхода запишем в виде  92 7‘2 $2 : р; 8%, откуда 84г : 92 №2 32/9:  ИЛИ ПОСЛС ПОДСТЗНОВКИ СООТВСТСТ'ВУЮЩИХ ЗаВИСИМОСТВЙ 1  1 ' 84г=ж282(1—’“—1№ П(Ш)г_19_‹ш  ‚3—1—1 2) 2 904. Таккак 1 1 №=$- ?» 1_Ё—°_1;„2ь_—11г+1 5:1: 7. 904 \’пр’ 2( ]г—і—1 2) ( 2 \, (7( 2),  4—92? 41 
Т0 1 $„ = 3,4 (х,) _ (1.4.23) \’пр ИЛИ 84? : ‚$$/„пр,  где упр —— коэффициент восстановления давления в прямом скачке уплот— нения; $* — площадь критического сечения сопла. _ Если площадь горла диффузора будет мень- 5 ше площади $4г, то аэродинамическая труба не  запустится, как бы ни увеличивали давление в 0 8 & форкамере. Как показали исследования, после ’ \ запуска трубы площадь горла можно уменьшить \; до значения $4раб, обеспечивающего наибольший 0,6 # `— коэффициент восстановления давления на рабо- чем режиме. Величина этой площади обычно. определяется опытным путем. 0,ц ` В соответствии с этим в ряде современных ? конструкций труб предусматриваются регулируе- 0,2 мые диффузоры. Запуск таких труб производит- ся при большой площади горла диффузора, а пос— ле выхода трубы на расчетный режим эту пло- и 2 ч 5 м щадь уменьшают до значений, определяемых экс- °° периментальной кривой 2 на рис. 1.4.12. р…; 1_4_12_ затеи- Зная коэффициент восстановления давления мость относительной диффузора тд и скорость № на входе в диффузор, площади $=$4‚/$2 можно определить скорость ?„5 на выходе из этого горла дёіффузора ОТ Диффузора‚ решив уравнение расхода „. г:;гзбознмнаиэ-тёгё ‹] (м = а (из) # - “$$—‚ (1.4.24) пернментальные данные) ”д 85  в котором мд=у3м4. Расчет числа Ке и расхода воздуха в трубе. При расче— те числа Ке в аэродинамической трубе удобно выразить его через отно— сительную скорость ?» в рабочей части и параметры торможения в фор- камере. Для этого в формулу Не=р2У21/ц2 подставим вместо У2 выра-  жение 2іг У2 : 7»2а* : $12 "/_Ё + 1 КТ01  И после некоторых преобразований получим _— 1 % ! 1 іг—1 2 _— : ___. и(1_ ?» Н. (1.4.25 № Маг—нне № угл.-”“‘ 2 іе+1 2) > Так как для воздуха &= 1,4, К=287 м2] (век?-град), то не = 0,0687 # . __12 р01?»2(1 _ шатун. (1.4.26)  2  То1` В этих формулах: ! — длина, по которой вычисляется число Ке; № — коэффициент динамической вязкости газа в рабочей части, определяе- мый по формуле  ”2/Р‘нач : (Т2/Тнач)0'7бэ (1 .4. 27)  в которой величина рнач соответствует начальной температуре Тнач= :=_288 К и равна 1,82- 10'6 кГ-сек/м2.  42 
Расх0д газа определяется зависимостью т=р2$2№а*‚ которую можно  ПРИВЭСТИ К ВИДУ 1 __ ___ (_2__)Г-1 МД . _1_ __$*‚ (1.4.28) іг + 1 іг + 1 _К— МТ.—01  т : 0,0405(р„1/1/Т„;)8* (1.4.29)  для воздуха  ИЛИ т = 0,063752 ( 1/1/ Т.,—1) р…?»з (1 _— О,1677»Ё)2'5. (1 ‚4.30)  Давление в форкамере и время работы трубы. Опре- деление величины минимального Давления (Ро1ш1п) в форкамере трубы баллонного типа связано с нахождением суммарного коэффициента вос- становления давления. Величина этого коэффициента \: равна произве- дению коэффициентов восстановления на каждом участке трубы:  "; : ”1‘У2‘Уз‘У4.  Очевидно, этот коэффициент можно определить как отношение давления торможения на выходе к давлению в форкамере, т. е. у=ро/р01ш…‚ где  іе Ро=Ра (1—2; ЖЁ) “:  здесь ра — атмосферное давление. В соответствии с этим  ь р011піп = Ра/[”1”2”з”4(1 _ ‚а 1 ЖЁ)д-1]. (1-4-31) іг + 1 Время работы трубы определяется по формуле т=№/т‚ в которой № — масса газа, потребная для экспериментов: №=№наЧ—№Нон. Началь— ная масса газа в баллонах Мнач зависит от объема этих баллонов 1%, а также от начального давления рбдач и начальной температуры в них Тбдач. Конечная масса №…… определяется тем же объемом и конечными значениями давления рбдон и температуры Тбдон. В соответствии с этим  № : Рб.нач т № : Рб.кон {„ нач КТбщач бя кон "К' Т" б.кон бя  и время работы трубы  ‹.,- = Ёб. (№. _№) _ (1432) Кт Тб-нач Тб-кон В выражении (1.4.32) расхоц газа т можно определить из (1.4.28) или (1.4.30). Принимая процесс опорожнения баллонов изотермическим, т. е. полагая Та_нач=Тб_кон=Тб‚ преобразуем (1.4.32) к вицу  ([:—° _ КтТб (рб.нач_ _рб.к0н); (1…433) ЗДеСЬ конечное Давление В баллонах рбжон = ра/[ттр \’1’\’2'\73'\’4 (1 — Ё д.:-|_- ; ?»?)Ё: #1] , (1.4.34)  где ттр— коэффициент восстановления давления в трубопроводе, сое— диняющем баллоны с форкамерой, при полностью открытой регулирую— щей задвижке. Время работы вакуумной трубы  —Рв.нач)‚ (1.4.35)  :КтТв 4* 43 
Где ржач, рвдон — соответственно начальное И конечное Давления газа в вакуум-камере, а “УВ — ее объем; ТВ=ТВ.НаЧ=.ТВ_н0н. Конечное Давление в вакуум-камере ь рис… : у1у2у3у4 (1 —— Ё _ 1 жёг—“1 ра. (1.4.36) іг + 1 К о н д е н с а ц и я в о 3 д у х а. Определим потребную температуру подогрева воздуха для предотвращения конденсации. Рассматривая воз- дух как объемную смесь, состоящую из 79% азота и 21% кислорода, получим из условия конденсации кислорода 366,523 (1 +о‚2м3) “1 _ 4,063— 13(0‚21р2) К о н д е н с а ц и я в о 3 д у х а. Определим потребную температуру пература подогрева воздуха, поступающего в трубу, должна рассчиты- ваться именно из условия этой конденсации. (1.4.37) 5. Определение допустимых размеров моделей Основное требование, которое предъявляется к модели летательного аппарата, состоит в том, чтобы она полностью находилась в зоне невоз— мущенного равномерного течения в рабочей части аэродинамической трубы. С учетом этого должны быть выбраны соответствующие разме— ры модели. Эти размеры оказывают влияние на условия работы самой трубы И должны обеспечивать при запуске вых0д ее на расчетный режим обтекания. Рассмотрим методы определения максимально допустимых размеров модели. В сверхзвуковой трубе такое определение ведется исходя из тре— бования, чтобы возмущения, вносимые м0делью в сверхзвуковой поток, в частности в виде скачков уплотнения или слабых волн сжатия, и отра- женные от стенок, не достигали модели. На рис. 1.4.13 показана схема отражения головного скачка уплотне- ния, возникающего перед моделью при различных углах атаки. На ха- рактере этого отражения сказывается влияние пограничного слоя. Ус- ловно считают, что поверхность отражения удалена от твердой стенки рабочей части на толщину вытеснения. Перед изготовлением модели следует построить и проанализировать схему скачков уплотнения, образующихся в рабочей части, с тем чтобы длина м0дели не превышала некоторого значения, по достижении кот-о- рого отраженные скачки попадут на поверхность МОДели. С ростом угла атаки ов допустимая длина модели будет уменьшаться (см. рис. 1.4.13). Следует также иметь в ВИДу, что размеры модели должны удовлетворять условию, согласно которому во время эксперимента она должна распо— лагаться (в рабочей части прямоугольного сечения) внутри клиновидно- го участка, образованного линиями Маха, как это показано на рис. 1.4.13. На этом участке течение равномерное, а число Мао равно тому значению, которое имеет место во всей рабочей части трубы. При выборе размеров модели следует проанализировать картину рас- положения скачков и слабых волн возмущения не только в вертикальной плоскости, как это изображено на рис. 1.4.13, но также и в горизонталь- ной. Это позволит правильно выбрать размеры модели и избежать не- благоприятного воздействия на нее возмущений, отраженных от боко— вых стенок рабочей части. При исследовании картины взаим0действия скачков уплотнения со стенкой углы головного 60 и отраженного ср скачков определяются с по- мощью обычных методов газовой динамики по известным значениям чи- 44
сла Мое и угла заострения головной части модели. Толщина вытеснения 6* может быть с достаточной точностью вычислена по формулам, при— веденным в работе [20]. ., Площадь поперечного сечения модели вместе с устроиствами, при помощи которых она крепится в рабочей части трубы, нахоцится из ус- ловия допустимого загрОМОЖДения этой рабочей части, определяемой в свою очередь возможностью запуска трубы и выхода ее на заданный режим работы. Для этой цели рассмотрим схему течения около модели, помещенной в сверхзвуковую трубу (рис. 1.4.14). Схема течения в рабо—  5 и ’ _!  ——_’—__`і_'7']  Рис. 1.4.13. К определению степени «загромождения» рабочей части трубы:  1 —линии слабых возмущений; 2—головные скачки уплотнения; 3 —— отраженные скачки уплотнения; 4 — траверса; 5 —— державка тензовесов; б—модель тела вращения; 7—пограничный слой  Мп " М:: а) ‚\ /р /  ——›-\/ ' \_/М_‚>1\К_—_: (58,4  .А. \/_'"" $М  & ' › , —›3 _ Рис. 1.4.14. К расчету допустимого заполнения поперечного сечения трубы моделью: а—труба заперта; б—труба в режиме установившегося обте- кания;  [_прямой скачок; 2— «звуковая» линия; З—первый косой ска- чок уплотнения; 4—второй косой скачок уплотнения  чей части трубы, когда она «заперта» прямым скачком, появившимся перед моделью в момент запуска, изображена на рис. 1.4.14, а. Приняв в наиболее узком сечении трубы (там, где диаметр модели наибольший) скорость течения равной скорости звука (М2=1)‚ можно написать в со—  ответствии с теорией изэнтропического Движения газа  іг 1 ——""+1 1 _ м2 2(іг—-—1) зт—зм ___ мир + 2 2 = 1 —|——2—' мпр 13+] Ш 2(іг‚—1) 2 , : мпр (1.4.38; іг—1 , 1+ 2 м,пр 
где ЗТ — площадь участка поперечного сечения рабочей части, равная разности всей ее площади и произведения толщины вытеснения б* на не- риметр рабочей части; ЗМ — площадь сечения модели в том месте, где М2=1; Мпр — число Маха за прямым скачком; его величина определя- ется по числу М.» в рабочей части из выражения  , 2/(іг—1›+мі‚  _ . ( 1.4.39) “" темі,/(із _ 1) _ 1  В результате решения уравнений (1.4.38) и (1.4.39) определяется  площадь ЗМ, соответствующая режиму «запертой» трубы. Уменьшая эту площадь, можно подобрать такое  ЁЁ/$Ё-т-—- -- * -- -- * ее значение, при котором скачок уплот- ц, . } ` . ‚ нения переместится в горло диффузора / и труба «выйдет» на расчетныи режим " ‚:г ' ч 45 м.., установившегося обтекания. Для опре- Рис. 1.4.15. Допустимое «загро— деЛЗНИЯ ДОПУСТИМОЙ ПЛОЩадИ Зм МОЖ- МОЖдение» Рабочей ЧЭСТИ сверх- но также использовать эксперимен- звуковой аэр°динамиче°к°й Трубы тальный график, приведенный на рис. (экспериментальные данные) 1.4.15 [44]. При этом следует иметь  в виду, что такое определение должно вестись с учетом угла атаки (1. Если значение ЗМ на рис. 1.4.15 найдено для заданного угла и, то соот- ветствующая величина миделевого сечения Змид=$м соз &.  5 1.5. УДАРНЫЕ ТРУБЫ  1. Устройство и принцип работы  Ударная труба представляет собой экспериментальную установку для исследования нестационарного обтекания, кинетики химических ре— акций и теплофизических процессов в газовом потоке. В отдельных случаях такие трубы применяются для изучения установившегося об- текания моделеи летательных аппаратов и силового взаимодействия их с обтекающим потоком. В простейшем. виде такая установка (рис. 1.5.1) состоит из двух от- секов трубы, разделенных между собой диафрагмой из легко разру— шающегося материала. В левый отсек под большим давлением, которое может достигать несколько сотен атмосфер, нагнетается тол к а ю щ и й газ. При определенных значениях этого давления происходит разруше- ние диафрагмы 2, и толкающий газ проникает в отсек низкого давле- ния 3. Рассмотрим упрощенную схему, в соответствии с которой разру- шение диафрагмы происходит мгновенно, а передняя контактная поверхность толкающего газа является плоской. Обозначим параметры газа в отсеке высокого давления, в момент разрушения диафрагмы, ин- дексом «4» (например, р4‚ Т.„ и т. д.), а в отсеке низкого давления—ин- дексом «1» (рд, Т1 и т.д.). Процессы, происходящие в трубе, изображены графически в коорди- натах 15, х; р, х и Т, х на рис. 1.5.2. Отсчет времени 1? на этих графиках производится с момента разрушения диафрагмы. Контактная поверх- ность, распространяясь в область 1 со скоростью нг, сжимает газ, на- ходящийся в отсеке низкого давления. В результате возникает ударная волна, которая движется со скоростью сз, опережая контактную поверх- ность (фронт этой волны на рис. 1.5.2 обозначен буквой №). По истечении некоторого времени 150 контактная поверхность и волна расположатся так, как показано на рис. 1.5.2. Межцу ними появится 06- ласть 2, в которой располагается .р а 6 оч а я п р о б и а с температурой  46 
газа Т2 и давлением рг. Значения этих параметров будут, очевицно, вы- ше, чем в невозмущенном пространстве отсека низкого давления. В со- ответствии с рис. 1.5.2 длина рабочей пробки  Ь : (0$ —Ц2) !"  В координатах [, х положения контактной поверхности и ударной волны в каждый момент времени изображаются прямыми ОК и ОМ. Одновременно с движением контактной поверхности в противоположном направлении распространяется с соответствующей скоростью звука в от- секе высокого давления серия волн разрежения В. Как показано на ри-  ! 2 3 # 5  ””””Щ”„”‹Л””Л””„„ЛТ„Л’””М7107/11/11]! 71/11/111/1/1 \ ' - . '  ]  Рис. 1.5.1. Схема ударной трубы:  1 — отсек высокого давления; 2 -- диафрагма; 3— отсек низ— кого давления; 4 -— модель; 5 — окно  сунке, у передней волны скорость будет вы, а у замыкающей аз, при- д чем а3<а4‚ так как температура : =0 [;© ® ' , в зоне разрежения падает (Т3< <Т4). Следует иметь в виду, что волна, движущаяся со скоро- и“ ” С: А! стью а4, распространяется в не- то, @ к ад%@из и2@°г с @@ подвижном газе, а волна, ско- {: *д— рость которои а3‚—вдвижущеися „, ( сРеДе. Поэтому скорость волны \\\ ° А’ “Рад относительно трубы сз=а3—и3 @ 9' @ (где из,—скорость толкающего @ к газа, направленная в сторону от- сека низкого давления). Таким образом, возникает область тече- ния 3, расположенная между ра- р,+ бочей пробкой 2 и волнами раз- р р режения. *’ 2 Так как контактная поверх- ность не является поверхностью а разрыва, то давления и скорости Т справа и слева от этой поверхно- Те \ сти олинаковы, т. е. р2=р3 и @= =и2. При этом, однако, соответ- ___—\ т ствующие температуры не будут равны, ибо по обе стороны от этой д :в поверхности находятся разные га- зы и к тому же один из них рас— ширяется, а “другой испытывает сжатие. „ Для исследования обтекания тел высокотемпературным потоком ис- пользуется течение в рабочей пробке. Чем дальше вправо от диафрагмы Д располагается модель, тем больше продолжительность времени {раб работы трубы, так как по мере этого удаления (до известного предела) растет длина пробки.  ЗВ  Рис. 1.5.2. Изменение параметров в од- нодиафрагменной ударной трубе  47 
2. Аэродинамические ударные трубы  В ударных трубах газ разогревается до высоких температур, что позволяет проводить исследование процессов аэродинамического нагре- ва, однако числа м2 в рабочей пробке невелики (не более 5—1—6). 33 ударных трубах можно увеличить скорость движения газа в ра- бочеи пробке, если на выходе из отсека низкого давления установить расширяющееся сопло. В этих условиях модель обтекается газом, исте- кающим из сопла, в условиях высоких скоростей И температур. Схема такои аэродинамической ударной трубы показана на рис. 1.5.3. Толкающий газ из баллонов высокого давления ] поступает в отсек высокого давления 3, отделяемый от отсека низкого Давления 5 диаф- рагмой 4 Низкое Давление создается в отсеке 5, а также в вакуум-каме-  8  !  \]  Рис. 1.5.3. Схема аэродинамической ударной трубы:  1 — баллоны с толкающим газом; 2 — вентиль; 3 — отсек высокого дав— ления; 4 — диафрагма; 5 — отсек низкого давления; 6 — диафрагма; 7 — сопло; 8 — модель; 9 — окно; 10 — вакуум-камера; !1—вакуум-насосы  ре 10 специальными вакуумными насосами 11. Модель летательного аппарата 8 устанавливается на выходе из сверхзвукового сопла 7 так, чтобы за ней можно было наблюдать с помощью оптических приборов через оконный проем 9. Диафрагма б разделяет между собой отсек низ- кого давления 5 и вакуум—камеру 10. По достижении необходимого дав- ления в отсеке 3 разрывается диафрагма 4 и газ устремляется в отсек 5. Возникшая при этом ударная волна, достигнув диафрагмы 6, разрывает и ее, и разогретый газ под большим Давлением устремляется через сопло в вакуум-камеру 10. Одновременно ударная волна, отразив— шись от диафрагмы 6, начинает движение в сторону отсека высоко- го давления 3, вновь сжимая и разогревая газ в рабочей пробке. Через некоторое время она встретится с контактной поверхностью и снова, отразившись от нее, возвратится к соплу. В этот момент прек- ращается установившееся движение газа в сопле и начинается режим нестационарного течения, сопровождающийся колебательным характе- ром изменения параметров газа. В ударных аэродинамических трубах, подобных рассмотренной, давления торможения достигают 2000 атм, температура—около 7000 К, число М потока — примерно 20+25, а потока в рабочей пробке—до 5+6; время установившегося движения газа в этой пробке составляет при-  мерно 5+7 мсек. . 3. Газодинамический расчет ударных труб  Определим параметры потока в рабочей пробке (ща, М2=и2/а2‚ р2‚ Т2‚ р2)‚ рассматривая толкающий и толкаемый газы совершенными с по- стоянными теплоемкостями, а также пренебрегая вязкостью и влиянием  перемешивания ГЗЗОВ Через КОНТЗКТНУЮ поверхность. Ударная ВОЛНЗ ДВИЖВТСЯ СО СКОРОСТЬЮ СЗ, ПОЭТОМУ СООТВЕТСТВУЮЩ68  48 
число Маха М1=сз/а1. Это число м1 определяет для ударной волны от— ношение давлений  172 _ 2 1_]г1`_'1 1 р1__2іг11М1Ё +1 Ё1+1 (1.5. ) и плотностей Ё ‘ 1 ‚в +1 &=_ц_.& 1)(1__ +р_2_) . 1.5.2 91“ (‚Ч—1 Р1 + 131—1 ( )  Согласно уравнению состояния отношение температур для условий после и до ударной волны определяется зависимостью  &:&.Е_ 053) Ті рт Ра Скорость потока за такой ударной волной (в рабочей пробке) 2іг1 1/2 о ‚д` 1 „2___„3=.а_1(р_-_1) , 1+ ‚ (1.5.4) 1% рт & ‚гг—1 ‚&&-+1  а соответствующие числа Маха М2= и2/а2 (где @= 1/1г1К—т—Т2; “Кт —га— зовая постоянная для условий в рабочей пробке). Число М1 является неизвестной величиной. Для его определения не- обходимо знать отношение давлений р2/р1‚ которое находится по задан- ным параметрам (рь ш, ш, ад, #1, #4) из уравнения  где;  &=&; 1_ ‹*43—1>( і)(іі—1) „_…  рт Р1` _ * 1/2/г1- 1/21г1+‹1г1+1› (& —1) Р1‘ -  Температуры Т2 и Т4 связаны между собой приближенным соотно- шением  7_`_2%Ё4(Ё1`_1)(Ё1`+1)2Щ (156) т; щ— Ь4—1 м’ " в котором … и п4— молекулярные веса соответственно рабочего и тол- кающего газов. Нетрудно заметить, что, применяя более легкий толкающий газ, можно увеличить температуру Т2 в рабочей пробке, а это повышает эффективность исследований аэродинамической теплопередачи. Изме- няя отношение …]щ, можно подобрать нужные температуры и числа Маха в рабочей пробке. Влияние различных газов на предельные значения числа М1=а8/а1 ударной волны показано в табл. 1.5.1, в которой также приведены соот- ветствующие отношения скоростей звука, рассчитанные по формуле  12 а4/а1=(Т4/Т1) ] - Т 6 151 & лица . .  Толкающий газ/рабочий газ …]… 04/01 Мк Воздух/воздух . . . . . . 29/29 1 ‚0 6. 1 Г елий/воздух . . . . . . . 4/29 2 ‚ 9 Ю › 7 Гелий/кислород . . . . . . . . 4 / 32 3 ‚ 1 11 . 2 Гелий/углекислый газ . . . . 4/44 3,8 13.0 Водород/воздух . . . 2 , 02/29 3,8 21, 4 Водород/кислород . . . . . . 2,02/32 4,0 23,6 Водород/УГЛекислый газ . . . . . . . 2,02/44 4,9 27.5 Водород/ксенон . . . . . . . . . . . . . 2 ‚02/ 131 7 ‚4 48 ‚6 
ГЛАВА ||  ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЕ ПРИБОРЫ И УСТРОЙСТВА  Современный аэродинамический эксперимент предусматривает большой комплекс измерений параметров газового, потока, обтекающего МОДель летательного аппарата. Одна часть этих измерений связана с ис- следованием свойств набегающего (невозмущенного) течения, другая— с определением параметров газа в' возмущенном потоке: непосредствен- но на поверхности обтекаемого тела или вблизи него. Экспериментальное изучение газовых течений основано на исполь- зовании различных по конструкции и назначению измерительных прибо- ров и устройств. 5 2.1. МАНОМЕТРЫ И ПРИЕМНИКИ дАВЛЕНИЯ ГАЗА [НАСАДКИ]  Для измерения давлений в газовом или воздушном потоке применя— ются разнообразные манометры. Причем выбор конкретной конструкции манометра, соответствующей заданным условиям эксперимента, опреде— ляется предполагаемой величиной исследуемого давления, характером движения газа (установившийся или нестационарный поток, быстрое или медленное изменение давления), а также требуемой точностью за- мера. С учетом этих требований рассмотрим некоторые типы маномет- ров, их устройство, принцип действия и области применения.  1. Жидкостные манометры  Дифференциальные манометры применяются для изме- рения относительно небольших перепадов давлений в газовых средах. Конструктивно они выполняются в виде Н-образной трубки, изготовлен- ной из прозрачного материала (стек- ло, пластмасса) и установленной обыч— но с наклоном к горизонтальной плос— кости (рис. 2.1.1). «Чувствительным элементом» прибора является жид- кость, налитая в трубку. Если к лево- му колену трубки манометра подвести давление рд, а к правому р2, причем р1>р2, то это вызовет подъем уровня жидкости в правом и соответствующее снижение его в левом колене. Перепад давлений р1—р2 будет уравновеши— ваться давлением жидкости в трубке с высотой, равной вертикальной проек- Рис. 2.1.1. Схема жидкостного диф— ЦИИ СТОЛба’ длина котор 01.20 опредеітж ференциального манометра ется разностью показании уровнеи в обоих коленах манометра:  р1—р2=УАЙ$іПВ‚ (2.1.1)  где у—удельный вес жидкости; [З—угол наклона манометра; Ай= =112—11ь причем 111, 112—показания уровней жидкости соответственно в левом и правом коленах отсчетной трубки манометра. Обычно в используемых конструкциях длина отсчетных трубок огра- ничивается высотой помещения аэродинамической лаборатории. В соот- ветствии -с этим, например, дифференциальным ртутным манометром с вертикальными трубками (В=90°)‚ расположенными в помещении высо-  50 
той 4 м, можно измерить перепады давлений до 5,5 кГ/см2; для мано— метра, заполненного спиртом (т=0,8 кГ/дм3)‚ предельная величина из- меряемого перепада давлений составит лишь 0,32 кГ/см2. Пределы из— меряемых перепадов давлений будут еще меньше, если эти трубки уста- новить наклонно. Рассмотренные жидкостные манометры используются для измере— ния давления только в установившихся потоках, что обусловлено инер- ционностью столба жидкости, вызывающей существенное запаздывание показаний истинной величины давления. Качество манометра, как и любого измерительного прибора, харак— теризуется его чувствительностью. Чувствительность манометра определяется отношением величины разности уровней жидкости _в от- счетных коленах к соответствующему значению перепада давлении:  №№ —р2› = (? зіп га)—1. (2.1.2)  Из этой зависимости следует, что чувствительность возрастает по мере уменьшения наклона трубок и снижения удельного веса манометричес- кой жидкости. При этом следует иметь ввиду, что угол не должен быть настолько малым, чтобы затруднялся отсчет показаний уровня жидко- сти в трубке из-за размытия мениска. В практических случаях этот угол выбирается обычно не менее 0,1 рад. Чувствительность значительно по- вышается, если вместо тяжелой «жилкости», какой является ртуть, ис- пользовать обычную жидкость, например воду или спирт. Однако в этом случае возможности регулирования чувствительности ограничены, так как плотности таких жидкостей мало отличаются. Чаще в манометрах используется спирт, который позволяет несколько повысить чувствитель— ность, так как он легче воды; к тому же спиртовый столб имеет менее размытый мениск, что дает возможность осуществить более точный от— счет показаний уровня. С этой же целью жидкость в манометре подкра— шивают. Отсчет показаний уровня жидкости произвошлтся по шкале, нане- сенной непосредственно на поверхность трубки или на экран. Цена деле- ния шкалы составляет обычно 1 мм, а систематическая ошибка отсче- та — примерно 11 мм. Внутренний диаметр трубок жидкостных манометров равен 8—2— —:—12 мм. Применение чрезмерно широкой трубки приводит к излишнему увеличению количества жидкости и значительному размыванию менис- ка. В трубке с очень малым диаметром действуют большие капиллярные силы, затрудняющие измерения. По этой причине следует использовать в манометре жидкости с малым поверхностным натяжением. Необхоци- мо следить за чистотой стенок трубок. Грязь на них затрудняет снятие показаний из-за нарушения формы мениска жидкости. При работе с манометрами, заполненными ртутью, следует обра- щать особое внимание на технику безопасности и предупреждать воз- можные утечки ртути, так как ее пары являются токсичными. М и к р о м а н о м е т р ы — приборы, предназначенные для измере— ния малыхперепадов давлений (порядка 0,02 кГ/см2). Разновидностью таких приборов является чашечный микроманометр, одно колено которого выполнено вместо тонкой трубки в виде чашки—сосуда большого диаметра (рис. 2.1.2 и 2.1.3). На основании ] (см. рис. 2.1.3), которое при помощи закрепленного на нем уровня устанавливается регулировочными винтами 2 горизон- тально, находится чашка 3, соединенная с отсчетной трубкой 6. На сек- торе 7 имеются отверстия 8 для фиксации угла наклона отсчетной труб— ки с помощью штифта 9. Давление в микроманометр подводится через штуцер 4 переключа— ющего устройства 5, находящегося на крышке чашки. Переключающая  51 
рукоятка этого устройства имеет два положения: «+», когда измеряемое давление, большее атмосферного, подводится к чашке, и «—>›‚ когда оно меньше атмосферного и подается в отсчетную трубку. На поверхности трубки нанесена шкала для снятия показаний с ценой деления 1 мм.. Если давления р1 и № одинаковы, то жидкость занимает положе- ние, отмеченное на рис. 2.1.2 пунктиром. По шкале отсчета на наклонной трубке соответствующий уровень жидкости зафиксирован отметкой по. В случае, когда давление ‚01 в чашке больше давления № в узкой труб— ке, жидкость поднимается в ней ДО уровня _в. Так как количество жид-  @” 3 7  Рис. 2.1.2. Схема чашечного микроманометра: і—чашка; 2—манометрическая жидкость; 3—отсчетная трубка  {в - __ ; _, . 5% ЗМ ! {\ $“- _______ № :? | _ {`,-; ;” ‚ $. ...... 21$; : ЁЁ » ; ; _ г ,; 3 &. ‚……‚„…„„_„„…‚ _, _ 3 ' ____ __ _;  Рис. 2.1.3. Внешний вид чашечного микроманометра:  ] — основание; 2 — регулирующий установочный винт; 3 — чашка; 4 — подводящий штуцер; 5 — переключающее устройство; 6 — отсчетная трубка; 7 — сектор; 8 —— отверстие для фиксации наклона отсчетноЁ) трубки; 9 — фиксирующий шти т  кости в манометре постоянно, то этот подъем на величину Аі1=іт—іго вызовет понижение уровня в чашке на некоторую величину 6, которую найдем из условия равенства объемов жидкости в узкой трубке и чашке:  МН : Рб, (2.1.3)  где і и Р —— площади поперечного сечения соответственно узкой трубки  и чашки. Из (2.1.3) находим  6 = (ПР) Ай. (2.1.4) Соответствующая разность давлений р1 — р2 : (6 + Мг зіп 6) у, (2.1.5) или с учетом (2.1.4) Р1 _ Рв : Айк“ 5… В: (2—1-6)  52 
где К1 : 1 + і/(Р зіп 6). (2.1.7) Для заданной конструкции манометра наряду с поперечными сече— ниями і И Р обычно известен также удельный вес жидкости у. Тогда для каждого угла В наклона отсчетной трубки можно подсчитать фиксиро—  ванные ЗНЗЧЕНИЯ к : кд зіп @, (2.1.8)  К : у [1 + і/(Рзіп р)] зіпБ. (2.1.9) Эти значения наносятся на секторе манометра вблизи отверстий, слу- жащих для фиксации наклона отсчетной трубки, под соответствующим углом.  или с учетом (2.1.7)  {*.„3  "у. _;  Рис. 2.1.4. Батарейный манометр:  1—резиновый шланг для педвода измеряемого давле- ния; 2—Н-образная трубка; 3—манометрическая жид- кость  С учетом (2.1.9) зависимость для перепада давлений получит вид р1—р2=КАп. (2.1.10)  Если в этой формуле разность уровней Ан имеет размерность мм, а коэффициент К —кГ ]дмз (размерность удельного веса), то вычис- ленная разность давлений бу- дет выражена в кГ/м2. Нетруд- но убедиться в том, что этой размерности соответствует дав- ление, измеренное в мм вод. ст. Таким образом, коэффициент К в (2.1.10) приводит высоту наклонного столба жидкости с некоторым удельным весом ); к высоте вертикального столба воды (у=1 кГ/дмз). Батарейные мано- метры применяются для за- мера давления одновременно в нескольких точках потока. Внешний вид одного ИЗ ТЗКИХ Рис. 2.1.5. Схема чашечного батарейного манометров показан на рис. манометра:  _ _ 1 — общий резервуар (чашка); 2 —— отсчетные труб- 2"14 ЭТОТ манометр представ ки; 3—манометрическая жидкость 53 
ляет собой совокупность нескольких П-образных (дифференциальных) манометров, смонтированных на одном каркасе. Расшифровка показа- ний такого прибора производится отдельно для каждого дифференци- ального манометра (канала) с использованием зависимости (2.1.1). На рис. 2.1.5 показана другая конструкция батарейного маномет- ра—чашечный батарейный манометр. Особенность его со- стоит в том, что у каждого манометра оставляется по одной отсчетной трубке, присоединяемой к общему разервуару (чашке). Преимущество этого манометра заключается в уменьшении количества снимаемых показаний. Размеры резервуара по сравнению с поперечным сечением отсчет- ных трубок должны быть достаточно большими, чтобы исключить вза- имное влияние трубок при изменении в них уровней жидкости. В этом случае перепад давлений определяется по показаниям отсчетной труб- ки из выражения  рі—робщ= „тв-Ан„ (2.1.11)  где №.- = до —/т.-‚ (2.1.12)  Щ— высота уровня жидкости в отсчетной трубке; по—начальная высо- та жидкости (общая для всех каналов); р.;—измеряемое давление, подведенное к і-й трубке; рощ—давление в резервуаре; при этом дав— ление робщ может быть атмосферным или статическим давлением на- бегающего (невозмущенного) потока, в частности, воздушного течения в рабочей части аэродинамической трубы. В ходе эксперимента обычно фотографируют показания всех от- счетных трубок батарейного манометра. Последующую расшифровку этих показаний производят, как правило, по негативным фотоснимкам после окончания опыта. Это позволяет значительно сократить время проведения опыта и получить более точные результаты измерений.  2. электрические датчики давления  При измерении очень больших или же весьма малых (менее 1 мм рт.ст) давлений более точные показания дают Манометры, действие которых основано на использовании электрических датчиков давления. Такие датчики являются единственным средством измерения быстро меняющихся давлений в неустановившихся газовых или воздушных потоках. Необходимо заметить, что электрические датчики давления находят также широкое распространение в аэр0динамических лабораториях для обычных измерений, вытесняя более громоздкие по своим разме- рам и менее удобные в эксплуатации другие измерительные приборы, в частности некоторые виды жидкостных манометров. Устройство и принцип действия таких датчиков основывается на преобразовании дав- ления в электрический сигнал, последующем его усилении с целью бо— лее точного замера и, наконец, расшифровке результатов замера, в ре- зультате чего определяется соответствующая величина давления. Рассмотрим некоторые виды электрических датчиков. Вреостатном, или потенциометрическом,датчике (рис. 2.1.6) давление через штуцер ], расположенный на корпусе 2, подво- дится к внутренней полости упругого элемента 5. Этот элемент, укреп- ленный на корпусе, под действием давления деформируется и переме— щает по обмотке реостата подвижный контакт 3. Если потенциометр подключить к источнику постоянного тока (рис. 2.1.7), то величина снимаемого электрического сигнала будет зависеть от положения подвижного контакта. Так как перемещение  54 
этого контакта определяется деформацией упругого элемента, то, сле-- довательно, величина выходного сигнала будет зависеть от измеряемо- го давления. Такая электрическая схема обеспечивает большой выход- ной сигнал, что позволяет фиксировать его шлейфовым осциллогра- фом без дополнительного усиления. Чувствительность электрического датчика представляет собой отно— шение изменения электрического сигнала к соответствующему прира-  ‚........... .- _ . .. ___ _ .,  з 5 ' Рис. 2.1.6. Потенциометриче- ' СКИН датчик Давления: ! -- штуцер; 2 — корпус: 3—подвиж-  "$ __ _ _ ; ный контакт; 4—обмотка потенцио- 7 1 метра; 5 -— упругий элемент; 1 1  6 —- штепсельный ` разъем  &`  Ы  №  \ _' -_ ?:; Ё.,“ Рис. 2.1.7. Схема : - . ' 3,7 ‚Ё - включения потен-  ЦИОМЗТРИЧеСКОГО  датчика давления: ? ] —-- клеммы подклю— чения питания; 2 -- клеммы для сня- тия выходного сигна- ла; 3 -- неподвижная обмотка потенциомет- ра; 4 —— недвижный- контакт  „_. - . ”ён ‹.;  „ ..“„ ‚ „т...—___,. гм  гут-_‚оу-чигиипт’г’ тие—н  {Ча  % Ё” ! Е и %  1__  Рис. 2.1.8. Конденсаторный датчик дав- Рис. 2_1_9_ Индуктивный датчик дав- ления: ления: 1—корпус; 2—неподвижная обкладка; 3—под- 1—корпус; 2—обмотки катушек; 3_вы_ ВИЖНЗЯ обкладка; 4—изолирующая проклад' ВОДЫ; 4_упругая диафрагма (сердечник)  ка; 5 — уплотнительная шайба; 6 — гайка  щению давления. Для потенциометрического датчика чувствительность равна отношению изменения напряжения на выходе к соответствующей разности давлений. Имеющиеся конструкции таких датчиков позволя— ют измерять давления от 2,5 до ЗОО—і-З2О кГ/см2. Возможная частота изменения давления при измерении сравни— тельно невелика и составляет примерно 50 гц. Это ограничивает при- менение реостатных датчиков лишь для случаев, характеризующихся относительно небольшим отклонением течения от стационарного. Сле- дует также принимать во внимание, что измерительный прибор с таким датчиком нельзя устанавливать в местах, подверженных влиянию по- сторонних вибраций, которые могут вызвать колебание подвижного- контакта и, как результат, искажение показаний.  55 
Основнымэлементом емкостного (конденсатор ного) дат- ч и к а является плоский конденсатор, одна обкладка которого представ- ляет собой тонкую упругую пластину (на рис. 2.1.8 ПОДвижная обкладка 3). Деформируясь ПОД воздействием давления, она смещается относи- тельно неподвижной обкладки и вызывает изменение емкости конден- сатора, измерив которое, можно найти соответствующее изменение дав— ления. Изменение емкости регистрируется специальным электронным прибором, соединенным с выводами конденсатора, один из которых выполнен заодно с неподвижной обкладкой, а другой связан с корпу- сом. Чувствительность емкостного датчика определяют как отношение изменения емкости конденсатора к соответствующему изменению дав- ления. Выбором жесткости упругой обкладки можно обеспечить необхо— димую чувствительность датчика. Этим датчиком можно измерять пере- менные давления с частотой до 30 кгц. К недостаткам емкостных датчиков следует отнести возможное ис- кажение показаний, вызванное проникновением газа в пространство между обкладками конденсатора. Следует также отметить, что удале- ние датчика от усилительной и регистрирующей аппаратуры ограничено сравнительно небольшими расстояниями во избежание значительных наводок, которые могут возникнуть в длинных соединительных кабе- лях. Исследования показывают, что при использовании электрическо- го тока частотой до 100 кгц допустимое удаление не должно превы- шать 0,3+О,5 м. В индуктивном датчике используется свойство катушек из- менять индуктивность при перемещении внутри них металлического сердечника. В корпусе ] такого датчика (рис. 2.1.9) закрепляются об- мотки катушек 2, межцу которыми посередине корпуса размещается упругая диафрагма 4 из магнитного материала, играющая роль метал- лического сердечника. Измеряемое давление подведится к диафрагме через отверстие в корпусе датчика. Для питания датчика обычно ис— пользуется переменный ток частотой до 50 кгц. В электрической схеме датчика предусматриваются специальные электронные усилители. Чувствительность индуктивного датчика определяется как отноше— ние приращения индуктивности к соответствующему изменению изме— ряемого давления. Требуемая чувствительность достигается за счет со- ответствующего подбора толщины мембраны. Современные конструк- ции датчика позволяют измерять давления, изменение которых проис- ходит в широком диапазоне частот, достигающих примерно 5 кгц. Этот датчик позволяет регистрировать также стационарное давление, обеспечивая устойчивые показания (о таком приборе говорят, что он имеет стабильную статическую характеристику). Малые размеры ин- дуктивных датчиков позволяют использовать их для измерения давле- ний в ограниченных по размеру областях течения газа. В тензометрическом датчике упругий элемент, восприни- мающий давление, несет на себе тензосопротивления (тензоцатчики). Изменение давления вызывает деформацию упругого элемента и, как следствие, изменение электрического сопротивления наклеенных тензо- датчиков, регистрируемого специальными измерительными приборами. Упругие элементы изготовляются в виде плоской мембраны, тонко- стенного стакана или трубки-кольца. Тензодатчики располагаются в месте наибольших деформаций упругого элемента. На рис. 2.1.10 по- казана схема такого упругого элемента в виде тонкостенного стакана, на боковых стенках которого расположены датчики. Используемые в современных конструкциях датчики, изготовляемые из тонкой металли- ческой проволоки, фольги или пленки, называются тензисторамн. Изменение величины сопротивления и, следОвательно, вых0дной 
электрический сигнал тензодатчика малы, поэтому их трудно измерить. Для увеличения величины этого сигнала тенз0датчик с сопротивлением Нд включается в одно из плеч моста Уитстона (рис.о2.1.11). К однои диагонали моста подводится напряжение Е, а с другои диагонали сни- мается напряжение Пвых, пропорциональное изменению сопротивления Нд датчика и, следовательно, зависящее от величины измеряемого дав- ления. Если есть возможность установить второй датчик Кн, измеряю- щий деформации противоположного знака, то его включают в противо- положное плечо моста (см. рис. 2.1.11). Такое включение датчиков по— зволяет получить на вых0де моста сигнал, в два раза больший, чем при использовании только одного дат- чика. Нагревание (или охлаждение) тензодатчиков во время опыта вы- 2 зывает дополнительное изменение его сопротивления, что приводит к нарушению начальной балансиров-  ////‚…  и  /№  ”дых @  Рис. 2.1.10. Упругий эле- мент тензометрического дат- чика давления:  З 9— ] —— тензодатчик; 2 —- тонкостен- Е  ный стакан; З—фланец для крепления стакана ‚, корпусе Рис. 2.1.11. Мостовая схема датчика включения тензодатчиков  ки моста и появлению на выходе неучитываемого сигнала. Для устране— ния этого явления применяют температурную компенса цию, которая заключается в том, что в разные плечи моста включаются два датчика (Нд и КК) с одинаковым изменением сопротивления при нагрева— нии или охлаждении. Такое включение приводит к сохранению баланси- ровки моста при температурных изменениях. Таким образом, в рассмат- риваемом случае второй датчик с сопротивлением Кн играет роль темпе- ратурного компенсатора. Обычно такой датчик работает в том же темпе- ратурном режиме, что и датчик с сопротивлением Нд. Если не удается использовать датчик для измерения деформаций противоположного зна- ка, то в качестве температурного компенсатора применяется термоком- пенсирующий элемент Нк, наклеиваемый в месте нулевых деформаций, где его температура будет такой же, как и основного тензодатчика. Из рис. 2.1.11 видно, что в схеме моста предусматриваются также р езистор ы К1 и 132. При использовании этой схемы для тензоизмере- ний обычно в качестве таких резисторов применяются другие датчики, нанесенные на упругий элемент. Рассмотренная мостовая схема подключается к т е н 3 о м е т р и ч е— ской станции, служащей для регистрации и измерения вых0дного сигнала. На рис. 2.1.12 показан внешний вид одного из промышленных образцов такой станции (типа 8АНЧ-7М) со шлейфовым осциллогра- фом для записи показаний. Эта станция имеет восемь одинаковых усилительных каналов, расположенных в общем корпусе. К каждому  57 
из них может быть подключен один датчик. Таким образом, тензостан- ция позволяет измерять Давления одновременно в восьми точках пото— ка. Органы управления и настройки каждого канала вынесены на ли- цевую панель, на которой также размещается пульт управления всей станцией и общим источником питания.  ’! “г““: ` `*`/' `"дж-`." ' :: . * №№ ..” 9" " 1!“- . '- ' . . _ К..: ‹ ‹. ":: \=! . _. + ' ' .; "'? № . ......... ::::'__.-_ И » : 5 :> .а...  Рис. 2.1.12. Внешний вид тензометрической станции со шлей— фовым осциллографом:  1—тензометрическая станция; 2—пульт управления; З—лицевая па- нель измерительного канала; 4—шлейфовый осциллограф  Функциональная структурная схема ОДНОГО канала представлена на рис. 2.1.13. Одна диагональ схемы 1 с тензодатчиками Нд и КК под- ключается к генератору несущей частоты 6. Под воздействием измеря-  1 НГ 2 3 ч 5, & {__ 6 1 7  Рис. 2.1.13. Функциональная структурная схема одного канала тензостанции:  ] — мостовая схема; 2 — усилитель; 3 — фазочувствительное уст- ройство; 4 — фильтр; 5 — индикатор; б — генератор несущий ча- стоты; 7 — блок питания; 8 — балансное устройство; 9 — осцилло- граф; Ед— рабочий тензодатчик; КК —компенсирующий тензо-  датчик; Е; и Кя—резисторы моста  емого давления вместе с упругим элементом датчика деформируются наклеенные на него тензоэлементы и изменяется их сопротивление. По этой причине нарушается первоначальная балансировка .моста (эта ба- лансировка осуществляется специальным балансным устройством) и  58 
появляется сигнал во второй диагонали моста, которая подсоединена к усилителю 2. После усиления сигнал поступает на фазочувствитель— ное устройство 3, которое определяет знак деформации и выделяет оги- бающую амплитудно-медулированного сигнала, обусловленного пере- менным характером измеряемого давления. Пройдя фильтр 4, который задерживает высокочастотные колебания с частотой генератора, сиг- нал регистрируется индикатором 5. У прибора 8АНЧ-7М, показанного на рис. 2.1.12, в качестве индикатора, общего для всех каналов, исполь- зуется миллиамперметр, установленный на пульте управления тензо`  / 5 0 3 С ‚ газа:-‘ % 5252$" /// / /.=:=:=:=3 ; о'о'о'о'сі / / ? о'о'о'о'с' % % ::::фй | ]] /Й _} / 9999‹ ‘ , КЗ /9°.2°:92д.‹ \ Ч \ »Й/‚_Ч_ //‚/ Р" ;33/ ТФ +Ц| '- _ |' Рис. 2.1.15. Пьезокристалличе- ский датчик давления: Рис. 2.1.14. Электрическая схе- ‚_корпус; 2_пьезоэлемент; МЭ ВКЛЮЧЗНИЯ Г едисторов 3—электрод; 4—фторопластовая  мембрана; 5 —- вывод; б — изолиру- ющая втулка  станцией. Вместе с индикатором для записи показаний может быть ис— пользован шлейфовый или катодный осциллограф. В современной тензометрической практике широкое распростране- ние наряду с датчиками из проволоки, фольги или пленки находят ге- дисторы—полупроводниковые тензодатчики из германиевой денд- ридной ленты. Электрическая схема включения гедисторов показана на рис. 2.1.14. Благодаря повышенной чувствительности такие датчики не требуют для работы с ними специальных электронных усилительных устройств. Возникающий под воздействием давления выходной сигнал с датчика измеряется миллиамперметром и регистрируется при помо— щи шлейфового осциллографа. Применение такого датчика ограничено случаями, при которых его температура не превышает 45—2-50° С. При значительном разогреве точность измерений существенно снижается. Тензометрические датчики широко применяются для измерения как по— стоянных, так и переменных давлений. При этом современные конст- рукции датчиков допускают регистрацию давлений, частота изменения которых не превышает 2 кгц. В пьезокристаллических и пьезокерамических дат- чиках используется физический эффект, заключающийся в появлении на гранях пьезокристалла электрического заряда, если к этому кри- сталлу приложено усилие, совпадающее по направлению с кристал- лографическо й осью (осью чувствительности). В использу- емых конструкциях датчиков, схема одного из которых показана на рис. 2.1.15, величина заряда пропорциональна действующему усилию. Между корпусом ] датчика и электр0дом 3 расположен пьезоэлемент 2. Через фторопластовую мембрану 4, играющую роль изолятора и пре- дохраняющую пьезоэлемент от повреждения, на него передается уси— лие, вызванное измеряемым давлением. Возникающий вследствие это- го электрический заряд (напряжение) снимается при помощи выводов  59 
датчика, которыми являются корпус и вывод 5, и измеряется с по— мощью электронного усилителя постоянного тока или усилителя с об- ратной емкостной связью. Чувствительность датчика определяется отношением величины воз— никающего электрического заряда ‹] к соответствующему давлению. Для пьезокристаллических элементов, работающих на сжатие под действием некоторого усилия Р, пьезоэлектрический модуль @= =с1/Р=20—:—2З ГИС/КГ (1 т.с=10—12 к). Так как на элемент датчика Действует усилие Р=р8 (где р—измеряемое давление; 8—площадь кварцевой пластины), то чувствительность датчика В : а/р = (18 = (20 + 23) $ тс-см2/к1`. (2.1.13) Конструкции приборов с датчиками из пьезокерамических кристал- лов обеспечивают чувствительность, большую в 2—3 раза, чем из кварца. Однако пьезокерамические Датчики позволяют измерять пере- менные давления с частотой от 3 гц до 2 кгц, в то время как пьезокрис- таллическими датчиками измеряются значительно большие частоты, до- стигающие 50 кгц. Одно из преимуществ рассматриваемых датчиков заключается в их высокой механической прочности, _а также возможно- сти измерений давления в разогретых или, наоборот, переохлажденных потоках. Пьезокристаллические датчики надежно работают при темпе- ратуроах от —240 до +260 °С, а пьезокерамические—лишь от —55 до +100 С.  3. Измерение разрежений  Манометры, предназначенные для измерения весьма малых дав- лений (разрежений) называются вакуумметрами. В качестве ва- куумметров могут использоваться обычные жидкост— ные или механические манометры, позволяющие за- , мерять малые давления порядка нескольких милли— 5 ] метров ртутного столба. Значительно меньшие давле- Г ния могут: измеряться специальными вакуумметра— ми, устроиство и принцип Деиствия которых зависят от глубины вакуума исследуемой среды. Рассмотрим т е п л о в о й вакуумметр, широко ис— пользуемый для измерения малых давлений от 1 до  ! \'ЦЁЁ' пературный датчик (рис. 2.1.16). В стеклянном корпу-  Я} 10—3 мм рт. ст. Основным элементом его является тем- Г се 1 этого датчика находится нить подогревателя 2 с №2 укрепленным на ней спаем термопары 3. Выводы 4 ' ___ 3 р. мм рт ст ! … \ : ‘ л,] } 098 .” ', ”: і Ё! ‚ і |‚Ё 0,5 :г___ | … .: % Е. Т_Ц 0,“ Рис. 2.1.16. Схема датчика теплового 0, 2 вакуумметра: 20 #0 60 80  1 _- стеклянный кор- ДЕЛЕНЦЯ шкалы придали пус: 2 — нагреваемая нить; 3 -— термопара;  4—электрические вы- Рис. 2.1.17. Градуировочная кри- в°ды: 5—0тламывае' вая датчика теплового вакуум- мая часть стеклянно- го корпуса Метра  60 
служат для подключения к датчику электрического кабеля, соединяю- щего этот датчик с источником питания нити пологревателя и милли— вольтметром для регистрации температуры спая термопары. На темпе- ратуру нити, разогреваемой постоянным электрическим током, оказыва- ет влияние теплопроводность газа, в котором эта нить нах0дится. В свою очередь теплопроводность, как известно, зависит от плотности газового потока и, следовательно, от давления. Измеряя при помощи термопары температуру нити, можно таким образом найти соответствующее дав- ление. Для этой цели используются тарировочные графики, которые обыч- но выполняются заводами, производящими вакуумметры. Для иллюст- рации такой график показан на рис. 2.1.17. По горизонтальной оси гра— фика откладываются деления шкалы прибора, регистрирующего тем- пературу спая, а по вертикальной оси—измеряемое давление. При использовании датчика часть его стеклянного корпуса отламы- вается (см. рис. 2.1.16) и открытая нить помещается в среду, где тре- буется измерить вакуум. Затем в соответствии с инструкцией, разра- ботанной заводом-изготовителем, устанавливается начальный ток че- рез нить подогревателя и фиксируется температура спая. Точность измерения вакуумметрами составляет примерно 10—2—15 %.  4. Групповой регистрирующий манометр  Рассмотрим конструкцию и принцип действия групповых регистри- рующих манометров, позволяющих измерять давления одновременно в нескольких точках потока. В аэродинамических лабораториях широ- кое применение нашел регистрирующий электромеханический мано- метр ГРМ, изготовляемый Московским зав0дом «Контрольприбор». Внешний вид такого манометра изображен на рис. 2.1.18. В кор— _ 5; 5 пусе прибора размещены двад- _ „ Цать Рычажных весовых элемен- ` ‘ тов (рис. 2.1.19), связанных меж— ду собой общим электрическим приводом и механизмом печати (для воспроизведения показаний на бумажной ленте). В верхней части прибора Расположена шка- ла визуального отсчетаэтих по— казаний. „ ._ __ _____ Величина измеряемого давле- “__`_" ‚. __ '_ ' ния считывается с вертикальной __ › “……» " »» шкалы 1 (см. рис. 2.1.18) напро- _ …… ' ' &’ тив указателя 2. Такие шкалы Ё " _- выполнены для каждого измери- “ _' _а  ‚› „№№ сии—“ммм  "»  ‚.: , ". -‚.- „ - : “' ` ‹ . ' ‘_ ‹ . о“ '. „- ._- :‚:9 . ' . `, " , '№№№° "° '  _, " '“ №,:‚щжд „… мачт-м п'чг—м ри , .  № «›  Рис. 2.1.18. Групповой регистрирующий 'к' '  1—шкала визуального отсчета; 2—подвиж- ный указатель; 3—указатель номера замера; -.__- . ,. -- кг!—механизм печати; 5—бумажная лента; __ 6 —кнопка включения механизма печати; _ ' 3% 7— выключатель питания; 8— кнопка передви- - 1: ”\ .- жения указателя номера замера " ` "  .61 
тельного канала отдельно (всего две группы таких каналов по 10 в каж- дой). В крайнем левом столбце каждой половины шкалы располагается указатель 3 номера замера. В средней части прибора находится меха- низм печати 4, а внизу, с правой стороны, расположен пульт включения источника питания, механизма печати и устройства для передвижения указателя номера замера.  \= ТЗ &&  4 !  20  Рис. 2.1.19. Схема рычажного весового элемента прибора ГРМ:  ] — штуцер; 2 — основание; 3 — сильфон; 4 — упругий шарнир подвески; 5 — рычаг; б — подвижный контакт; 7 — неподвижные контакты; 8 — вин- товая измерительная пружина; 9 — гайка измерительной пружины; 10 — винт; ]! — бумажная лента; 12 — механизм печати; 13 — механизм регистрации; 14 — визуальный винт; 15 — шкала; ]б — указатель; 17 — электромагниты; 18 — ролик; 19 — групповой вал; 20 — электродви- гатель привода; 2] —— диски привода  Измерение давления воздушного потока осуществляется следующим образом. При помощи специальных приемников (насадков), располо- женных в потоке, давление по резиновому шлангу подводится к штуце- ру ], расположенному на задней стенке ГРМ (см. рис. 2.1.19), И по дренажной трубке— к сильфону 3, установленному на рычаге 5. Воз- никающее от давления в сильфоне усилие передается на этот рычаг, и вследствие нарушения его равновесия происходит замыкание одного из контактов 7. При этом включается соответствующий электромагнит 17, который притягивает пластинку с роликом 18. Через этот ролик враща-  62 
тельное движение передается на винты 10 и 14, которые приводят в дей- ствие механизм регистрации показаний прибора 13. Одновременно вра- щение винтов вызывает переМещение гайки 9 на измерительной пружи- не 8 до тех пор, пока рычаг не окажется в равновесии. ТОГДа контакты 6—7 разомкнутся и цепь питания электромагнитов 17 разорвется. В этот момент показание прибора будет соответствовать измеряемому дав- лению. Запись показаний в условных единицах производится на двух бу- мажных лентах, перемещение которых осуществляется при помощи  12 //90\90101 01 во 90| ::Г42-: . / 9  0/5 10 81012 .3  . —|—|—|—'—1— —|—|—]—|—'—|— !— — -'—|—'—1_ . — — _т— _  г Ш 12 В то 12 8 ш 12 8 1012 В 10 12 99,7 \ 100,3 100,3 994+ 99,7 Ч %  99,6  Рис. 2.1.20. Пример отпечатка показаний прибора ГРМ:  1 -— индекс прибора; 2 — номер декады; 3 — номер замера; 4 — указатель шка- лы; 5 -— шкала десятков; б -— шкала единиц  специального электродвигателя. На каждой ленте фиксируются данные о давлении, соответствующие декаде—группе из десяти измеритель— ных каналов (рис. 2.1.20). Лента имеет одиннадцать колонок отпечат- ков. Крайняя левая из этих колонок содержит индекс манометра 1 и но- мер декады 2 (верхний ряд). В нижнем рЯДу, против неподвижного ин- декса, располагается считываемый номер замера. В других колонках, каждая из которых соответствует определенно- му каналу, сверху и снизу расположены две шкалы. Причем верхняя шкала, цена делений которой составляет 0,2, является по отношению к нижней нониусом. Это означает, что показание нижней шкалы всегда представляет собой целое число ее делений. В тех случаях, когда такое показание близко к целому числуине ясно, больше оно или меньше это- го числа, необходимо обратиться кверхней шкале. Если нуль на ней рас— положен справа от указателя 4, то показание нижней шкалы будет меньше целого числа, если слева, то больше. Примеры расшифровки по- казаний замеров шести каналов по верхней и нижней шкалам приведе- ны на рис. 2.1.20. Расчет давления (в кГ/см2) по показаниям манометра осуществля- ется по формуле р—раш= і (Мо—МПа, (2.1.14)  где №0 и А! — показания прибора в условных единицах, соответствующие атмосферному ратм и измеряемому р давлениям; іг — коэффициент прибора. Значение №0 определяется как среднее из показаний, соответствую- щих атмосферному давлению до и после измерений в потоке. Коэффи- циент Аа определяется в результате т_арирования манометра, осуществ- ляемого обычно на заводе-изготовителе. Знак перед скобкой в формуле (2.1.14) зависит от типа прибора: для манометров с пределами измере- ния разности давлений (р—ратм) от —1 до 0,2 кГ/см2 и от —1 до 1 кГ/см2 следует выбрать знак «+», а для всех остальных — знак <<—>>. Регистрация результатов измерений манометром может производить- ся либо путем считывания отпечатанных на ленте показаний, либо по указателю. Современные конструкции манометров типа ГРМ обеспе- чивают точность измерения давления в случае снятия отпечатанных показаний в пределах іО,5%\ от максимальной величины измеряемого избыточного давления, а при визуальном отсчете _-і_—1‚5%ь  63 
5. Приемники давления газа [насадки]  Различаются приемники (насадки), предназначенные для измерения статического или полного давлений. Основным элементом таких насад- ков являются дренажные отверстия (каналы), воспринимающие давле- ние. У насадка (приемника) статического давления эти отверстия долж- ны располагаться на боковой поверхности при том условии, чтобы линия тока исследуемого течения совпадала с касательной к этой поверхно- сти в дренажной точке. Насадок полного давления отличается тем, что  ////////////////// 0:1 № Т°—Ё-— :; 17/4252 , $ „„ / 1 ‚\ /\ №00, 0,6 //1 д . ’ /// ЧГ; ' 1// Рис. 2.1.21. Измере- О %  ние статического дав- “›5 "О 1,5 2,0 2,5 с!,мм  ЛЗНИЯ В трубопро— Рис. 2.1.22. Влияние размеров от-  воде. верстия на величину ОШИбКИ ИЗ- 1—стенка трубопровода: мерения статического давления 2—приемное отверстие; З—штуцер  дренажное отверстие совпадает с точкой полного торможения (крити- ческой точкой) на обтекаемой поверхности насадка. Существует также приемник давления, представляющий собой ком- бинированный насадок, который предназначен для измерения одновре— менно статического и полного давлений. Приемники статического давления. Простейшим при— емником статического давления является стенка газопровода с дренаж— ным отверстием, перпендикулярным к обтекаемой поверхности (рис. 2.1.21). Диаметр отверстия не должен превышать 0,3+0‚5 мм, так как излишне большой его размер вызовет дополнительные возму— щения в потоке, что приведет к искажению измеряемого давления. На рис. 2.1.22 показано влияние размеров отверстия на величину ошибки измерения в процентах к скоростному напору. Для измерений статического давления в различных точках потока жидкости или газа применяются специальные приемники, имеющие форму насадков. На рис. 2.1.23 показана схема и а с адк а П р а ндтл я, используемого для таких измерений в дозвуковом равномерно парал— лельном потоке. Этот насадок представляет собой длинный цилиндр, на боковой поверхности которого просверлены приемные отверстия. Носовая часть цилиндра имеет сферическую форму, а отверстия распо- лагаются от носка на расстоянии, равном примерно 3—2—8 Диаметрам цилиндра. При таком удалении давление в окретности отверстия вос- станавливается до величины, равной измеряемому статическому давле— нию в невозмущенном течении.  64 
На рис. 2.1.24 показано влияние расстояния до дренажного отвер- стия на точность измерения такого давления. Измерение статического давления в сверхзвуковых потоках осущест— вляется с помощью насадков с конической (рис. 2.1.25) или ожи -  [дата:-‚(Иар  1 “1/2  ' \ч 71111111111; '. 7////‚`_.\ : ` ‘  ^ С» 1 Ш \.и О. ‚" а . | . М © `; ‚”’/”111’11’  :  верстие; 3 — цилиндрический корпус; - 4 — державна; 5 — штуцер  “\ \ Рис. 2.1.23. Насадок П андтля Ё Ё для измерения статического Ё? ЁЁ давления: ; ;. % 1—носовая часть; 2—дренажное от- 5 ; г @  \\\\&\\\\\\\`  в альной (рис. 2.1.26) головными частями. На этих рисунках указаны расстояния от носка до дренажных отверстий. Эти расстояния при вы— бранной форме носка и необходимом его заострении обеспечивают вос— становление давлений у приемных отверстий до их значений в набегаю- щем потоке. Заострение определяется  углом при вершине конуса или ожива- 0/0 ла. При расстояниях до дренажных отверстий, указанных на рис. 2.1.25 и ] 2.1.26, допустимый угол для конуса ра- 5  вен 8°, а для оживала 35°. Как показывают исследования, при- емники с такой формой головных час— тей пригодны для измерения давлений ’ также в околозвуковых (трансзвуко- 1 вых) потоках. При этом, однако, следу- ] ет предусмотреть, чтобы приемное от- _ 28 ...- ‚2 ч 1. „ верстие насадка не попало в зону влия- 0 4 ,; д 28 1112/67 ния отраженного от стенки головного / скачка уплотнения (рис. 2127). Если 2 это влияние имеет место, то в окрест— ' / ности приемного отверстия давление будет существенно отличаться от его -2 значения в набегающем потоке и изме- рение будет ошибочным. Рассмотренные конструкции отли- чаются достаточно большой длиной, определяемой значительным удалени- ем дренажного отверстия от передней  Г-Э  !..  части. В практике нашли применение Рис. 2.1.24. Влияние расположе- также сравнительно короткие насадки, НИЯ ПРИЗМНОГО отверстия на КОР- позволяющие измерять статическое ”усе ”ЗСЗЁЁЁЯ “213323229“ изме“ Давление в некоторой ограниченной р д '  1 —- влияние державки; 2 — влияние но-  области потока. На рис. 2.1.28 показа— совой части  5—927 65 
на схема такого насадка, используемого в дозвуковых потоках. Прием- ное отверстие размещено в центре тонкого диска, закрепленного на ци- линдрической державке. Ее толщина составляет примерно 0,1 0. При таких размерах Давление в приемном отверстии диска равно стати—  ческому. 150’ бд  ___%—1570 501$ - ^ ` +—  5  Рис. 2.1.25. Конический насадок для измерения стати- ческого давления  Для измерений в ограниченных по размерам каналах или в непосред- ственной близости от обтекаемой поверхности летательного аппарата применяются миниатюрные насадки, которые, внося незначи— тельные возмущения в поток, обеспечивают достаточно высокую точ- ность измерений. Попереч- „т ное сечение такого насадка . не должно превышать 3—2—50/0 от диаметра канала или от расстояния до обтекаемой ъ поверхности, в окрестности э %(), которои измеряется давле-  НИЗ.  М 31  % Ь. ‚ „„„„„‚„ П и и е ниях в озв '- { ужин:" — - _ р ЗМ ре д 3 . й _ . „!$/‚1111171111114. ‘ КОВЬЁХ потоках широко при— " меняется миниатю ный ' за БЫ ! 12с! . р :: ‘ гт— тг— НЗСЭДОК С ПРОТОКОМ, схема КОТОРОГО ПОКЗЗЭНЭ НЭ Рис. 2.1.26. Насадок с оживальной голов- рис. 2.1.29. Для измерения кой ДЛЯ измерения статического давления статического давления при  сверхзвуковых скоростях ис- пользуется насадок, изображенный на рис. 2.1.30. Этот насадок пред- ставляет собой ‹<односторонний» клин, на нескошенной поверхности кото- рого располагается дренажное отверстие. Обычно принимается, что точность замера давления насадком не должна быть ниже 1% от величины скоростного напора. Угол отклоне- ния насадка, при котором ошибка Не. превышает этой величины, назы- вается углом нечувствительности. Для каждого типа насадка  \\\\\`  №п№  ',”‚1111111111/  \\\\\\\\\\\  7  /‚ [1/ 777," "! ‚71,7717/1’ : " %7/22}, ‚///// /‚/'2//‚//‚>Му 7/7 ‚ / / ”?,/77:1;4/2  \\\\\\\\ .\\\\\\  "”"11’1’‚”"’.  Рис. 2.1.27. Взаимодейст- вие ударных волн со стен-  кой аэродинамической Рис. 2.1.28. Дисковый насадок для трубы: измерения статического давления: -1 —- головной скачок уплотнения; (!= (0‚1+0‚2) В  .? — стенка; 3—отраженная удар— ная волна: 4—приемное отвер- стие  66 
экспериментально определяются диапазон значений чисел Моо=Уо°/а… или ЖЮ=У°°/а*‚ а также углы отклонения оси насадка от направления скорости набегающего потока, при которых можно осуществлять изме- рения с Допустимой точностью. Для насадка Прандтля этот угол со-  3,5 А 1/1 щді _ 34 ! #атбфа \ со _гчъ 'е- __… 9 $ \ 3,5 7 а ' а ’ Ц - .4’17/0 м ›! ////.__ ! _°°_,‚_ ‚ А'Гі/‘ЛЙЖЁ/Й ! 3 Рис. 2.1.29. Миниатюр- Рис. 2.1.30. Клиновилный насадок ныи насадок с протоком для измерения статического дав- для измерения статиче- ления: СКОГО давления і—нескошенная поверхность клина;  2 — приемное отверстие; 3 — линии Ма- ха; 4 —— скачок уплотнения  ставляет 16° при М…<0,85. Насадок с протоком, ивображенный на рис. 2.1.29, обеспечивает удовлетворительные результаты при углах от- клонения і28° и М…<О‚83. гП-ри-емники полного давл ения (давления тормо— ж е н и я). Полное давление измеряется с помощью и а'с а д к а П и-‘т о, который представляет собой пустотелую изогнутую тр'убку_(рис. 2.1.81), соединенную с манометром. В дозвуковом потоке (р-ис. 2.1-.З1,а) тор— можение потока происходит непосредственно в трубке. При Малых ско- ростях (несжимаемый поток, число М…тО) возникающее в этой трубке полное давление, регистрируемое манометром,  ро = р.,. + р.. УЁ.‚/2‚ (2.1.15)  а в сжимаемом потоке (1> Мсо >О)  іг—1 „№№—1) р0=р°° (1 + Тмдо) . (2.1.16)  В сверхзвуковом потоке перед головной частью насадка возникает скачок уплотнения (рис. 2.1.31,б)‚ вызывающий торможение газа, ко- торый претерпевает дополнительное сжатие в трубке. Образующееся в трубке давление торможения Ро› измеряемое манометром, іг— [ )Ё/(Ё—П  рЬ=рс(1+—М2  2.1.17 2 ‚ ‹ ›  5* 67 
где рс, Мс —соответственно Давление и число Маха непосредственно за «прямой» частью криволинейного скачка уплотнения:  212 ь_1 Рс=Роо (@ МЕ,—дп); (2.1.18) _ 2 да 1 М2 М:: +‹ +) °° . (2.1.19) гьм‘іо—(ь_1) ос при: % м„=0,26 м…:ж, 62 3: ”\“/52 ’ !?: -———-———-— с: %:…25 гп° Ыі°  “  \\\\\`\\`  %  \ "О  ? 37/2  " и: Ё к\`  7////////  ‘  ЁЁ…  / › № , ‚ 6) № [ м„>‚‚р ‘_ д=Фз,2 _"› „, 1,0 :21° 229° ““““““““““‘“ ‚5 5: 0,55 : 13 ° ., : п: дыме … ’ 0,391105 нц _. Рис. 2.1.31. Насадок Пито для Рис. 2.1.32. Величина углов нечувствительности и измерения ПОЛНОГО давления: для различных форм головной части насадков а—схема обтекания насадка до- ПОЛНОГО давления  звуковым потоком (і—изогнутая приемная трубка; 2—штуцер; 3—гай- ка; 4—стенка); б—-'схема обтека— ния приемного отверстия сверхзву- ковым потоком  Углы нечувствительности для заданной формы насадка определя- ются в зависимости от числа Мсо газового потока, в котором проводятся измерения. На рис. 2.1.32 показаны схемы насадков с различной фор- мой входной части трубки и соответствующие им углы нечувствитель- ности для двух чисел М…: 0,26 и 1,62. Как видно, соответствующим вы— бором формы насадка можно значительно увеличить углы нечувстви— тельности. Это позволяет, не предъявляя жестких требований к распо- ложению насадка в потоке, получать достаточно точные результаты измерений давления. Такой же эффект имеет место при использовании экр анирован- ного насадка (рис. 2.1.33), углы нечувствительности которого могут достигать і(60—:—65)°. Если насадок полного напора находится в потоке, характеризую- щемся неравномерным распределением скорости по некоторому сечению  68 
в ограниченной области потока, то измеряемое им давление будет соот— ветствовать скорости в точке сечения, которая расположена на «э ф ф е к- тивной» оси. Эта ось смещена относительно геометрическои оси  1  Рис. 2.1.33. Экранированный насадок для измерения пол- ного давления:  1—корпус (экран); 2—трубка с приемным отверстим; д—диаметр вх0дного отверстия экрана; 1—длина входного конического участ- ка; 11=0‚5 В; ‹і=-0‚5 В; углы нечувствительности: і47° при !=!) и іб4° при 1=0‚150  входного отверстия, как это показано на рис. 2.1.34, на некоторое расстояние 6, которое с известным приближением определяется из вы— ражения  д/р = 0,131 + орава/в, (2.1.20)  где В и а — диаметры соответственно наружной трубки и входного от- верстия насадка.  &‘  Рис. 2.1.34. Смещение рав- нодействующей сил давле- ния в неравномерном по- токе относительно оси на— садка: 1—Г60МВТРИЧСК8Я ОСЬ насадка:  2 —- положение «эффективной» оси  Зависимость (2.1.20) справедлива при условии (Б‚’(])—(сіа‚"сіу) : 0,1 + 0,2 (а : рУ2/2). (2.1.21)  Указанный эффект смещения необходимо учитывать, в частности, при измерениях в пограничном слое. В соответствии с этим эффектом ско— рость, вычисленная по измеренному полному давлению, будет равна ее значению в той точке сечения пограничного слоя, которая расположена на «эффективной» оси. Комбинированные насадки. Для измерения давлений в до- звуковых потоках широко используется к 0 М 6 и н и р о в а н н ы й н а - с а д о к П И т о — П р а н д т л я, показанный на рис. 2.1.35. Продоль- ное отверстие 2 насадка воспринимает полное давление, а отверстие 4 на боковой поверхности цилиндрического корпуса 3—статическое Дав- ление. Таким насадком можно измерять давления в воздушных потоках с числами Моо<0‚85. Угол нечувствительности насадка составляет для указанных чисел Маха примерно і5°.  69 
"Для Измерения давлений в около- и сверхзвуковых Потоках приме- няется насадок, схема которого показана на рис. 2.1.36. Этот насадок представляет собой комбинацию обычной трубки Пито и насадка ста-  ‚234+  \\“- "  //\  _  Рис. 2.1.35. Комбинированный насадок Пито—Прандтля  \\5  Ч—  @=  =0‚3 В; 1=3 В.  ! —- головка насадка, 2 —-— продольное отверстие;  3 — цилиндрический корпус,  4—приемные отверстия статического давления; 5—трубка вывода для изме- рения полного напора; б—державка и штуцер статического давления  Рис. 2.1.36. Комбинированный насадок:  і—приемник статического давления; 2—трубка полного напора; 3—- скачок уплотнения; 4— линии Маха  тического давления (см. рис. 2.1.25). В этой комбинации трубка Пито располагается так, чтобы скачок уплотнения, возникающий перед нею, находился бы за приемным отверстием насадка статического давления.  " _""""""""" " .. &“““_іі"""""""`р`т  \\\\\\`\\\\\\\\\\\\\\"\` . \\\\\\\\\\\\\\\\\\\\\\\_\\\`  \  “ "‘іііііііііііі. „и ‚"’/‚111 \ , …  „,/‚’лдіііііііііііі. г",/„”’‚1111111111111Ш1/1. /  /  Рис. 2.1.37. Миниатюрный комбинированный насадок с протоком:  1—приемное отверстие статического давления; 2—трубка полного напора  70  Конический носок этого насад— ка должен быть достаточно тонким, чтобы образующийся скачок уплотнения был весьма малой интенсивности, т. е. по существу представлял бы со- бой волну возмущения (конус Маха). Влияние этой волны на показания трубки Пито будет пренебрежимо малым. Миниатюрный ком- бинированный насадок для одновременного измерения статического и полного Давле- ний (рис. 2.1.37) можно _полу- чить соединением в одной кон— струкции насадка статического 
давления с протоком и экраннроват—тного насадка (см. рис. 2.1.29 и 2.1.33). _ Другая конструкция такого миниатюрного насадка показана на рис. 2.1.38. Этот насадок изготовляется из Двух трубок, одна из которых яв- ляется приемником полного давления, а другая — статического давления.  дид ! !” ь №_№ | А—А %  “Ф, "Ф 6- :!- °° \ … Т А “11 ц Р— % <—›| :: 17 @  Рис. 2.1.38. Миниатюрный комбинированный насадок:  1—трубка полного напора: 2—приемное отверстие статического давления  Измерения полного давления в пограничном слое проводятся специ- альными микротрубками (рис. 2.1.39) с диаметром приемных отверстий О,15—:—О,2 мм. Такие трубки могут быть выполнены из металла или  Рис. 2.1.39. Микротрубки полного напора:  а — металлическая; б — кварцевая  кварцевого стекла. В измерительных целях могут быть использованы металлические иглы для медицинских шприцев. У таких насадков при- емное отверстие имеет форму сильно вытянутого овала, что позволяет уменьшить смещение «эффективной» оси и тем повысить точность из- мерений. Поперечные размеры насадка должны быть значительно меньше толщины пограничного слоя (менее 0,1 6), что обеспечит воз- можность измерения давления практически в выбранной точке этого слоя.  5 2.2. приворы для измерения скорости ПОТОКА 1. Термоанемометры  Принцип действия и устройство термоанемометра основаны на из- вестном физическом эффекте изменения температуры нагретого про- водника, помещенного в поток, при изменении скорости его обтекания. Основным элементом этого прибора является проволочный (или пле- ночный) датчик. Измерения в установившемся потоке. Теплоотдача про- волоки будет равна такому количеству тепла, которое получает датчик  71 
при нагревании электрическим током. Соответствующее количество электроэнергии, идущей на нагревание, определяется по закону Джоу- ля—Ленца: (2 : РК,… (2.2.1) где В… —сопротивление датчика; і— сила тока. Во время опыта поддерживается постоянной сила тока и по изме- нению сопротивления можно судить о скорости обтекающего газа. Та-  ким образом, по этой схеме термоанемометр работает в режиме по- стоянного тока (рис. 2.2.1). Начальный ток, соответствующий по-  7 , и, 6 —°°—› %# і і 2 \\ 4 Г ' \\` я, {*_— О  2 20 #0 У…,м/сек Рис. 2.2.1. Термоанемометр, выполнен— Рис. 2.2.2. Зависимость показаний ный по схеме постоянного тока: термоанемометра от скорости потока ‚__датчик. 2—6алластный резистор при включении по схеме постоянного  тока  ложению датчика в покоящемся газе, устанавливается с помощью балластного переменного резистора, а во время опыта регистрируются показания вольтметра, соответствующие различным скоростям потока. Характер зависимости этих показаний от величины дозвуковой ско- рости виден из рис. 2.2.2. Такая зависимость определяется физическим эффектом, в соответствии с которым при увеличении скорости обтека- ния проволочка охлаждается сильнее. При этом чем ниже ее темпера— тура, тем Меньше сопротивление, определяемое в соответствии с фор— мулои  1% : Кн [1 + осн (Таи — ТНП, (2-22)  в которой Ти,—температура датчика; К… и Кн— сопротивления датчи- ка соответственно при температуре Т… и начальном значении ТН: =293 К; осн—температурный коэффициент сопротивления материала проволочки при Тн=293 К. При постоянном токе уменьшение сопротивления датчика вызывает снижение падения напряжения на нем, что видно на рис. 2.2.2.  г\ “т В \ / 5 / „ / 3 ( п 20 ци 60 И…М/сеи  Рис. 2.2.4. Зависимость показаний  Рис. 2.2.3. Схема термоанемометра с по- вольтметра термоанемометра от ско— стояннои температурои датчика: рости потока при включении по схе- сторы моста ЧИКЗ  72 
Термоанемометр может работать также в режиме постоянной температуры датчика (рис. 2.2.3). При этом в начале опыта, как уже указывалось, для неподвижной газовой среды устанавливается на— чальный ток и, кроме того, записывается начальное показание вольтмет- ра По. Обтекание датчика вызовет его охлаждение, что приведет к умень- шению сопротивления. Чтобы не допустить этого и сохранить сопротив- ление таким, как и в покоящем- ся газе, необходимо увеличить 45 “ силу тока. Это в свою очередь / попов приведет к большему падению напряжения. Его величина од— нозначно определяет скорость потока, в который помещен 1 датчик. Характерная зависи- мость показаний вольтметра от скорости представлена на рис. " '  у... - : 2.2.4. % ‚ При измерении скорости по- ’  ТОКЗ чаще применяется схема С  постоянной температурой дат- Рис. 2.2.5. Схема соединения приборов ЧИКЗ. При ЭТОМ следует заме- термоанемометра: ТИТЬ, ЧТО использование ТЭКОЙ 1—датчик; 2—термоанемометр; З—вспомогатель- схемы предопределяет меры, ный прибор; 4—вольтметр постоянного тока;  5— вольтметр переменного тока обеспечивающие сохранность \-  нити датчика после окончания замера. Это вызвано тем, что если сохранить повышенное напряжение, которое имелось при проведе— нии опыта, то при отсутствии движения газа, когда охлаждение датчика уменьшится, возрастет его температура и нить может перегореть. Схема с постоянным током предпочтительней, когда термоанемометр использу- ется для определения температуры торможения газового течения.  Рис. 2.2.6. Проволочный датчик Рис. 2.2.7. Пленочный датчик термо- термоанемометра: анемометра: ! -— нагреваемая нить; 2 — поддер— ! -— пленка; 2 — кварцевое основание: живающие стойки: 3 — основание; 3 — корпус; 4 —— выведы  4 — корпус; 5 — выводы  Конструктивно термоанемометр выполняется в виде отдельных бло- ков, которые комбинируются в зависимости .от выбранного режима его работы. На рис. 2.2.5 показаны основные приборы и принципиальная схема их соединения в термоанемометре В15А,изготовляемом в Дании. Соответствующий выбор датчиков термоанемометра и режим их ра.- боты обеспечивают необходимую точность измерений. С целью повы— шения чувствительности термоанемометра датчик включается в одно из плеч мостовой схемы, как показано на рис. 2.2.3. Для исследования воздушных потоков широко.. используются датчи- ки (рис. 2.2.6), изготовляемые из вольфрамовой или платиновой про— волоки диаметром от 2,5 до 12 мкм и длиной от 1 до 12 мм. Для изм'е- рений в потоках с большими скоростными напорами обычноприменяют пленочныедатчики (рис. 2.2.7), изготовляемые из вольфрама или платины. Такая пленка, толщиной примерно 1+2 мкм,.напыляется на кварцевое оснОвание корпуса датчика.  6—927 73 
Датчик устанавливается в потоке так, чтобы нить проволочки или поверхность пленки были перпендикулярны направлению набегающего потока. С измерительными приборами датчик соединяется специаль— ным экранированным кабелем. Преимущество термоанемометра как прибора для исследования воз- душных течений определяется малыми размерами датчика, позволяю-  Рис. 2.2.8. Расположение проволочного датчика тер— моанемометра и составляющие скорости потока:  1 — нагреваемая нить; 2 —- стойки; 3 --— основание  щими при измерении с‘корости вносить весьма малые возмущения в поток. Одновременно это делает возможным применение термоанемомет- ров для измерения скорости в потоках, ограниченных малыми размера— ми, в частности в пограничном слое и в свободном потоке вблизи обте- каемой поверхности. Термоанемометры отличаются также высокой чувствительностью, позволяющей измерять небольшие скорости поряд- ка 0,5-2—1 м/сек. Измерение турбулентности. При обтекании датчикатурбу— лентным потоком, вектор скорости которого содержит переменную пульсационную составляющую, сигнал на выходе усилителя термоане— мометра будет зависеть иот этой составляющей. В таком сигнале мож— но выделить его постоянную и переменную составляющие: первую из них измеряют вольтметром постоянного тока, а вторую—вольтметром переменного тока. Если датчик установлен относительно вектора скорости набегающе- го потока так, как показано на рис. 2.2.8, то переменная составляющая напряжения на выходе усилителя будет зависеть только от продольной пульсационной составляющей скорости. Это напряжение, измеряемое вольтметром переменного тока, будет пропорционально указанной со— ставляющей. Для измерения других пульсационных составляющих в конструкции термоанемометра применяется Х-образньтй датчик, состоящий из двух взаимноперпендикулярных перекрещивающихся проволочных нитей, закрепленных на отдельных стойках датчика под углом 45° к его ос— нованию (рис. 2.2.9). Каждая проволочка соединяется с отдельным усилителем, на выходе которого измеряется соответствующий сигнал, возникающий при обтекании датчика. Величина этого сигнала зависит при заданной величине скорости потока от ее направления относитель- но проволочки. В соответствии со схемой на рис. 2.2.9 только верти— кальная составляющая су пульсационной скорости имеет различные уг- лы с проволочными нитями. Следовательно, возникает разность выход- ных сигналов с усилителей, по величине которой можно определить- значение оу. Необходимая точность измерений достигается при усло— вии, если частота изменения пульсационной составляющей скорости в.  74 
турбулентном потоке меньше собственной частоты колебаний регист- рирующей аппаратуры. „ Прежде чем приступить к проведению измерении, необходимо срав: нить ожидаемую частоту пульсационной составляющеи_с наименьшеи частотой собственных колебаний, которую имеет какои-либо элемент  “В 1 _,:1 З 15, сек .: 6, СЧ,… ‚_. _ :. Рис. 2.2.9. Схема Датчика термоане— Рис. 2.2.10. Осциллограмма мометра для измерения поперечной реакции датчика на прямо- составляющеи скорости: угольный импульс электри- і—нагреваемые нити; 2—стойки; 3—осно— ческого тока  вание  термоанемометра. Исследования показывают, что такой частотой обла-— дает датчик; ее величину можно оценить по формуле  1“ = 1/17, (2.2.3)  где т—постоянная времени датчика. Значение этой постоянной, зави— сящее от материала и размеров датчика, обычно определяется опыт- ным путем. Это определение ведется по осциллограмме выходного сиг- нала с датчика при условии, что на его входе импульс тока имеет пря— моугольную форму. На рис. 2.2.10 в качестве иллюстрации показана такая осцилло— грамма. Принимается, что постоянная т равна времени уменьшения ам- плитуды сигнала на 0,63 Н (Н—первоначальная амплитуда). Согласно этим экспериментам, в частности для датчика с проволочкой диамет- ром 2‚5 мкм, постоянная времени из 10—3 сек и, следовательно, частота собственных колебаний равна 1 кгц. В соответствии с этим возможная частота изменения измеряемой пульсационной скорости должна быть меньше 1 кгц. Определение направления потока. Датчики и электриче- ская схема термоанемометра, применяющегося для определения на- правления скорости, показаны на рис. 2.2.11. К трем стойкам, располо- женным на жестком основании датчика, прикреплены две одинаковые  АБББ  Рис. 2.2.11. Схема датчика термоанемометра для изме— рения направления скорости: 1—стойки; '.’—основание.  _6, 75 
проволочки АБ и БВ, образующие между собой угол 10°. Эти прово- лочки, имеющие обычно длину от 1 до 5 мм, включаются, как показано на рис. 2.2.11, в разные плечи моста Уитстона. В Другом случае кажлую из проволочек можно соединить с отдель- ным усилителем. При этом сопротивления проволочек (или сигналы на выходе усилителей) будут одинаковыми, если датчик расположен в потоке газа так, что углы, образуемые проВолочками и вектором ско- рости, также одинаковы. В этом случае направление скорости совпада- ет с биссектрисой угла меЖДу проволочками. Таким образом, направ— ление скорости в рассматриваемой точке потока фиксируется при достижении равновесия моста Уитстона (или равенстве сигналов на вы- ходе усилителей). 2. другие приборы для измерения скорости  Наряду с термоанемометром для исследования газовых течений мо— гут использоваться другие приборы, различные по конструкции и наз- начению. Обычно каждая такая конструкция предназначена для реше— ния какой—либо конкретной задачи, связанной с определением либо величины, либо направления скорости потока. Для определения скорости дозвукового потока можно использовать комбинированный насадок, изображенный на рис. 2.1.35. Из- мерения в сверхзвуковых потоках целесообразно вести с помощью на— садка, показанного на рис. 2.1.36. Заметим, что этими насадками ско- рость не может быть измерена непосредственно; ее величина определя- ется при помощи соответствующих теоретических зависимостей по известному давлению воздушного потока, измеряемому насадком. Для несжимаемого потока эта скорость подсчитывается по формуле  У… = 1/2АРо/Р‚ (2-2—4)  где Аро=ро—роо —разность давлений в насадке, регистрируемая диф— ференциальным манометром; р —плотность жидкости. Принимая для воздуха плотность р=0,125 кГ-сек2/м4, получим рас- четную зависимость для этой скорости в следующем виде:  11… = 4 1/ Щ,. (2.2.5)  Для более точного определения скорости необходимо учитывать из— менение плотности воздуха в зависимости от барометрического давле- ния, температуры и влажности, используя выражение  : Ратм _ Ш) р 2—1‚1‹27з+:)(1 О,37_8х ра…, , (2.2.6) где рим—атмосферное давление, мм рт.ст.; х—относительная влаж- ность; і—температура воздуха, °С; рыл—давление насыщенных водя— ных паров, мм рт. ст. Относительная влажность воздуха х находится из табл. 2.2.1 по раз— ности показаний сухого и влажного термометров аспирационного пси- хрометра. Давление насыщенного водяного пара рнд зависит от температуры воздуха и определяется из табл. 2.2.2. После подстановки значения плотности из (2.2.6) в (2.2.4) получим  У„ = 1/ 42,2Ёіі (1 — 0,378х шт)—1 др,. (2.2.7)  Ратм Р атм  В результате экспериментальных исследований сжимаемых газо- вых течении п'о измеренным давлениям в некоторой области потока на- ходят соответствующее распределение чисел Моо :  76 
Т абл и ца 2.2.1  Показания Разность показаний термометров, °С с _ „%ЁЁЁЪаЁеВС О ' 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | 9 ' 10 О 100 81 63 45 28 11 — — — __ _ 2 100 84 68 51 35 20 — — — _— _ 4 100 85 70 56 42 28 14 — — _ — 6 100 86 73 60 47 35 23 10 — — _ 8 100 87 75 63 51 40 28 18 7 — — 10 100 88 76 65 54 44 34 24 14 4 — 12 100 89 78 68 57 48 38 29 20 1.1 — 14 100 90 79 70 60 5 1 42 33 25 1 7 9 16 100 90 81 71 62 54 45 37 30 22 15 18 100 91 82 73 64 56 48 41 ' 34 26 20 20 100 91 83 74 66 59 51 44 ' 37 30 24 22 100 92 83 76 68 61 54 47 40 34 28 24 100 92 84 77 69 62 56 49 43 37 31 26 100 92 85 78 71 64 58 50 45 40 34 28 100 93 85 78 72 65 59 53 48 42 37 30 100 93 86 79 73 67 61 55 50 44 39  Таблица 2.2.2  ес ' _10 | о | 10 15 | 30 '50  \  Ри—пя мм РТ- СТ- 2.159 4,579  9,210 12,79 | 31:80. ‘ 62,50…  _ 2 _Ро_“*—1>/* мое- Миг—№№…) _ 1]. (2.2.8)  В сверхзвуковом потоке манометр измеряет давление торможения ро за прямым скачком уплотнения, образующимся перед насадком.  Число Маха определяется по величине этого давления, а также по ста- тическому давлению роо из уравнения  ‚ із р_0=( 24 мас—*__*) _“? ___2‹д_1›__1_ тег-тд (2.2.9) рш ь+1 іг+1 ‹Ь+1›2 (№№ м3,  По найденным числам Маха дозвуковых или сверхзвуковых потос ков можно вычислить соответствующие скорости  УФО = Ъ/ігКТо (1 + ’іЁ—‘мзоГ, (2.2.10)  где То— температура торможения газового потока, которая может быть измерена в форкамере аэродинамической трубы.  3. Приборы для измерения направления скорости потока  Простейшим прибором для определения направления потока явля— ется флюгарка—флажковый угломер (рис. 2.2.12). Этот при- бор состоит из флажка, который поворачивается под давлением воз- душного потока На корпусе флюгарки нанесена шкала углов, по _кото— рой определяют угол поворота флажка и тем самым находят направ- ление потока в рассматриваемой области. Точность этого определения невелика и составляет примерно 1-:—-1,5°.  77 
Наиболее широкое распространение в экспериментальных исследо- ваниях, связанных с определением направления потока, получили пневмометрические насадки. У этих насадков приемная часть с отверстиями выполнена так,что малое отклонение насадка от направ- ления набегающего потока вызывает большие изменения показаний манометров. Иными словами, пневмометрические насадки об— ладают повышенной чувствитель- ностью к изменению угла их ус- тановки в потоке. На рис. 2.2.13 и 2.2.14 показа— ны схемы насадков Для определе- ния направления скорости двух- мерного пл оско го потока. Кон- струкция этих насадков характер- на тем, что два приемных отвер— стия располагаются в плоскости, Рис. 2.2.12. Приемная часть флюгарок: совпадающей С той ПЛОСКОСТЬЮ, В ‚_ОСЬ; 2__флажок которои проводится измерение направления скорости потока. Для измерений газовых течений в ограниченных областях, в частности пограничном слое, должны ис- пользоваться насадки малых размеров. Такими малыми размерами от- личается (0-0 6 р а з н ый н а с а д о к, показанный на рис. 2.2.14.  Щи,-р) Р… и:  —\"\"`\""""`\`  '“ "’/111111111111111.  Рис. 2.2.13. Насадок для измерения направления пото- ка и его тарировочные графики:  ! и 2—- приемные отверстия для измерения направления потока; З—приемное отверстие для измерения полного давления (тари- ровочные графики построены для насадка с 0=1‚5 мм и 2 Ф= =70° при 1100 =33 м/сек)  В трехмерных пространственных дозвуковых потоках определе- ние направления скорости осуществляется насадком, показанным на рис. 2.2.15. Конструкция этого насадка предусматривает расположение приемных отверстий на поверхности сферического носка в двух взаим- но перпендикулярных плоскостях. *  78 
Измерения в с в е р х 3 в у к о в Ы х плоских потоках осуществляются с помощью к о н и ч е с к И х или к л и н о в и д н ых насадков (рис. 2.2.16). Приемные отверстия располагаются по обе стороны клиновидной по- верхности или на противоположных образующих конуса в плоскости изменения скорости.  1 _Фддхфцэ 5:  Рис. 2.2.14. Трехточечный насадок и его тарировоч- ный график:  !, З—приемные отверстия для измерения направления по- тока; 2—насадок полного напора  5 Ф5  ‹ 7.1.01”, ‚ііііііііі’л \\\\ ‚‹,‚е“”’"”,`"‘„’п \\ Ё№\\` _ игл,/11111114 " ‚и, ‚7 ‚го ' тием  ‘  учите ' . _, , ' _1 !, 4 ," 'О . Ф _‚АР’рііііііі!!/.‚Ёо“д'/ ”!Ж’г‘д/Аъ’аг'а ‚(”‘/'} "'-"': чип-пп №_&№\\\\\.  ?’- ')”‘1’,””„’„,”  №1-  , ‚("’/1111/‚1/1/1/1/14 . ' `  _`\\\ &`“  Ш  Рис. 2.2.15. Пятиточечный насадок:  !, 3, 4, 5—приемные отверстия для определения направления потока; 2—прием— ное отверстие полного напора; б—сферический корпус; 7—дренажные выведные трубки; 8—державка с обтекателем  Для всех пневмометрических насадков характерно симметричное расположение приемных отверстий относительно продольной оси насад— ка. Если эта ось совпадает с направлением потока, то давления в сим- метричных отверстиях будут равными. Ее отклонение вызовет различие в показаниях манометров, соединенных с приемными отверстиями. На измерении этой разницы и основано определение направления газового потока. Точность измерения пневмометрическими насадками составля— ет примерно 0‚5—:—1°. Существует два метода таких измерений. Первый из этих методов основан на выравнивании давлений в симметричных отверстиях и непосредственном определении направле- ния скорости. Для этой цели используется державка-координатник, по—  79 
зволяющий изменять ориентировку насадка в потоке. При этом доби- ваются такого положения насадка, при котором показания манометров выравниваются. Тогда ось насадка будет совпадать с направлением скорости набегающего потока. По шкале отсчета на лимбе координат— ника может быть измерен соответствующий угол поворота насадка, оп- ределяющий отклонение потока от какого-либо заданного направления.  5)  о) _ . М.., готб (00,3 р, р? _ д % &‘ @. ОС 6 у 15 _ М р, —р2‚ мм бод ст ",С 300 , 200 / ! 100 ‚. р-р,мм додс/п / 1 2 0 ! 500 г 2“- 3 и 5 ос. град / ' 250 , р, —р2‚ мм 6067 от “335 [Зи -.3 ›2 4 0 х 2 3 100 ,/ / О / '500  1 2 3 4 5 13. град  Рис. 2.2.16. Насадки для измерения направления потока при сверхзвуковых скоростях и их тарировочные графики:  а—конический; б—клинОВИДный (для конуса характеристика получена при МОО —2‚  а для клина при Моо =1,4)  В аэродинамических исследованиях такое отклонение может быть най- дено относительно продольной оси рабочей части аэродинамической трубы. Второй метод состоит в косвенном определении направления по- тока. По этому методу насадок устанавливаетсявпотоке так, чтобы ось совпадала, например, с продольной осью аэродинамической трубы. За— тем во время работы трубы записываются показания манометров, ис- пользуя которые, при помощи тарировочных графиков определяют соответствующий угол отклонения потока в рассматриваемой области. В качестве иллюстраций на рис. 2.2.13, 2.2.14 и 2.2.16 приведены тари- ровочные графики, полученые для насадков, изображенных на этих ри- сунках. Как видно, первый метод позволяет непосредственно определять на- правление потока, в то время как второй предполагает осуществление. дополнительных вычислений. При этом, однако, следует принимать во внимание, что реализация первого метода требует большего времени работы аэродинамической установки. Если это время невелико (как, например, при работе аэродинамической трубы кратковременного дей- ствия), то предпочтительнее второй метод, дающий возможность опре- деления отклонения потока по тарировочным кривым без затраты вре- мени на поворот насадка, предусмотренный в первом методе.  80 
5 2.3. ПРИБОРЫ дЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИЗМЕРЕНИЙ  1. Температура  Коэффициент восстановления. Для измерения темпера— туры газового потока применяются разнообразные по устройству при- боры, Действие которых основано на различных физических эффектах. Если чувствительный элемент такого прибора помещен в покоящуюся среду, то через некоторое время он принимает температуру этой среды, которая и регистрируется соответствующим измерительным устрой- ством. В потоке газа характер его теплового воздействия на температур- ный датчик будет иным. Обтекание неподвижного чувствительного эле- мента вызовет его нагревание до некоторой температуры Те. В общем случае эта равновесная температура отличается от температуры торможения газового потока То вследствие относительно слабого кон— вективного теплообмена между датчиком и движущимся газом, излуче- ния и теплопроводности датчика. Величина этой равновесной темпера- туры несколько меньше температуры торможения газового потока То. Для заданных условий обтекания имеется однозначная зависимость между Т8 и То, устанавливаемая в результате тарировки измерительно- го прибора. По соответствующему тарировочному графику и измерен— ной температуре Тв можно. определить температуру торможения То. Конструкцию датчика температуры можно охараКтеризовать к 03 ф - фициентом восстановленияг:  г = (Те—ТОО) ЦТО—Тео), (2.3.1)  где Тео—статическая температура ГЗЗОВОГО потока, определяемая как фУНКЦИЯ соответствующего ЧИСЛЕ! Маха ИЗ соотношения  ‚із—1 2 —1 ТОО = ТО(1 + 2 м…) . (2.3.2) Коэффициент восстановления, определяемый обычно путем тариров- ки измерительного прибора, зависит для данной конструкции датчика от чисел Моо и Не…, характеризующих его Обтекание вязким потоком сжимаемого газа. Если известно значение этого коэффициента, соответ- ствующее заданным условиям обтекания, то температуру торможения можно рассчитать по измеренной р авнов есной температуре Т В со— ответствии с (2.3.1) этот расчет ведется по формуле  Те ТО: г+(1—г)(Т„/Т0) * (233)  или с учетом (2.3.2) по выражению  То : Те _ (2.3.3’)  __ \_1 г+‹1—г›(1+Ё 211%)  Для различных конструкций датчиков коэффициент г изменяется от 0,6 до значения, близкого к единице. Для гт1 температура Те, как сле- дует из (2.3.3), равнаТо. Если же г;:Ы, то, чтобы рассчитать величину То на основе результатов опыта, необходимо дополнительно определить такие параметры обтекающего потока, как числа М… и Кеш, что позво- лит правильно выбрать коэффициент восстановления. Так как значительно проще использовать опытные данные для оп- ределения температуры в случае, если коэффициент восстановления гц 1, то при конструировании датчиков температуры торможения стре- мятся достигнуть величины г, практически равной единице. Если этого  81 
не удается достичь, то принимают меры, обеспечивающие такой коэф- фициент г, который хотя и отличался бы от единицы, но сохранялся по- стоянным при различных условиях эксперимента. Это также способст- вует повышению точности измерения. Рассмотрим некоторые образцы электронных термометров, наибо- лее широко применяемых в аэродинамических исследованиях.  '  '.  ' ‘ . " 9.2930! .  0: то920209203033010303051а 'О .  8.9.315  ‚952629.  `? .’26‘  ..1.'.:..; . $20: ".. .`  .. 0.6. . 9320. . .'д \"  _ _ ` 0'0'  33089696933  ‚одод' '  г.?" 'О'О,  . д'.  ` \\ \\\ \\ \  Ф \…) $“ М  Рис. 2.3.2. Датчик темпе- Рис. 2.3.1. Схема датчика тер- ратуры с термистором:  мометра СОПРОТИВЛЗНИЯ: ] _ термистор; 2 — платино-  вые выводы; 3 — манганино- вые провода с изоляцией; 4 — стеклянная трубка; 5 — текстолитовая втулка; б —— металлический корпус  [_рамка из изоляционного мате- риала; 2—спираль из платиновой проволоки; З—выводы  Основным элементом термометра сопротивления является проволочный датчик, соединенный с электронным усилителем. Этот уси- литель регистрирует изменение сопротивления датчика в зависимости от его температуры, значение которой находится по шкале измеритель- ного прибора, подключенного к выходу усилителя. Конструктивно датчик (рис. 2.3.1) представляет собой рамку из изоляционного материала 1 с намотанной тонкой проволокой 2, В ка- честве изоляционного материала обычно используется фарфор, а прово— лока диаметром от 0,05 до 0,3 мм чаще всего изготовляется из плати- ны. Такие платиновые датчики сопротивления обеспечивают высокую стабильность измерений и надежную работу термометра. К их недо- статкам можно отнести сравнительно большую инерционность, что не позволяет с необходимой точностью вести измерения быстро меняющей- ся температуры. Кроме того, такие датчики обычно имеют значитель— ные размеры, что позволяет определять ими только среднюю темпера- туру в некоторой области потока. Эти свойства датчиков определяют их применение в качестве эта— лонных при измерении температуры неподвижной среды. Их также ис- пользуют для измерения температуры газа в форкамере аэродинамиче- ской трубы, где скорости движения газа пренебрежимо малы. Для та- ких условий коэффициент восстановления датчика принимаем равным единице; в соответствии с этим температура Те, показанная датчиком, будет равна температуре То в форкамере. Одной из наиболее совершенных конструкций датчиков температу- ры является термистор, устройство которого основано на использо-  .82 ' 
вании полупроводников (рис. 2.3.2). В этом приборе использован изве- стный физический эффект изменения сопротивления полупроводника при изменении его температуры. Это изменение сопротивления реги— стрируется при помощи усилителя, к выходу которого присоединяется прибор со шкалой для снятия показаний температуры. Чувствительность термометра определяется как отношение измене- ния сопротивления датчика к соответствующему изменению темпера- туры. Эта чувствительность значительно выше у термистора, что дела- ет его пригодным для измерения весьма малых перепадов температур. К тому же термистор имеет небольшие разме- ры, а высокая чувствительность позволяет под- ключать его к измерителы—юму прибору без усилителя. При измерении термистором темпе- ратуры торможения газового потока с числа- ми Моо=0,35—:—О‚75 коэффициент восстановле- ния можно принять равным г=0,75. Термистор обладает еще одним преиму- ществом, обусловленным большим начальным элект- рическим сопротивлением. При таком сопротивлении потребляемая сила тока бу- дет мала, что делает воз—  “ . ““`“ ' \\Ш  \Ы  "и  4:  Ф15  … \\ \\“ж‘п\\\\  ' ‚.д.;  . ' 3969652030202  №  .  “дожди  . ..  \\“Ж/  ;: о.. "6330. '.:  "ардодоэджоэхо: О'Ч'Ё ‚о,  о...  $928.20.  -.-.‹...  .  . 96.11.9293»;  ":  1.  '.‘Е‘Ъ'Ч'ь’б ` '.  _' . "3493.39. \  ...ОХ  '  \\\“\\\ч\\\\\“\\в .\\\\\\.\`\'ь\\  3:52  " 'вёз;ог;о;огозэгёъ'едезе'гггдггга‚_ ээхгаъъэхогозхо: ‘: _., дек  ‚‘;?{91030302020202'Ж‘Ё  \  Рис. 2.3.4. р 2 33 С " ТЁРМОПЭР' Рис. 2.3.5. Термопар- ИС. . . . ХЗМЗ ИЗМЗР61'П.Я НЫИ ДЗТЧИК ный ДЗТЧИК с Экрани- ВЗЛИЧЧНЫ ТЗРМОЭЛ‘ЗКТРОДВН: С ОТКРЬГГЫМ рованным спаем: жущеи силы, развиваемои спаем: „ спаем термопары: „ ’ _ спа" термопары; 1—спаи тер- 2—вентиляционное от- ! — спай; 2 — проводочки спая МОПЭРЫ: верстие: 3 — ВЫВОДЫ: 2 — изоляция; 4 — изоляция; 5— вход- 3 — корпус; ное отверстие; б—корпус 4 —— выводы (экран)  можным использование автономного источника питания небольших раз- меров и применение соответствующей портативной переносной аппара- туры. Кроме того, малая сила тока обусловливает значительное время работы всей измерительной установки. К недостаткам термистора следу- ет отнести его не вполне надежную работу при сравнительно больших температурах. Допустимая температура, при которой датчик дает удов- летворительные показания, равна примерно 70-2—75° С. Рассмотрим термометр, основным элементом которого является дат- чик температуры в виде тер м о п а р ы, представляющей собой спай разнородных проводников. Такой спай при изменении температуры соз- дает термоэлектродвижущую силу, измерив которую, можно определить это изменение температуры. Соответствующая схема измерения пока— зана на рис. 2.3.3. В этой схеме регистрация термоэлектродвижущей силы производится милливольтметром. Если же напряжение, развивае-  83 
мое спаем, мало, то необходимо использовать электронный усилитель, к выходу которого присоединяется измерительный прибор со шкалой, градуированной в °С или К. При измерении температуры торможения таким датчиком следует иметь в виду, что коэффициент восстановления г зависит от его кон— струкции. Для датчиков, выполненных с открытым спаем термопары и установленных так, как это показано ‚_на рис. 2. 3. 4, коэффициент г=0‚68_—|_—0‚07. Такая сравнительно небольшая величина объясняется значительными потерями тепла спаем датчика вследствие излучения и теплопроводности. С целью увеличения коэффициента восстановления спай термопары экр анируют (рис. 2.3.5). На рисунке экран представляет собой ме- таллическую стенку корпуса 6, внутри которого размещается спай. Га— зовый поток, попадая внутрь корпуса через приемное отверстие 5, пре—  2 д  1  __ . "В *—  //////1/////// „%,/[Ж # 7 б 5  Рис. 2.3.6. Насадок для измерения температуры тор- можения:  ! — корпус насадка; 2 — уплотнение; 3 — державка; 4_— экран- (насадок); 5 -— термопара; 6 — вентиляционное отверстие; 7 — вы- воды  терпевает торможение. Истечение газа происходит через вентиляцион— ное отверстие 2, которое выбирается так, чтобы обеспечить в нем зву— ковую скорость. Это позволяет резко уменьшить скорость обтекания спая термопары, снизить за счет этого потери тепла и тем самым уве— личить коэффициент восстановления. Для датчика, показанного на рис. 2.3.5, коэффициент г может достигать величины 0,98. На рис. 2.3.6 показана другая конструкция экранированного датчик а. В этой конструкции экран представляет собой насадок 4, выполненный из двуокиси кремния, являющейся термоизоляционным материалом, и позволяющий поэтому значительно уменьшить потери тепла. У такого датчика коэффициент восстановления достигает значе— ний г=0,94—:—0‚998. Это наибольшие значения из тех, которые имеют современные температурные датчики. При больших сверхзвуковых скоростях разница между температу- рами спая и экрана может быть значительной, поэтому будут велики по- тери тепла и малы значения г. Чтобы избежать этого, применяют дат- чики с экранами, образуемыми несколькими цилиндрами (рис.2. 3.7). Для этой цели используется также датчик с подогреваемым экраном (рис. 2.3.8). Электрический подогрев такого экрана продолжается во время эксперимента до тех пор, пока температура установленной на нем вспомогательной термопары 4 не окажется равной температуре основ— ной термопары 3 внутри экрана 2. Ее значение и регистрируется изме- рительной аппаратурой. Такая конструкция датчика позволяет достичь значения коэффициента восстановления, почти равного единице. Из— меренная им температура будет соответствовать условиям полного тор— можения.  84 
Важным преимуществом всех рассмотренных термопарных датчиков является то, что они позволяют измерять температуру в широком диа— пазоне ее значений. К тому же весьма малые размеры спая, помещен- ного в поток, обеспечивают измерение температуры практическивточ— ке. При этом, однако, следует учитывать, что точность измерений та— кими датчиками сравнительно невелика. Для измерения температуры торможения может быть использован термоанемометр, который включается по схеме с постоянным током (см. рис. 2.2.1). Величина этого тока выбирается возможно меньшей, чтобы не вызвать изменения нагрева датчика, но достаточной, чтобы измерить его начальное сопротивление Ен. Во время опыта измеряется  Рис. 2.3.8. Датчик температуры торможения для больших скоростей:  ! —-питаиие подогрева экрана; 2—подогреваемый экран; 3—спай основной термопары; 4—вспомо— гательная термопара; 5— вентиляционное отвер- стие; б—вывоцы основной термопары  Рис. 2.3.7. Термопара с несколь— кими цилиндрическими экранами:  1 —- спай термопары; 2 —- цилиндриче- ские экраиы; 3 — изоляция и корпус; 4 -— выводы  сопротивление К… датчика, обтекаемого потоком. Соответствующую температуру этого датчика, нагреваемого в основном за счет торможе- ния газового потока, можно рассматривать как равновесную темпера— туру. Ее значение Т„‚=Те определяется при помощи зависимости (2.2.2) по измеренным сопротивлениям К… и Кн. Зная величину Те и ко- эффициент восстановления датчика, определяемый эксперименталь- но, можно по формуле (2.3.3) найти температуру торможения по— тока То.-  2. Теппопередача  Для измерения теплопередачи в высокотемпературных газовых потоках обычно применяется калориметрический датчик (рис. 2.3.9). Основным элементом этого датчика является медный калоримет- рический диск 8, закрепляемый с помощью теплоизолируюшей втулки в корпусе 10. С внутренней стороны к диску присоединяется спай тер- мопары 7, подключаемый к осциллографу, который регистрирует элек- тродвижущую силу, вызванную нагреванием спая. На рис.2.3. 10 приведена форма записи осциллографом соответству- ющего сигнала. По этой записи можно определить крутизну нараста- ния сигнала—отношеиие величины, характеризующей возрастание вы-  85 
т……  штчаш  Рис. 2.3.9. Калориметрический датчик: 1—тефлоновый диск; 2—эпоксидная смола; 3—гибкие выводы; 4—мягкий припой; 5—цемент; б—серебряный припой; 7—термоэлементы (Си—Хи диаметром 0,025 мм); 8—медный диск (диаметр 4,57 мм, толщина 0,254 мм); 9 — асбест; 10 — корпус  Н, мВ/сек  60 50  ЦБ 30 20 Ю мсек … \1/ П 55 №8 150 200 ‹;‚ккал/М-сек} Рис. 2.3.10. Осциллограмма сигна- Рис. 2.3.11. Тарировочная зависи— ла калориметрического датчика: мость для калориметрического  1—метки времени через 10 мсек; датчика  2—эталонное напряжение в 0,1 мв  ходного напряжения, к соответствующему промежутку времени. Затем из тарировочного графика (рис. 2. 3. 11) по значению крутизны Н на- ходится удельный тепловой поток с; от обтекающего газа к калоримет- рическому диску.  & 2.4. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ВЕСЫ  1. Общие понятия  Устройства, предназначенные для непосредственного измерения сил и моментов, действующих на летательный аппарат или его модель, ко- торые установлены в аэродинамической трубе, называются аэроди— нами ческими весами. По числу измеряемых составляющих аэро- Динамической силы или момента в какой-либо системе координат они подразделяются на однокомпонентные весы, двухкомпонентные и Т.Д. В пространственной декартовой системе координат, в частности ско- ростной, главный вектор аэродинамической силы, действующей на ле— тательный аппарат, можно разложить на три составляющие—лобовое сопротивление, подъемную и боковую силы, а главный момент—так- же на три составляющие, а именно: моменты крена, рысканья и танга- жа. В связанных осях соответствующие составляющие будут представ- лять собой осевую (продольную), нормальную и поперечную силы, а также моменты с аналогичными названиями. Все эти составляющие  86 
могут быть одновременно измерены шестикомпонентными веса- ми. Для измерения меньшего числа составляющих применяются весы с соответствующим числом измерительных каналов. Особо следует под- черкнуть, что важнейшим условием правильного конструирования мно- гокомпонентных аэродинамических весов является н ез а в и_си м о сть измерений по различным каналам, т.е. чтобы каждый весовой элемент измерял только соответствующую силу или момент и не реагировал бы на действие других составляющих. В зависимости от условий эксперимента могут применяться внеш- ние весы с измерительными элементами вне МОДели летательного ап- парата и внутр енние весы с расположением этих элементов внутри исследуемой модели летательного аппарата или же внутри какого-либо устройства, поддерживающего эту модель в рабочей части аэродинами— ческой трубы. Рассмотрим конструкцию и принцип действия весов, наи— более широко используемых для измерения аэродинамических сил и моментов. 2. Внешние аэродинамические весы  На рис. 2.4.1 показана схема часто применяемых в аэродинамичес- ких исследованиях т р е х к о м п о н е н т н ых внешних весов. Модель 1 летательного аппарата с помошью опорной стойки 2 устанавливается на поворотном круге б, перемещая который относительно плавающей ра  17  ._.__ _ 18  " /////// //// ‚' / / /////л//7'/////'/7/’/;/7//?%27/ //////// /‚  Рис. 2.4.1. Схема трехкомпонентных внешних аэродинамиче- ских весов:  1 — модель; 2 — опорная стойка; 3 — тяга; 4 — рычаг продольного мо- мента; 5 —- промежуточный рычаг; 6 —— поворотный круг; 7 — тяга; 8 —- промежуточный рычаг; 9 — весовой элемент продольного момента А 2 ; 10 — плавающая рама; „11, 12— суммирующие рычаги; 13— тяга; 14 —— промежуточный рычаг; 15 — весовой элемент подъемной силы У; 16 —— плавающая рама; 17, 18 — стержни; 19 — серьга; 20 — тяга; 21—уг- ловой рычаг; 22 — промежуточный рычаг; 23 — весовой элемент силы сопротивления Х  мы 10, задают углы скольжения Б. Одновременно через тягу 3, рычаг 4 и промежуточные рычаги '5 и 8 хвостовая часть модели соединяется ‹: весовым элементом 9, изменяющим момент тангажа М2 в вертикаль- ной плоскости. Угол атаки модели изменяется при повороте рычага 4 продольного момента вокруг его оси вращения. Плавающая рама 10 по— коится на суммирующих рычагах 11, 12, связанных через тягу 13 иры- чаг 14 с весовым элементом 15, регистрирующим величину подъемной  87 
силы У. Суммирующие рычаги установлены на плавающей раме 16 из- мерительного устройства лобового сопротивления Х так, что позволяют раме 10 перемещаться только в вертикальном направлении. Последняя рама покоится на комбинированных маятниковых подвесах, обеспечи— вающих ей перемещение только в горизонтальной плоскости. Эти подве- сы состоят из стержней 17 и 18, работающих соответственно на растя- жение и на сжатие, и серег 19. Через тягу 20, угловой рычаг 21 и проме- жуточный рычаг 22 усилие от рамы 16 передается к весовому измери- тельному элементу 23 лобового сопротивления. В качестве весовых элементов могут использоваться рычажные измерительные устройства. Такой весовой элемент (рис. 2.4.2) состоит  3 2  '? 3 Ч 5 4; 5  ___—___-  б 1  Рис. 2.4.2. Рычажный весовой элемент:  1 —- тяга; 2 — опорный нож; 3 —— траверсы: 4 — направляющие трубы; 5—урав- новешивающие грузы; б —— стрелка; 7-— стойка с индексами; 8 — рычаг  из рычага 8 с опорным ножом 2. С одной стороны к рычагу подходит тяга ], передающая усилие, которое складывается из веса модели и де— талей конструкции весов, а также действующей аэродинамической си— лы, а с другой стороны с этим рычагом соединены при помощи траверс 3 направляющие трубы 4 и стрелка 6. На верхней трубе обычно нано— сится шкала в граммах, а на нижней—в килограммах. Изменяя поло- жение грузов 5 на направляющих, можно добиться до начала опыта уравновешивания весов, которому соответствует совмещение стрелок ‚с начальным индексом на стойке 7. Причем для такого уравновешива- ния могут устанавливаться дополнительные грузы. При продувке в аэродинамической трубе измеряется сумма двух аэродинамических сил, одна из которых действует на модель, а другая —на поддерживающие эту модель устройства, размещенные в потоке (на рис. 2. 4.1 стойка 2 и тяг'а 13). Для нахождения силы, действую- щей только на модель, из суммарного усилия вычитается составляющая, приходящаяся на поддерживающие устройства. Эта составляющая оп- ределяется в результате продувки поддерживающих устройств без мо— дели или с удобообтекаемой моделью, для которой известны соответст- вующие аэродинамические силы. В отличие от рассмотренной конструкции весов с жесткими поддер- живающими устройствами в аэродинамических весах с гибкой под- веской модель летательного аппарата в рабочей части аэродинами- ческой трубы устанавливается с помощью проволочек, тросов или ме- таллических лент, натяжение которых обеспечивается специальными грузами или пружинами. На рис. 2.4.З,а показана схема такой подвес— ки, которая должна обеспечивать растяжение проволочек, идущих кве- совым элементам, при действии на модель аэродинамической силы. Обычно для этой цели модель летательного аппарата устанавливается в перевернутом положении. Лобовое сопротивление измеряется весовым элементом ], связанным с натянутой проволочкой, проходящей через узел крепления А, а подъ- емная сила У находится по показаниям двух весовых элементов 2 и 3,  88 
к которым подходят проволочки соответственно из узлов В И С. Соот— ветствующие схемы Действия сил в узлах А, В И С, определяемые по известным правилам механики, приведены на рис. 2.4.3, 6. Из этих схем видно, что прИ действии на модель аэродинамических сил натяжения  62%? +›‹  еть/ё  Рис. 2.4.3. Схема установки модели на гибкой подвеске (а):  1—весовой элемент для измерения силы сопротивления; 2, З—ве- совые элементы для измерения соответственно составляющих У. и № подъемной силы; 4—нити подвески; б—кронштейны; б—мо- дель; О; и од,—грузы для натяжения нитей подвески и схемы действия сил в узлах А, В, С 6)  проволочек, подходящих к весовым элементам ], 2 и 3, будут соответ- ственно равны  х + 62 1/ 9/2, У, + с„ и, + 021/52/2, (2.4.1)  где 61 И 02—грузы для натяжения проволочек; У1 И У2—компо- ненты подъемной силы. Перед началом измерения весовые элементы балансируются, поэто- му при продувке их показания непосредственно будут соответствовать значениям Х, Уд и У2. С учетом этого подъемная сила определится вви- де суммы показаний весовых элементов 2 И 3, т. е. У=У1+У2. Гибкая подвеска по сравнению с жестким поддерживающим устрой- ством вносит значительно меньшие возмущения в поток, обтекающий модель, что позволяет осуществлять более точные измерения действую- щих сил И моментов. При этом следует иметь в виду, что для установ- ки больших моделей в аэродинамических трубах применяют только жесткое крепление, обеспечивающее необходимую механическую проч- ность. При использовании весьма значительных по размерам моделей ле- тательных аппаратов или их натурных образцов уже становится неце- лесообразным по соображениям прочности применение конструкций ве- сов с верхней подвеской. В этом случае обычно используются аэроди- намические весы с жестким поддерживающим устройством И нижним расположением рамы. Общий вид таких весов, применяемых в Цен- тральном аэрогидродинамическом институте (ЦАГИ) им. проф. Н. Е. Жуковского, показан на рис. 2.4.4. Аэродинамические весы с механическими элементами позволяют оп— ределять аэродинамические усилия с точностью ДО 0,1%. Такие весы,  89 
требующие значительного времени для уравновешивания и снятия по- казаний с весовых элементов, нельзя применять на аэр0динамических установках кратковременного действия, т. е. с малой длительностью об- текания исследуемой модели.  Рис. 2.4.4. Установка модели самолета на внешних аэро- динамических весах:  ! — моцель; 2 — поддерживающее устройство  Рассмотрим 3 л е к т р 0 М е х а н и че с к и е измерительные устройства аэродинамических весов. От механических они отличаются тем, что для перемещения уравновешивающих грузов применяется электрический привод. Схема такого электромеханического рычажного весов`0го эле-  ":  Рис. 2.4.5. Рычажный электромеханический весовой элемент:  1 — тяга; 2 —— корпус; 3 —- реверсивный электродвигатель; 4 — х0довой винт; 5 — уравновешивающий груз; б —— отсчетное устройство; 7 — подвижный контакт; 8 — неподвижные кон- такты; 9 — переключающее устройство  мента показана на рис. 2.4.5. Перемещение уравновешивающего груза 5 осуществляется при помощи ходового винта 4, связанного с реверсивным электродвигателем 3. Электродвигатель включается при выходе весов из равновесия в результате замыкания одного из неподвижных контак— тов 8. При этом изменение направления вращения электродвигателя осуществляется с помощью переключающего устройства 9 и зависит от того, какой из неподвижных контактов 8 замкнется. Работа электро- двигателя прекращается, когда подвижный контакт 7 займет нейтраль-  90 
ное положение. В этот момент с отсчетного устройства снимаются по- казания весового элемента, измеряющего соответствующую составляю- щую аэродинамической силы. Применение электрического привода позволяет уменьшить время, необходимое для уравновешивания весовых элементов, и тем самым ус- корить и повысить точность измерений. Это позволяет также исполь- зовать вычислительные машины и проводить обработку опытных дан- ных в ходе эксперимента. Принцип работы электрических весовых элементов аэродинамичес— ких весов основан на применении электрических датчиков уси— л и й. Наиболее распространенными среди них являются т ен з 0 м ет р и- ческие датчики. У таких датчиков аэродинамическая сила вызыва- ет деформацию упругого тензоэлемента, что приводит к изменению его электрического сопротивления. По измеренной величине этого измене- ния сопротивления' можно“ определить соответствующую аэродинами- ческую силу. , Конструктивно упругие элементы выполняются так, что они имеют наименьшую жесткость относительно одной из осей. При приложении нагрузки вдоль этой оси возникает наибольшая деформация этого эле— мента. В других направлениях жесткость упругого элемента значитель- но больше, и'если действуют усилия в направлении других осей, то де- формация упруго-гоьэлемента пргікТ'ичеСки отсутствует.. На рис. 2.4.6‚а показана схема аэродинамических весовсвнешними тензодатчиками усилий. *Все упругие элементы _(__1‚ 2, 3) имеют одинако— вое устройство и вьіполнеНЬт. в виде прямоугольника. Две стойки 4 из— готовлены более тонкими и на них наклеиваются тензодатчики. Утол- щенные перекладины 5 и '5’ упругих элементов соединены соответствен- но с обтекателем 9 и тягами б, передающими аэродинамические силы. Конструкция упругих элементов такова, что ось наименьшей жесткости перпендикулярна к тонким стойкам, а приложенное усилие совпадает с направлением этой оси и Вызывает деформацию изгиба стоек, кото- рая и измеряется тензоэлементами. Согласно рис. 2.4.6 модель летательного аппарата 7 закрепляется на дугообразной стойке 8, закрытой обтекателем 9. Аэродинамическая сила, действующая на модель, передается через стойку и тяги б кве- совым элементам ], 2, 3. При этом они установлены таким образом, что элемент ] измеряет только нормальную силу М, а элементы 2 и 3 воспринимают соответственно осевую силу К и момент тангажа М,. При изменении углов атакимодели обтекатель поворачивается относительно начала координат (см. рис. 2.4.6) вместе со стойкой, упругими элемен- тами и моделью. На рис. 2.4.6,б приведена электрическая схема соединения тензо— датчиков. Рассмотрим порядок определения действующих сил. На упругий элемент ] наклеены тензодатчики 12—2—13’, которые соединены в соот- ветствующую мостовую схему. Так как этот элемент деформируется только под действием нормальной силы №, то его деформация и, следо- вательно, выходное напряжение АПы моста будут пропорциональны этой силе, т.е. АП№=1г11\/‚ где іе1—тарировочный коэффициент. Во вре- мя эксперимента измеряется выходное напряжение, а затем рассчиты- вается нормальная сила №=АП№/іг1. Упругие элементы 2 и 3 воспринимают одновременно осевую силу 1? и момент тангажа М,. Для того чтобы получить выходные сигналы, пропорциональные только одной составляющей, т. е. АПН:/еж и АПмг =Ё3М2, где 1:52 и ігз— соответствующие тарировочные коэффициен— ты, определяемые опытным путем, применяются специальные мостовые схемы соединения тензода-тчиков. Так как упругий элемент 2 деформи-  91 
руется под действием осевой силы 1? и момента М:, то очевидно, что выходной сигнал АШ с мостов, собранных из датчиков 14—2—15’ и ]б—і—17’, наклеенных на него, можно представить в виде суммы двух сигналов, пропорциональных силе К и моменту М::  АЩ : Аиё + №34.  \ ""іііі” ‚"‘. "1101,11”,  "’. ’,”1””"”  ”‘.  """""""""" \\\\\\ \\"\"`\`\"""  Рис. 2.4.6. Внешние трехкомпонентные тензометри- ческие весы: а— схема устройства: 1, 2, З—упругие элементы; 4—тонкие стойки; 5, 5’ — перекладины; б—тягн; 7— модель на дер- жавке; 8 — дугообразная стойка; 9 —— обтекатель; 10 — стенки  аэр0динамической трубы; 11—кожух весов; 12+21—тензо— датчики; б—электрические схемы соединения тен30датчиков  Для мостов, собранных из датчиков 18—3—19’ и 20+21’, наклеенных на упругий элемент 3, можно записать  Аи, : Ша" + АПЗ”.  При установке одинаковых упругих элементов 2 и 3 так, как это показано на рис. 2. 4. 6, а, под действием силы К оба элемента будут претерпевать деформации одного знака, и, следовательно, выходные напряжения мостов, пропорциональные осевой силе, будут равны, т.е. АПЗ =АП5. Под действием момента М2 в упругих элементах 2 и 3 воз- никают деформации противоположных знаков, поэтому напряжения, пропорциональные моментам, будут одинаковы по величине, но проти- воположны по знаку, т. е. АП_’‚2‘4=—АПЁ4. Если мостовые схемы К14+К1э и К18+К19’‚ составленные из датчи- ков, наклеенных соответственно на упругие элементы 2 и 3, соединить так, чтобы выходной сигнал АП всей схемы был равен сумме сигналов с указанных мостов, то полученное напряжение будет пропорционально только осевой силе К. В соответствии с этим  АП : АШ + АПЗ : ШЗ? + №34 + №5 + 130%“.  При ЭТОМ, учитывая, ЧТО №5 : №53 и №34 :_ №94, 
получим АП : зашё—  Величина этого сигнала АП=АПВ И определяет осевую силу в соответ- ствии с зависимостью АЦн=іг2К Если мостовые схемы из датчиков 16—1—17’ и 20+21’ соединены так, что сигналы с этих мостовых схем вычитаются, то выходной сигнал Аимгбудет пропорционален только моменту М2 и можно написать соот-  ношение АПМ2=Ь3М2. Во время эксперимента измеряют АПВ и АПМ2‚ а соответствующие сила и момент находятся из выражений:  Н : АПК/1%, Мг : АПМЗ/ігз. (2.4.2) Аэродинамические весы с тензометрическими элементами позволя- ют измерять силы и моменты с точностью до 1%. Причем для таких из- мерений требуется сравнительно небольшое время. Одновременно при- менение электрических весов позволяет автоматизировать измерения, что особенно важно при кратковременных продувках в аэродинамиче- ских трубах. Следует также учитывать, что такие весы предусматрива- ют использование специальных высокочувствительных электронных усилителей.  3. Внутренние аэродинамические весы  Рассмотрим конструкцию простейших внутренних аэродинамических весов для измерения осевой силы (рис. 2.4.7). Их электрический весо- вои элемент, располагающиися внутри модели, соединен с этой моделью и одновременно с державкой. Под действием осевой силы К изгибаются тонкие вертикальные стой— ки 4 с наклеенными на них тензодатчиками. 5+8. При таком закрепле- нии упругого элемента другие составляющие аэродинамической силы и  а) \ ‚.  \  "5 6 7 8  Рис. 2.4.7. Внутренние аэродинамические весы для измерения осевой (продольной) силы:  а— схема установки медели на весах: ] — МОДель; 2 — весовой элемент; 3 — державка; б —- устройство весового элемента: 4 — вертикальные упругие стойки; 5—8 —— тензодатчики; в— электрическая схема соединения тен30датчиков  моменты вызывают пренебрежимо малые деформации, которые прак- тически не воспринимаются датчиками. Для регистрации изменения тензосопротивления применяется элек- тронная аппаратура (усилитель и осциллограф), по показаниям кото-  93 
рой определяется действующая аэродинамическая сила. В соответст- вии с рис. 2.4.7 это показание определяется разностью потенциалов мо— ста АП. С учетом этого значения осевая сила К=АЩіг (где !г—тари- ровочный коэффициент установки). В исследованиях применяются одновременно несколько весов или же одни весы используются для измерения ряда параметров. В этих слу-  Рис. 2.4.8. Двухкомпонентные внутренние аэродина— мические весы:  а—схем-а установки медели на весах: 1—модель; 2—весо- вой элемент; З—державка; .6— устройство весового элемента; 4:11 —тензодатчики; !2—центральный стержень; 13—наружные стержни; 14—сое— динительное звено; в—электрические схемы соединения тензодатчиков  чаях для регистрации измеряемых величин применяются многоканаль- ные тензостанции (см. рис. 2.1.12). На рис. 2.4.8 показана схема двухкомпонентных внутренних аэродинамических весов для измерения нормальной силы М и момента тангажа Мг. Упругий элемент _весов представляет собой стержень, со- единенный одним концом с моделью, а другим с державкой. Средний элемент стержня с наклеенными датчиками выполнен утолщенным и воспринимает основную часть нормальной силы. Наружные элементы 13 с датчиками посередине изготовляются более тонкими и деформи- руются под действием силы № и момента тангажа М2. Причем эти эле- менты, претерпевая растяжение (сжатие), воспринимают небольшую часть силы М, а изгибаясь—почти целиком момент тангажа. Централь- ный стержень 12 при нагружении моментом М2 играет роль упругого шарнира, вокруг которого поворачиваются толстые соединительные звенья 14. Порядок соединения тензодатчиков в мосты выбран таким, чтобы обеспечить на выходе схемы напряжения, пропорциональные только одной составляющей. Рассмотрим схему моста для измерения нормаль- ной силы №. Соединение датчиков 8+11‚ наклеенных на средний элемент  94 
12, показано на рис. 2.4.8, в. Датчики 8 и 9 включены в разные плечи моста. Если на упругий элемент Действует нормальная сила, то эти дат— чики регистрируют Деформации разных знаков и на выходе появляется сигнал АП№=Ё1М Так как при действии момента центральный элемент играет роль упругого шарнира, то Датчики 8 и 9 представляют дефор- мации одного знака (это относится и к датчикам 10, 11) и, следователь- но, не нарушится начальная балансировка моста.  а)  Рис. 2.4.9. Трехкомпонентные аэродинамические весы:  а—схема установки модели на весах: 1—модель; 2—ве- совой элемент; 3 — державна; б—устройство весового элемента: 4—упругнй элемент для измерения осевой силы; 5—упругий элемент для измерения нормальной силы и момента тангажа; б+17—тензодатчики; в—эЛектрические схемы соединения тензодатчиков  Теперь рассмотрим схему моста для измерения момента тангажа М2 (см. рис. 2.4.8‚в). По этой схеме датчики 4 и 5, наклеенные на вер- хний наружный элемент _13, включены в разные плечи моста. Если на упругий элемеНт действует только нормальная сила, то эти датчики регистрируют деформации одного знака, так как наружная часть 13 упругого элемента подвергается только растяжению (сжатию). Следо- вательно, в разных плечах моста сопротивления изменяются на одина— ковую величину. Такое изменение сопротивлений не нарушит баланси- ровки моста и не вызовет сигнала на выходе. Сказанное относится и к датчикам б, 7, наклеенным на нижний элемент 13, Воздействие момента на элементы 13 вызывает их изгиб, и датчи- ки 4,5 зарегистрируют деформации разных знаков. В этом случае на выходе моста появится сигнал, пропорциональный моменту, т.е. АПМ2 = =Ё2М2. Этот момент М, определяется относительно электрической оси. Если линия действия аэродинамической силы пересекает электрическую ось, то это не вызывает сигнала на выходе моста, регистрирующего мо- мент.  95 
Рассмотрим устройство и принцип действия трехкомпонент— ных аэродинамических весов для измерения осевой К и нормальной А/ сил, а также момента тангажа М2 (рис. 2.4.9). Упругий элемент 4 для измерения осевой силы выполнен в виде пря— моугольника. На левый тонкий стержень этого элемента, изгибающийся только под действием осевого усилия, наклеены тензодатчики 14+17. Упругий элемент 5 предназначен для измерения нормальной силы М и момента Ми. На нем попарно наклеены датчики б+13. Электрические схемы соединения датчиков приведены на рис. 2.4. 9,8. Каждый мост подключается к отдельному каналу тензостанции, выходы которых связаны со шлейфовым осциллографом Внутримодельные тензометрические весы позволяют измерять аэро— динамические силы и моменты с точностью до 1%. При этом отсутст- вие сложных поддерживающих устройств, таких как у механических или электромеханических весов, позволяет значительно уменьшить вли- яние державок на обтекание исследуемой модели и тем самым повы- сить точность измерений.  4. Аэродинамические весы с пьезоэлектрическими датчиками усилий  На рис. 2.4.10 представлена схема внутренних аэродинамических весов с трехкомпонентным пьезоэлектрическим датчиком усилий. Кор- пус датчика закрепляется на державке 3. Усилия, действующие на ис- следуемую модель летательного аппарата, передаются через втулку на внутреннее кольцо 8 датчика. Внутри кольца помещаются три пары кольцевых пьезоэлементов (4, 5, б) толщиной примерно 1 мм. При этом  а) ! 2 3 ` 7/ ‚[[/”,[1/1///,///„//’/////////Ш ‚ , , . _, ‚ Н 1 | ’ 11 [ |*___'__.1  Рис. 2.4.101. Трехкомпонентные внутренние аэроцинамические весы:  а—схема установки медели на весах: 1—МОДель; 2—трехкомпонент- ный пьезоэлектрический датчик усилий; 3—державка; б—устройство пьезоэлектрического датчика: 4—пьезокристаллические пластины для измерения осевой силы; 5—пластины для измерения бо- ковой силы; б—пластины для измерения нормальной силы; 7—выво- ды; 8—внутреннее кольцо  96 
расположение пьезоэлементов таково, что они имеют взаимно перпенди- кулярные оси чувствительности, а предельно допустимое давление на кольцо составляет около 15 кГ/мм'2. В соответствии с этим возможное усилие, измеряемое датчиком, не превышает`500 кГ. Первая пара пьезоэлементов 4 (см. рис. 2.4.10) работает на сжатие и измеряет усилие К, направленное вдоль оси ;и. Две другие пары (5, 6), измеряюшие соответственно усилия А! и 2 вдоль осей Ш и 21, работают на сдвиг. Следует отметить, что чувствительность пьезоэлементов, рабо- тающих на сдвиг, вдвое выше работающих на сжатие и достигает 45+46 пк/кГ . Во время эксперимента измеряется заряд с;, образовавшийся на гра- нях кристалла. Соответствующее усилие, вызвавшее этот заряд, Рав- но Р=с]/іг (где [т,—тарировочный коэффициент весов). Например, ес- ли усилитель позволяет измерить заряд в 0,03 тс, а тарировочный коэф— фициент Аг=22 ГИС/КГ, то минимальное определяемое усилие равно 0,0015 кГ . Применение таких датчиков вызывает необходимость весьма тща— тельной их установки относительно модели, с тем чтобы уменьшить вза- имное влияние измерительных каналов и тем самым устранить возмож- ные ошибки измерений, которые могут быть у пьезоэлектрических ве- сов значительными. Например, ошибка при измерении усилий в попереч- ном направлеиии, обусловленная влиянием других измерительных каналов, может достигать і—:-2% и более. Для снижения этого эффек- та наряду с точной установкой весов применяют специальные электрон- ные схемы, ограничивающие воздействие других каналов и позволяющие получать на выходе каждого из них сигнал, практически зависящий только от одной соответствующей составляющей аэродинамического усилия.  5. Аэродинамические весы для измерения сил и мементев летательных аппаратов, совершающих колебательные движения  Рассмотрим весы, предназначенные для измерения момента демпфи- рования, возникающего при колебаниях летательного аппарата. На рис. 2.4.11 показаны такие весы, получившие название уп ругого ша рнир а. Упругий элемент, расположенный на державке 4 и соеди- ненный с моделью ], представляет собой три перекрещивающиеся балоч- кн (7, 7, 8), причем на средней 8 наклеены тензодатчики 3. Такая кон- струкция упругого элемента допускает угловые перемещения модели, т. е. этот элемент играет роль шарнира. Спусковое устройство отклоняет модель от нейтрального положения и удерживает ее в этом состоянии, жестко связывая между собой модель, упругий элемент и державку. При помощи этого устройства можно устранить такую жесткую связь и тем вызвать колебательное движение модели. Ось 9, относительно которой совершаются колебания, проходит через середины балочек. При этом отклонение модели вызывает дефор- мацию балочки 8 с наклеенными тензодатчиками. В потоке трубы характер колебаний определяется наряду с упру- гими силами, возникающими в балочках, также демпфирующим момен- том :и моментом тангажа и описывается следующим дифференциальным уравнением: 12 420: 4:2 где „ТЗ—момент инерции колеблющейся массы; ос—угол отклонения модели (угол атаки); со; —угловая скорость; МЗ, МЗ:—производные от момента демпфирования соответственно по ос=сіос/аіъ‘ и по (92; М? , М&—  —(М2°°+м;°г) $$$—( З+мг°ц)оа=о‚ (2.4.3)  7—927 97 
произвщные по а соответственно от момента тангажа и момента, созда- ваемого упругим шарниром. Во время эксперимента записывается характер изменения по време— ни ! выходного сигнала М] с моста (см. рис. 2.4.11‚б)‚ определяющего в соответствии с формулой АН=Ёа угол атаки (Аг— тарировочный коэффици- ент). После обработки со- ответсвующей осциллограм- = Щ мы получают зависимость `_"“ "“’—"' а=а(1‘). Подставив опыт- `№ ные данные в уравнение (2.4.8) и проинтегрировав его, находят сумму (МЗ—і— _+М;°2).  Как известно, для обес- печения подобия между дви— жением летательного аппа- рата, совершающего колеба- ния, и колебанием модели в аэродинамической трубе . должно быть соблюдено ра- ` 8 венство чисел Струхаля на- ` турного и модельного про— цессов. Этому требованию должна отвечать и конст- ‚ рукция весов. В соответст- \? ‚ 0. вии с этим требованием у та- ` ‚"47 . ких весов частота собствен- `°`°` ных колебаний будет доста— ' " \ точно большой и может до- а:. _ ' стигать 120—3—150 гц. Однако 5 9 при этих частотах амплиту— ды колебаний модели полу- чаются сравнительно не- большими (порядка несколь- И ких градусов), в то время Рис. 2.4.11. Весы для определения момента дем- как У натурных Образцов пфирования: они часто значительно боль- а—устройство весов: 1—модель; 2—упругий элемент ше. ЭТОТ недостаток весов (ШЗРНИР); 3'—теНЗОДаТЗЁЁЁёйЁт-ЁОЁЪеРЖЗВКЗ; 5—СПУСКОВОВ ограничивает их применение  б—электрическая схема соединения тензодатчиков; Кдъ теми СЛУЧЗЯМИ, когда ам-  Кд2 _ электрические сопротивления датчиков; К], Кгре° пл ИТУДЬ1 кол ебаний, соотв ет_  зисторы плеч моста; в—внешний вид упругого элемента: б—основания; СТВУЮЩИе реаЛЬНЫМ УСЛОВИ'  7—крайние балочки; 8—центральная балочка с тензо— _ датчиками; 9—ось, относительно которой происходят ко- ЯМ полета’ НЭВЭЛИКИ И бЛИЗ  лебания КИ К ЭКСПЭРИМЗНТЗЛЬНЫМ 3Н8Ч6НИЯМ.  & 2.5. ОПТИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ  Широкое применение в аэродинамике получил оптический метод ис- следования газовых течений, основанный на известном оптическом эф— фекте зависимости скорости света в газе от его плотности. Изменение скорости света определяет соответствующее изменение коэффициента преломления газовой среды согласно зависимости п=с/со(с и со—скорости света соответственно в газе н пустоте). Связь между коэффициентом преломления п и плотностью газа р определяется  98 
формулой п = 1 + (по— 1›р/р… (2.5.1)  в которой по И ро —соответственно начальные значения коэффициента преломления и плотности газа. Эффект изменения скорости света и коэффициента преломления в оптически неоднородном потоке газа, которым является возмущенное течение, используется при конструировании оптических приборов Для визуализации обтекания моделей летательных аппаратов.  1. Зеркально-менисковый прибор конструкции д. д. Максутова  Зеркально-менисковый прибор, широко используемый в аэродинами— ческих исследованиях, относится к типу теневых оптических прибо- ров. Схема такого прибора (модель МАБ-451) показана на рис. 2.5.1.  Рис. 2.5.1. Оптическая схема прибора МАБ-451:  ] —— источник света; 2 —— конденсор; 3 —- щель; 4 — диагональное зеркало осветительной части; 5—объектив осветительной части; б—объектив приемной части; 7—диагональное зеркало прием- ной части; 8— нож Фуко; 9—фокусирующий объектив; 10— эк- ран; !1—исследуемая газовая среда  Его осветительная часть включает источник света ], конденсор 2, вход- ную щель 3, диагональное зеркало 4 и объектив 5. В приемную часть прибора входят объектив б, диагональное зеркало 7, непрозрачная пластина (нож Фуко) 8, фокусирующий объектив 9 и экран 10. При этом объективы 5, 6 «и диагональные зеркала 4, 7 выбраны одинаковы- ми. С помощью фокусирующего объектива 9 добиваются четкого изо- бражения газового пот-ока на экране 10. Непрозрачная пластина уста- новлена в фокусе объектива приемной части так, что ее кромка парал- лельна длинной стороне входной щели 3. Теневой прибор работает следующим образом. Изображение светя- щейся нити источника ] проецируется с помощью конденсора 2 на входную щель. Отраженный от диагонального зеркала свет, пройдя через объектив вдоль оптической оси осветительной части, выходит рав— номерным параллельным пучком к участку исследуемого газового по—  7* 99 
тока. Лучи света затем попадают в приемную часть и собираются в фокусе объектива 6. В результате получается четкое изображение уча- стка газового потока на экране 10. ., Перед началом эксперимента лезвие ножа Фуко в фокальнои пло- скости объектива 6 устанавливается так, чтобы перекрыть часть изобра- жения щели 3 (см. рис. 2.5.1). В та— : 1 2 ком положении (рис. 2.5.2) нож Фу— “%%—т ““““““ ?( ”””” “]"—"‘“ 3 ко отсекает часть лучей и вызывает  равномерное затемнение изображе-  | 1 1 , ”)”/757 @ЖЙЁ‘ЙЁЁЁНЁЙ 17%” ния, наблюдаемого на экране. №№ При прохождении лучей света  через возмущенную газовую среду  Рис. 2.5.2. Кромка ножа Фуко в тене- с переменной плотностью изменяет- ВОМ ПрИборе3 СЯ ИХ ПЗРВОНЗЧЭЛЬНОЗ НЗПРЗВЛБНИЭ 1—начальное изображение щели; 2—сме- Нд УГОЛ отклонения в., ЧТО вызывает щенное изображеЩЁе затон, З—кромка но- смещение ИЗОбРЭРКЭНИЯ ЩЗЛИ В ф0_  кальной плоскости на величину Ша. Если смещение увеличивает высоту части щели над кромкой ножа, то освещенность изображения возраста— ет. И, наоборот, при смещен-ии изображения к кромке ножа Фуко осве- щенность уменьшается. _ В исследуемом газовом потоке с неравномерным распределением плотностей углы отклонения в будут не одинаковы для различных уча- стков этого потока. Поэтому будут отличаться соответствующие смеще- ния Ай, а следовательно, неоднородной будет и освещенность изображе— ния. На экране возникает теневая картина этого изображения—отсюда и название измерительного устройства конструкции Д. Д. Максутова — теневой оптический прибор. Относительное изменение освещенности, или ст е п е н ь ко н тр а ст— но сти изображения характеризуется отношением изменения количе- ства падающего света к полному световому потоку и определяется зави- симостью  е=АШщ‚ шли  где Шт—смещение изображения щели; Щ —начальная высота открытой части щели (см. рис. 2.5.2), так как световой поток прямо пропорцио- нально зависит от величины открытои части щели. &! Смещение, вызываемое отклонением лу— ча на угол е,  [д Ан=ды (25$ ‚\ 5 где Ь—фокусное расстояние объектива 2\0 №45 приемной части. \ 2 С учетом (2.5.2) и (2.5.3) степень конт- ц растности  е=№щ. шви  Угол отклонения, зависящий от измене— ния коэффициента преломления,  4 '5 "]  _ . '! Рис. 2.5.3. Схема преломле— [18 _ [Ёгадп 6131.1”, (255) НИЯ СВС'ГОВОГО луча, ПРОХО- . ___ т ч аэродинамической трубы: векторов: 1—смотровое окно; 2—входя- . дп . . дп дп щий луч; З—выходящий луч; Егаё п = ;… _. _,— ] __ + ___ 4—первоначальное направление дх ду д. луча  и а'з : іаЁх —}— ]сіу + 13612. 100 
Вектор вёз определяет элементарную величину и направление пути рас- пространения света в возмущенном потоке газа. Из решения уравнения (2.5.5) можно определить суммарный угол отклонения при прохождении лучом пути длиной 5:1, вдоль оси 2  (рис. 2.5.3): [.  (.; . Ё.) аг. (2.5.6) п ду /  8), :  . \  Эту зависимость можно использовать для нахождения угла в в двух— мерном (плоском) потоке, для которого (Эр/(32:0 и, следовательно, ддт/(32:0. В соответствии с этим И с учетом (2.5.1) находим  е = ”Г 1. Ь (ЁЁ). (2.5.7) ”о 90 ду  Используя это выражение, определим в соответствии с (2.5.4) степень контрастности:  (, : Ь_№_—_1__Ь_{Ё)_ (2.5.8) 111 по ро \ ду  Формула (2.5.8) характеризует влияние на степень контрастности изменения плотности в направлении, перпендикулярном кромке ножа Фуко. При этом освещенность экрана сохранится одинаковой, если  (‚$  то -\- _‘‚ 1:  Рис. 2.5.4. Теневая фотография обтекания крыла при установке кромки ножа Фуко перпенцикулярно направлению вектора скорости:  1 — скачок уплотнения; 2 -——- зона разрежения  плотность газа будет изменяться вдоль оси, параллельной кромке ножа. Тогда отклонение света вызовет смещение изображения щели парал— лельно кромке ножа Фуко. Сравнением фотографии обтекания МОДели летательного аппарата и ее начального изображения («нулевой» фотографии) можно опреде—  101 
лить ДЛЯ каждой точки исследуемого участка потока изменение осве- щенности, затем по формуле (2.5.8) вычислить относительное измене- ние плотности и, наконец, найти ее абсолютную величину. Следует сказать, что на практике сравнительно редко используется метод теневых фотографий для количественной оценки плотности и дру- гих параметров газовых течений. Наиболее широкое применение этот метод нашел при исследовании аэродинамического спектра, характери- зующего качественную картину обтекания. Такие спектры обтекания изображены на теневых фотографиях профиля крыла, расположенного в сверхзвуковом потоке (рис. 2.5.4 и 2.5.5). Одна из них получена при условии, что кромка ножа Фуко устанавливалась перпендикулярно направлению набегающего потока, а вторая—параллельно этому на-  ,:‘Ё .‘ач № “№ ‚“"“-' «з % ”% я}? '1 ‘ _. ` & «9 °“ _ ‘ и « -- `! „% .- ‘.‚к _ “_ _" ёё @ ‚_ \ , ’ ‘“ ‹.›—‹:':-=і-’` і " & `,… № . . ` ,? ‘ " ' Рис. 2.5.5. Теневая фотография обтекания кры- Рис. 2.5.6. Теневая фотография ла при установке кромки ножа Фуко парал- обтекания сферы сверхзвуковым ЛВЛЬНО направлению вектора СКОРОСТИ: ПОТОКОМ: ! —скачок уплотнения; 2—зона разрежения 1—отошедший скачок уплотнения; 2—область отрыва пограничного слоя 6 5 г---— —1 ' | 1 2 / ' …, ;: |' ' % и | и ' Ё : Э 3 ' | | | \. ________ .! ь ________ Т— Ш  Рис. 2.5.7. Оптическая схема интерферометра:  ! — источник света; 2 — конденсор; 3 — щель; 4 — объектив осветительной части; 5 —— осветительная часть (коллиматор); б, 6’ —- полупрозрачные пластины; 7 — исследуе- мая газовая среда; 8, 8’ — зеркала; 9 —— объектив приемной части; 10 —— фокусирую- щая линза (объектив); !! --экран; 12—приемная часть; 13— оптический компенсатор; ' 14 — интерферометр  102 
правлению. Качественно картина обтекания на этих фотографиях ха- рактерИзуется ясно видными скачками уплотнения и зонами разре- жения. Теневой сним-ок на рис. 2.5.6 изображает аэродинамический спектр сверхзвукового обтекания сферы. На фотографии хорошо видны ото- шедший скачок уплотнения и область отрыва потока.  2. Интерферометр системы Маха — Цендера  Работа интерферометров, как и теневых приборов, основана на ис- пользовании свойства света изменять свою скорость при прохождении через участки газа с различной плотностью. Схема интерферометра системы Маха—Цендера изображена на рис. 2.5.7. Этот прибор состоит из осветительного 5 и пр ием но- го 12 устройств и собственно интерферометра 14. В освети- тельное устройство входят монохроматический источник света ], кон- денсор 2, щель 3 и объектив 4. Свет источника после конденсора‚ Шели и объектива направляется параллельным пучком в собственно интерферометр 14, который содер— жит полупрозрачные пластины 6, б’, зеркала 8, 8’ и оптический ком- , _, .. пенсатор 13. Пластина 6 предна- значена для разложения света " = на два взаимноперпендикуляр- ; ных пучка 111 и 112. Один из этих Ё пучков (121) после прохождения через область газового течения, “3 последующего отражения от зер- - _ кала 8 и пластины 6’ поступает в … .. ' приемное устройство 12. Одновре- ' ` ` ! менно в него поступает и поток " № .'скд:.;._;<_._ % света 112, отраженный от зеркала … „ - * 8’ и прошедший оптический ком- %. ' ` ' пенсатор 13 и пластину 6’. В при- еМНОМ УСТРОйстве 12, состоящем Рис. 2.5.8. Схема расшифровки интерферо- из объектива 9, фокусирующей грамм линзы 10 и экрана 11, происходит интерференция потоков 111 и 112 и формирование изображения исследуемой газовой среды. Так как лучи 111 и 112 от источника 5 являются когерентными, имея лишь различные фазы световых волн, то изображение на экране будет представлять собой картину из светлых и темных полос. Такое изобра- жение будет четким, если разность фаз равна _—|_—2лп (где п=0‚ 1, 2, …). Для обеспечения идентичности световых потоков лд и 122 служит опти- ческий компенсатор. Будем называть шириной полосы В расстояние между серединами Двух соседних полос (рис. 2.5.8): В = 7»/Ш‚ (2.5.9)  где Ж— длина волны монохроматического источника света; ос—угол между лучами 111 и 112 после прохождения ими пластины 6’. Обычно во время эксперимента длина волны &=соп5’ц а величина ос изменяется при повороте полупрозрачной пластины 6’ (см. рис. 2.5.7). Если ос=0 и лучи света л], 112 параллельны друг другу, то экран имеет равномерную освещенность и на нем будет интерференционное изобра- жение, характеризующееся полосой бесконечной ширины. Если лучи света 111 проходят через невозмущенный газовый поток, то на эк— ране наблюдается картина из равномерно распределенных полос конеч-  103 
ной ширины. В возмущенном течении характер этого распределения изменится. В таком течении с переменной плотностью вследствие изме- нения скорости света время его прохождения через исследуемую часть потока будет отличаться на величину.  Аг = Ь ‹1/с— ш…). (2.5.10)  где Ь—длина пути света в газовом потоке; с и сН—скорости света соответственно в возмущенном и невозмущенном потоках. _ Разность времени, определяемая по выражению (2.5.10), вызовет смещение интерференционных полос на некоторую величину А (см. рис. 2.5.8), определяемую из соотношения  Е : А.В : ты, (25.11) в котором і—частота монохроматического света. Учитывая, что со— гласно (2.5.11) А: :: Ъ, ;, можно из (2.5.10) получить 73,71: [„(1с— 1‚сн). (2.5.12) Умножив обе части этого равенства на скорость света в пустоте, найдем  выражение __ АСО/і : [. (11 _по) :: Ь-Ап. (2.5.13)  Введем обозначение ?ьо—со/і для длины волны монохроматпческого све— та, в соответствии с которым  МО : д.»…. (2.5.14) Изменение коэффициента преломления найдем, продифференциро— вав (2.5.1): 6112 : (по _ 1) др,/Ро. (2.5.15) Так как для воздуха при Т0=288К значение р0=0‚125 нГ-секЁ/м4 и по=1‚000294‚ то 0111 : 0,00235сір. (2.5.16)  Из (2.5.14) с учетом (2.5.16) можно найти изменение плотности воз- духа: Ар : лож,-(0,00235ц. (2.5.17)  Рис. 2.5.9. Интерферограмма обтекания профиля:  1—Ж-образный скачок уплотнения; 2—зона отрыва погра- ничного слоя: 3— исследуемый профиль  ‚__; С:) ›Р— 
Если, в частности, исследуется воздушный поток в аэродинамиче- ской трубе с поперечным размером Ь=4ОО мм и в интерферометре ис- пользуется монохроматический источник зеленого света с длиной волны  Жо=5‚5- 10—4 мм, то относительному смещению полосы А=1 будет соот- ветствовать «изменение плотности 5,5-10—4-1 _ . 2 : 25,8510 4 кГ сек . 0 , 00235 -400 м4  При расшифровке интерферограмм относительное смещение полос может быть определено с точностью до 10—2—15%‚ что соответствует возможной ошибке .при нахождении плотности. На рис. 2.5.9 показана интерферограмма обтекания профиля газовым потоком при использовании монохроматического источника света. По этой интерферограмме можно судить о качественных особенностях по— тока. На ней, в частности, виден Ъ—образный скачок уплотнения, за ко- торым происходит срыв пограничного слоя. Интерферограмма позволяет также получить представление о харак- тере изменения плотности в исследуемой област-и потока и наряду с этим найти по смещению .полос при помощи (2.5.17) величину изме— нения этой плотности. Затем по уравнению состояния могут быть 3 *- рассчитаны остальные параметры °- " '  потока. __ *$ ' ‚Ё При исследовании газодина- ..-_…: мических процессов, характери- : . …” ……№Ё…№…„№  зующихся скачкообразным изме- __ . нением параметров и относитель- ` . „; ' - ‹- ным сдвигом полос, превышаю- щим величину А= 1, применяется источник белого света. Так как такой свет слагается из световых &… - лучей с различными длинами волн 7», то на экране наблюдается многоцветная интерференционная №№ № № 5 ф относительно Центральнои ПОЛО' його света‚(Ас—смещение центральной сы. При этом различие в полосах полосы на скачке) хорошо видно и на черно-белой фотографии (рис. 2.5.10). Скачок уплотнения вызовет смещение интерференционной картины, на которой можно отыскать центральную полосу, измерить ее смещение Ас относительно первоначального положения, а затем по величине этого изменения определить соответствующее изменение плотности за скачком. При проведении расчетов следует иметь в виду, что зависимости (2.5.11)-:—(2.5.17) справедливы для двухмерных плоских потоков. В принципе рассмотренная методика определения плотности по интер- ферограмме пригодна и для двухмерных пространственных (осесим- метричных) течений. С этой методикой можно познакомиться «по спе- циальной литературе [3], [47]. Достаточно трудоемкие вычислительные операции, предусматривае— мые интерференционным методом, целесообразно осуществлять на электронно-вычислительных машинах, а расшифровку интерферограмм (измерение смещения полос) вести с применением специальных техниче— ских средств.  ! №  №53  8—927 
ГЛАВА |"  ТЕХНИКА И МЕТОДИКА ИЗМЕРЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ГАЗОВЫХ ТЕЧЕНИЙ  В основе экспериментальных исследований в аэродинамике лежит использование воздушного (газового) потока аэродинамических труб для целей измерения параметров обтекания моделей летательных аппа- ратов. В связи с этим особое значение имеют подбор наиболее совер- шенных измерительных приборов и устройств, .правильная их эксплуа- тация, разработка и реализация правил проведения эксперимента, т. е. все то, что объединяют под общим понятием техники и методики изме- рений. К числу мероприятий, связанных с проведением аэродинамического эксперимента, относится подготовка необходимой измерительной аппа- ратуры: проверка ее технической готовности, наладка и тарировка. Одновременно разрабатывается последовательность операций при ра— боте с этой аппаратурой, которая должна быть реализована при осуще- ствлении измерений. Важным элементом подготовки к такому эксперименту является измерение параметров потока в рабочей части аэродинамической трубы, который рассматривается как набегающий (невозмущенный) при исследовании обтекания моделей. На основании данных такого «измерения могут осуществляться меры по улучшению свойств потока, а именно обеспечению параллельности и равномерности течения, снижения степени турбулентности, достижения заданных вели— чин чисел Маха и Рейнольдса и др.  5 3.1. ТАРИРОВКА ИЗМЕРИТЕЛЬНЫХ ПРИБОРОВ И УСТРОЙСТВ  Тарировка измерительного .прибора позволяет установить степень соответствия его показаний действительным значениям измеряемых фи- зических величин, причем такие значения могут определяться различны- ми способами, в частности, измерениями при помощи эталонных при- боров. При тарировке измерительного прибора одновременно определяет- ся его чувствительность, которая также может сравниваться с анало- гичной характеристикой эталонного прибора.  Работазлл Тарировка ЖИДКОСТНОГО микроманометра  Цель работы—установить зависимость показаний микромано- метра от величины измеряемого давления и осуществить его тарировку. По результатам работы составляются таблицы опытных данных, стро- ится тарировочный график и определяется тарировочный коэффициент.  Общие сведения  Наиболее распространенной в практике применения манометров является их тарировка способом д о л и в а н и я ж и д и о с т и или по методу с р а в н е н и я п о к а з а н и й этих манометров с эталонным. По первому способу в чашку микроманометра (см. рис. 2.1.2) доли- вают некоторое количество жидкости. Если площадь чашки Р, то уро- вень в неи изменится на величину  А! = [’У/(713), (3.1.1) где 117— объем долитой жидкости; у — ее удельный вес. Повышение уровня жидкости эквивалентно увеличению Давления в узкой трубке, равному Ар : Шу, (3.1.2) 106 
но сучетом (2.1.10) Ар : Кэ Ала, где индексом «э» обозначены рассчитываемые показания отсчетной трубки микроманометра, которые рассматриваются как эталонные. Тогда в соответствии с (3.1.1) и (3.1.2)  Ап. = Алу/к. = шикэ Р). (3.1.3)  ритм  \  Рис. 3.1.1. Схема тарировки микроманометра: ! —- насадок полного напора; 2—эталонный микрома- нометр; 3—тарируемый мнкроманометр  Во время тарировки после доливания фиксированных объемов жид- кости в чашку микроманометра записывают соответствующие экспери- ментальные показания пт и затем по начальному показанию по вычис— ляют разность Апт=пт—/10. Эту разность сравнивают с расчетными зна- чениями Аид, определяемыми из выражения (3.1.3). Отношение эталонной величины м. к значению АИТ определяет та- рировочный коэффициент микроманометра.  и. = Ап./Ал... (3.1.4)  Более широкое .применение в практике получила тар-ировка по мето— ду сравнения показаний исследуемого микроманометра с эталонным при измерении ими одного и того же давления. На рис. 3.1.1 приведена схема соединения приборов для проведения такой тарировки. Согласно этой схеме перепад давлений, измеряемый эталонным манометром  и равный Ро _ Ратм : Кэ ' Ана: (3-1-5) сравнивается с показаниями тарируемого манометра Ро _ ратм = Ёт Кт' Ант, (3°16))  где коэффициенты Кэ и Кт соответственно для эталонного и тарируемо- го манометров определяются по (2.1.9). В результате этого сравнения  находим КЭ. Аид : Ёт Кт ' Ант, (3.1.7) откуда тарировочный коэффициент А:„ = КЭ— Айа/(Кт—АИТ). (3.1.8) Вводя обозначение ’ге Ф = Ма,/(№№ (3.1.9) получим ігт = (Кэ/Кт) 13 (р. (3.1.10)  Во время эксперимента снимают показания микроманометров при различных давлениях и определяют зависимость Анри/№), по кото- рой строят тарировочный граф ик.  8* 107 
Выражение (3.1.10), определяющее постоянное значение коэффици- ента !% для всего диапазона измеряемых давлений, будет соответство— вать тарировочному графику в виде прямой линии, наклоненной под. уг— лом (р к оси, на которой откладывается Алт. Тарировочный коэффициент ігт может быть вычислен по экспериментальным данным при помощи выражения  п БКЗ-№3.- ігт= „ '=1 _ (3.1.11) 2 КэКт'АЬэі'АЬті і=1  Все тарировочные данные необходимо дополнить поправками, учи- тывающими изменение удельного веса жидкости за счет температуры,  по формуле 1 = тн./[1 + 1305—1101, (3.1.12)  где мы и у—удельные веса жидкости соответственно .при некоторой на- чальной температуре Ён и температуре эксперимента !; [3 — коэффициент объемного расширения жИДкости. Если измерение производится при температуре 15, то в соответствии с показаниями манометра  рО—ратм : [ет К'Ё‘Аптэ (3.1.13)  где величина К,; находится из (2.1.9) по удельному весу у, определяемо- му согласно (3.1.12). Эту величину можно представить в виде  Кё = кт 12/1… (3.1.14)  где Кт—коэффициент (2.1.9), вычисляемый для температуры Ён, при которой осуществлялась тарировка. Введя обозначение  ? 1 [г, = _ = „‚ Ун 1 '+' В (1 _ін) ПОЛУЧИМ ЗЗВИСИМОСТЬ ДЛЯ расчета перепада ДЗВЛёНИй В виде  ро — ратм = !гКт-Айт, (3.1.16) где ‚поправочный коэффициент  (3.1.15)  іг=ігтіг‚. (3.1.17) Порядок проведения работы  Тарировка по способу доливания.  1. Ознакомиться с устройством микроманометра и проверить его го- товность к работе. 2. Снять крышку чашки микроманометра и штангенциркулем изме— рить ее размеры. З. Измерить температуру в лаборатории ін. Зафиксировать началь- ный уровень в отсчетном колене микроманометра 110. 4. Доливая в чашку фиксированные объемы жидкости, записать соответствующие показания микроманометра пт. 5. Определить перепады уровней Апт=пт—/10 и вычислить Айа из (3.1.3); по этим данным построить график Айэ=і(Аі1т) и рассчитать та— рировочный коэффициент. Тарировка по методу сравнения с эталонным манометром. 1. Ознакомиться с устройством аэродинамической трубы, насадка полного давления и манометров; проверить их готовность к работе. 2. Закрепить насадок полного давления в рабочей части аэродинами- ческой трубы.  108 
-3. Установить эталонный и тар—ируемый микроманометры; подсоеди- нить их при помощи резиновых шлангов к насадку и проверить герме— тичность соединений. 4. Измерить температуру в лаборатории Ён; зафиксировать началь- ные уровни в отсчетных коленах манометров (но, и и…) и включить аэродинамическую трубу. 5. После выхода трубы на режим установившегося течения в рабо— чей части записать соответствующие показания микроманометров (113 11 Ш) , а затем выключить трубу. 6. Изменить условия работы аэродинамической трубы, при которых возросло бы (или, наоборот, уменьшилось) измеряемое давление, и осуществить аналогичные замеры обоими манометрами. 7. По экспериментальным данным Анд и АИТ построить график Анз=і(А/1т) и рассчитать тарировоч- ный коэффициент. Пример. Рассмотрим тарировку по Номера способу доливания чашечного микромано- замеров 1 2 3 4  метра, показанного на рис. 2.1.3. Тарировка проводилась в помещении с температурой  Таблица А  15:19° С. Вкачестве манометрической жил- дт _ _ _ _ 3 3 3 › 3 кости использовался спирт с у: ;, _ _ _ _ _ 26 —4 1 106 _—_О‚8095 кГ/дмз, который доливался в чаш- А?!-Г, мм _ _ 23 & $8 103 ку из мензурки с ценой деле/НИЯ 1 см3_ 11’/‚см3. . . 18 40 61 80 Внутренний диаметр чашки микроманомет- Ада,/им _ _ 22,9 51,0 77,7 102  ра равен 100 мм, а ее площадь 78,5 см2. Результаты измерений уровней Ит и расчетов Шиа, Ант для значения Кт=Кэ=0,1 приве— дены в табл. А. Используя данные табл. А, по формуле (3.1.11) определяем тарировочный коэффи-  ВИЗИТ:  4 241113 Ё 1 22,92+512+77,72 + 1022 _0 996 "`_ 4 _23-22‚9+51-51+77,7-78+102-103 _ ’ ' Блит—Ап, 1  Проведем тарировку того же чашечного микроманометра (см. рис. 2.1.3) по метолу сравнения с эталонным прибором для измерения давления. Причем в качестве такого прибора выберем аналогичный чашечный микроманометр, показания которого рассмат— риваются как точные. Тарировка осуществлялась в вентиляторной малоскоростиой аэродинамической трубе с открытой рабочей частью. Изменение скорости потока в этой трубе осуществ- лялось путем регулирования числа оборотов электродвигателя вентилятора с помощью реостата. В качестве приемника давления Использовался насадок полного напора (см рис. 2.1.31). Общее число проведенных замеров давления манометрами составило пять При этом каждому последующему замеру соответствовало включение двигателя вен— тилятора на большее число оборотов, при которых увеличивался перепад уровней в отсчетных трубках. Максимальное число оборотов выбиралось таким, чтобы возникаю— щий полный напор потока не вызывал подъема уровня жидкости в этих трубках за пределы отсчетной шкалы. Данные отсчета показаний уровней эталонного На и Ада-‚ММ  тарируемого Ит манометров, их начальных значений и…, 11 Лот, а также результаты вычисления соответствующей раз- пости уровней Айа и АИТ приведены в табл. Б. 200 ТаблицаБ 150 / .Номера замеров ] 2 3 4 5 100 1 “Р до,. . . . . . . 10 10 10 10 10 -50 23 - - . . . - - 20 30 61 111 195 і1 , мм . . . 10 20 51 101 185 дата. _ _ 11 11 11 11 … П 50 ШП 150 Штип Ьт _ _ 19 26 49 86 148 Рис. 3.1.2. Тарировочный мт, мм . . . . . . 8 15 38 75 137 график чашечного мик- романометра  109 
По результатам табл. В на рис. 3.1.2 построен тарировочный график, из которого находим 18ф=1‚35. По этой величине, а также значениям Кэ=0‚3 и Кт=0,4, которые известны для манометров и соответствуют выбранным углам наклона их отсчетных трубок, определяем по (3.1.10) тарировочный коэффициент:  1% = (к.,/к,.) в; ср = (од/0,4) 1,35 = 1,01.  Это значение [ет соответствует температуре ін=15° С, при которой проводилось тариро- вание. Для этой же температуры были вычислены коэффициенты К„ и К,. По данным измерений м., и №., тарировочный коэффициент может быть опреде- лен также при помощи формулы (3.1.11). Внося в нее соответствующие данные, по- лучим  5 Кэ 2 №3 1 о,з‹10=+202+512 +1012+1852)  5 =0,4(10—8+20-15+51-38+101-75+185-137) КТ 2 АНЭ 'Алт 1  = 1,012.  Кт:  Как видим, с точностью до второго десятичного знака получен такой же результат, что и по тарировочному графику. Предположим, что измерения тарируемым манометром осуществлены в лаборатории при температуре !=2Б° С. В этом случае отношения удельных весов жидкости (этило— вого спирта)  у _ 1 _ 1 _ у„ —1+13(г—гн) _1+о,0011(25°— 15°)—  Тогда, согласно (3.1.17), тарировочный коэффициент с учетом температурной поправки будет  0,99.  &= лтд, = 1,01.о,99= 1,0.  Р а 6 о т а 3.1.2 Тарнровка насадков  Цель р а боты—установить соответствие показаний тарируемого и эталонного насадков и найти степень влияния отклонения оси насадка от направления скорости набегающего потока на показания манометра, соединенного с этим насадком. Результаты работы должны быть ‹.пред- ставлены в виде соответствующих таблиц экспериментальных данных, а также тарировочных графиков.  Общие сведения  Тарнровка насадка заключается в сравнении давления, измеренного при помощи этого насадка, с соответствующим значением, показанным манометром, подсоединенным к эталонному насадку. Во время тарировки оба насадка (при— емника давления) устанавли- ваются в рабочей части аэро- динамической трубы строго на- раллельно друг другу. Схема расположения этих насадков и соединения их с манометра— ми показана на рис. 3.1.3. Если Арз=рэ—ратм—дей- ствительное избыточное давле- ние, измеренное манометром,  Рис. 3.1.3. Схема расположения насадков соединенным с ЭтаЛОННЫМ на- ПРИ тарировкеі садком, а разность Арт-=рт— і—аэродинамическая труба; 2—эталонный наса- —Ратм СООТВСТСТВУЗТ ПОКЗЗЭНИ— док; 3—тарируемый насадок; 4—микроманомег- ры ЯМ М&НОМЗТ'РЭ, СОЗДИНёННОГО С  110 
тарируемым насадком, то тарировочный коэффициент этого насадка определяется в виде отношения  с. = Ара/Арт. (3.1.18)  Используемые манометры, соединенные с соответствующими эталон- ным и тарируемым насадками, должны быть предварительно .протири- рованы, т. е. для них должны быть известны тарировочные коэффициенты із; и ‚г;. Кроме того, в частности для чашечных микроманометров, долж- ны быть известны также значения коэффициентов Кэ и Кт, найденные по формуле (2.1.9). С учетом этого избыточные давления, измеренные обоими манометрами, будут определяться по выражениям:  рэ —ратм = 123 КЗ,-Айа; (3.1.19) рт —ратм = &; Кт— МТ. (3.1.20) С учетом этих выражений тарировочный коэффициент (3.1.18) *? Кэ (&=—течи (3.1.21) же; к„  где Ёе ср = Ан,/Ай,…  Обычно тарировка осуществляется по результатам нескольких заме— ров уровней в отсчетных коленах манометров. По этим результатам можно определить соответствующий тарировочный коэффициент насад— ка при помощи зависимости, аналогичной (3.1.11),  % (закат/13.- & = "=1 — (3.1.22)  п 2 Ёзёёкэкт'Анэі'Апті і=1 Угловую характеристику насадка, которая определяет зависимость из- меряемого им давления от его отклонения относительно направления скорости набегающего потока, можно представить в виде некоторой функции от угла оа этого отклонения:  :* (06) = (Арс. — Модо/Арн:… (3.1.23)  где Ара=0=ра=О—ратм -и Ара=ра— Ратм — избыточные давления, изме— ряемые насадками соответственно при а=0 и (1750. При экспериментальном определении угловой характеристики наса— док (приемник давления) закрепляется на координатнике—специаль- ном устройстве, позволяющем изменять наклон этого насадка в рабочей части аэродинамической трубы. Если при некотором угле ос этого накло- на избыточное давление, измеренное микроманометром,  Ара. : рос _ратм : Ё; Кт°Айои  а при ос=0 Арос=О—_'—_ рсд=0_ ратм : Ё; Кт. Апа=т то выражение (3.1.23) примет вид ;(“) = (Анод— Анос=0)/Айо‹.=0’ (3-1—24) Где дни:—игле; Ана=о=іъа=о —/10. По данным измерений строится график функции [(а), представляю—  щий собой угловую характеристику. При помощи этого графика можно определить экспериментальную «зону нечувствительности», т. е. интер—  111 
вал углов ос, в котором ошибка измерений не превышает заданной велн- чины (ее величина равна примерно і1+1,5%). Обычно определение такой угловой характеристик-и, как и тарировка насадка, осуществляются для различных чисел Маха потока в рабочей части аэродинамической трубы.  „Порядок проведения работы  1. Ознакомиться со схемой тарировочной установки, устройством микроманометров и насадков и проверить их готовность к работе. 2. Закрепить на координатн-иках оба насадка и установить их в се- редине рабочей части аэродинамической трубы параллельно друг дРУГУ— ' д 3. Соединить с помощью резино— _ _ , _ вых шлангов насадки и микромано- “т __ метры и проверить герметичность .. {і ' - ' этого соединения; снять начальные ' '*‘ показания микроманометров йод Ё И дет. ; _ 4. Включить аэродинамическую __ іі ` - трубу и произвести замеры показа— * Ё ний обоих манометров На и Ит при .; различных скоростях воздушного ; № потока в рабочей части; выключить ‘*‘” 71 : . ТРУбУ- ; у ._ ;- > 5. Оставив в рабочей части толь- ” : ко один Насадок, включить трубу и осуществить замеры показаний ма- нометра Ио; при одной и той же ско— рости, но для нескольких значений углов наклона насадка (углов ата- ки и), устанавливаемых с помощью координатника. Аналогичные изме— рения провести при других скоро-  Ъ: »; "( ц…. …. ",-';‚ъ'іі „Ё: „.;-‚ ". ті  Рис. 3.1.4. Координатник: СТЯХ ВОЗДУШНОГО потока ] — рукоятка горизонтального переме- _ щения; 2—горизонтальный ходовой 6 ПО РЕЗУЛЬТЭТЭМ ЗЭМЭРОВ ВЫ винт;; З—каретка; 3—основание;8 5—стой— ЧИСЛИТЬ РЭЗНОСТИ АИ3=ИЭ—Йоэ И ка; ———маховик; —корпус; —наса- _ _ док; 9—маховик задания углов атаки; Айт—йТ—ЁОЪИПОСТРОИТЬ ГрафиК 38- 10—вертикальный холовой винт; ‘ : ]1—рукоятка вертикального перемеще- ВИСИМОСТИ А Э і (АЬТЪ ОПР6,Е[6ЛИТЬ ния УГОЛ (р НЭКЛОНЭ тарировочнои ПРЯ-  Мой и по формуле (3.1.21) найти со- ответствующий тарировочный коэффициент насадка. Этот же коэффи- циент рассчитать по выражению (3.1.22). 7. По опытным данным определить разности уровней Анод) :  =да=0—іхо‚ Айа=И“—Но (где Ио—начальный уровень манометра, рав-  ный ітот) и вычислить значения функции Нос) (3.1.24). 8. Для каждой скорости построить по этим значениям На) угловые характеристики НЭСЭДКЭ. Пример. Рассмотрим тарировку насадка (см. рис. 2.1.33) в малоскоростной аэро- динамической трубе с открытой рабочей частью. В качестве эталонного был взят ана- логичный насадок, подключенный к чашечному микроманометру с тарировочным ко-  эффициентом @= 1,0 и величиной Кэ (2.1.9), равной 0,8. Соответствующие значения для  Т манометра, соединенного с тарируемым насадком, равны ігт=1‚0 и Кт=_0‚8_  Эталонный и тарируемый насадки устанавливались в рабочей части трубы при по- мощи двух координатников. Одна из возможных конструкций координатника показана на рис. 3.1..4. Основание 4 этого координатника закреплялось на горизонтальном столе, расположенном под рабочей частью. Вращением рукоятки 1 приводился в действие го- ризонтальный ходовой винт 2, который перемещал каретку 3 и связанный с ней насадок  112 
8 в горизонтальном направлении в поперечной плоскости потока. Насадок закреплялся в корпусе 7, который двигался в вертикальном направлении по стойке 5, как по на-- правляющей, при вращении рукояткой 11 ходового винта 10. Наклон насадка в вертикальной плоскости потока (на угол атаки и) изменялся при помощи поворотного устройства, смонтированного в корпусе. Вращением маховика 9 приВОДилась в движение червячная пара, которая поворачивала на нужный угол свя— занный с ней насадок. Отсчет углов производился по шкале на втулке червячного коле- са при помощи неподвижного указателя, закрепленного на корпусе. Поворотом махо- вика б осуществлялся поворот насадка в горизонтальной плоскости потока (на угол скольжения |З). Схема установки насадков в рабочей части трубы и соединения их с манометрами, показанная на рис. 3.1.3, сохранялась при проведении замеров обоими манометрами, изменялось лишь число оборотов вентилятора трубы, что позволяло регулировать ско- рость потока. Данные замеров, т. е. показания отсчетных трубок тарируемого пт и эта— лонного ИЭ манометров, их начальные уровни пот и поз, а также результаты расчета разностей АНТ и Айа приведены в табл. А.  Д'ЬЗ‚ММ' Таблица А 150 Номера замеров 1 2 3 4 100 1103 . . . . 11 11 11 11 на . _ _ . . . . . . 33 75 134 183 50, „‚ Ан„ мм . . . . . . 22 64 123 172 - \ н…… . . . . . 12 12 12 12 „ дт . . . . . . . . . . . 34 76 135 184 50 100 150 Мммм.- АИТ' мм ' 22 64 123 172 Рис. 3.1.5. Тарировочный  график насадка  По данным табл. А прстроен тарировочный график (рис. 3.1.5). Угол наклона та- рирёэзвотЁсзи прямои ср=4о ‚ следователы-ю, тарировочный коэффициент насадка соглас- но . .  1,0-0‚8 °Т— 1,0-0‚8  1,945о = 1,0.  Соответствующая величина тарировочного коэффициента, рассчитанная непосред- ственно по измеренным значениям Айа и АИТ при помощи (3.1.22), также равна едини- це, так как измеренные значения Айа и АНТ оказались одинаковыми. Для нахождения угловой характеристики эксперимент осуществлялся с одним насадком, установленным на координатнике (см. рис. 3.1.4). Отсчет показаний мано- метра производился при одной 1-1 той же скорости потока и при различных углах @ наклона насадка: эти углы менялись от О до —!_—4О°. Соответствующие значения уровней по,:о и 1206 ‚ начальная величина уровня Ио, а также результаты вычисления разностей  №0, =Р10С —/10 , Апа=0 =Иа=0 —і10 и функции На) (3.1.24) приведены в табл. 5.  На основе данных табл. Б построена угловая характеристика насадка (рнс. 3.1.6).  0$. град  Рис. 3.1.6. Угловая характеристика насадка пол— ного давления  113 
Таблица Б  (1 град —40 _30 —20 —10 о 10 20 30 40 по ........ 12 12 12 12 12 12 12 12 12 11“ . ‚. . . . 180 184 184 184 184 184 184 184 181 АН“ :!:“ _в… мм 168 172 172 172 172 172 172 172 169 Анаа, ‚ мм . 172 172 172 172 172 172 172 172 172 №06 ——А/106___0‚ мм —4 0 О О О 0 О 0 —3 Анод—Аноды, _ і(ос)= ? —0‚02З 0 0 0 О О 0 О —0‚017 ос=0 Работазлз  Тарировка пятиточечного насадка. предназначенного для определения направления скорости потока  Цель работы—получить тарировочный график, определяющий зависимость измеряемой разности давлений в симметричных приемных отверстиях насадка от угла отклонения его оси относительно направле- ния скорости набегающего потока.  Общие сведения  Тарировка насадков, предназначенных для определения направле- ния скорости набегающего потока, заключается, во-первых, в определе- нии у г л о в о й х а р а кт е р и с т и к и приемника полного давления и, во-вторых, нахождении зависимости давлений в симметричных точках [ и 3 от угла атаки ос, а в точках 4 и 5— от угла скольжения [3 (см. рис. 2.2.15). Если обозначить через Рзо давление в приемном отверстии 2 в случае, когда ось насадка совпадает с направлением скорости (оз=[3=0)‚ а че- рез рш и р26 —давления‚ соответстізующие углам “#0, В=О и 133150, -ос=0‚ то функции {;(ос) и (13103) для угловых характеристик можно пред- ставить в следующем общем виде:  12 (06) = (ри —— то)/ра); (3.1 .25)  Ф1 (В) = (р2в _ р20)/р2о— (3-1-26)  Обозначив давления в других приемных отверстиях через р„ (п=1‚ 53, 4, 5), напишем общие выражения, характеризующие измерение ука— занных разностей давления от со и |З, в виде функций і2(ос) и ср2([3):  Га (05) : (Р1 _ да)/(Ш + Ра); (3—1—27)  Фа (В) = (Р4 "'“ Рад/(174 + Р5)- (3-1-28)  Если во время эксперимента используются чашечные микромано- метры, то измеряемые ими разности давлений  рти—рати : ЁТпКд°Анд (п = 1929 39 495),  где АЬ„=/1„—/10„ (нод—начальный уровень манометра). Примем для удобства, что тарировочные коэффициенты Ё.… микро— манометров равны и, кроме того, одинаковы соответствующие значения  (3.1.29)  114 
Кп (2.1.9). Тогда равенства (З.1.25)—:—(3.1.28) можно записать в таком виде:  !% (ос) : (№20, — Айш=0)/АИЩ=0; (з. 1 _ 25!) (91 (в) : (№25 _ Ад26=0у№25=ф (3.1.26’) ;, (ов) = (№10, _ дам)/(№№ + №3“), (3.1 .27’) чз2 (В) = (№45 — Мэд/(№45 + №56), (3.1.28’)  :'где Адш=п2“—до2; АЙ2В=И23 _]102. Графики функций (3.1.25), (3.1.26) позволяют определить «зону нечувствительности» для уг- 3 лов а и 6, т. е. такие их зна- чения, при которых ошибка измерения полного давления не превышает некоторой за- даНной величины. Кривые,  соответствующие зависимо— стям (3.1.27), (3.1.28), ис-  2 21/40:  пользуются в эксперимен- ц тальных исследованиях при Рис. 3.1.7. Схема определения углов отклоне- --определении по измеренным …… насадка: ДЛЯ“ симметричных отвер- !, 2, 3, 4—приемные отверстия; 5—геометрическая стии значениям Ат… и Шип ось насадка  углов а и В, характеризую- щих наклон насадка, или, что то же самое, направление скорости потока относительно оси насадка (рис. 3.1.7). В случае исследования с`жимаемых газовых течений все зависимости (3.1.25)+(3.1.28), характеризующие насадок, определяются для раз- личных чисел Мос набегающего потока.  Порядок проведения работы  1. Ознакомиться с устройством аэродинамической трубы, насадка и микроманометров и проверить готовность их к работе. 2. Закрепить на координатнике насадок и установить его в рабочей «части трубы.  Рис. 3.1.8. Схема установки для тарировки пятиточечного насадка: ! —Ёіасадок; 2— соединительные шланги; 3— микроманометры  3. При помощ-и резиновых шлангов соединить выводы приемных ‚отверстии насадка с микроманометрами, проверить герметичность сое- .динении и записать начальные уровни т… жидкости в отсчетных ко— .ленах.  115 
4. Включить трубу и выверить положение насадка в рабочей части трубы, ориентировав его ось по направлению скорости набегающего потока (при этом разности уровней в манометрах, соединенных с че- тырьмя периферийными приемными отверстиями, должны быть одина— ковы). 5. Для этого положения насад- ка, соответствующего значениям углов а=[3=0‚ записать показа— ния микроманометров Ра„ { ос=0.  131“)  6. Изменив углы атаки а, за- писать для соответствующих их значений новые показания мик— романометров Ипа (п= 1, 2, 3). 7. Возвратить насадок в пер- воначальное положение, осущест- вить поворот на угол ‹[3 в горизон- тальной плоскости и записать по— казания микроманометров 11,16 ос. град (п=2, 4, 5), соответствующие не— скольким фиксированным значе- ниям этого угла, после чего вы— ключить трубу. Аналогичные из- мерения провести для ряда зна— чений чисел Моо потока. 8. По результатам этих изме- рений вычислить соответствующие разности уровней и построить графики функций і1(а), ср1([3)‚ Ма), ФМЗ)-  ад ([5)  [З, град  Рис. 3.19. Тарировочные графики пяти- точечного насадка  Пример. Рассмотрим результаты тарировки пятиточечного насадка (см. рис. 2.2.15) в малоскоростной аэродинамической трубе с открытой рабочей частью. Насадок закрепляется на координатнике (см. рис. 3.1.4), с помощью которого из— менялись углы а и 6. Давления измерялись чашечными микроманометрами (см. рис. 2.1.3), для которых были приняты значения К=0‚6 (2.1.9), а тарировочные коэф— фициенты равнялись ігт= 1,0. Схема экспериментальной установки показана на рис. 3.1.8. Измерения на ней про- воцились в пределах углов и и 6, равных і6°‚ с интервалом $29 Все данные измере- ний, начальные уровни, а также результаты расчетов функций (3.1.25’)—:—(3.1.28’) при- ведены в табл. А. По данным табл. А построены графики, показанные на рис. 3.1.9.  Т а б л и и а А Номера отверстий ос, град 1 3 2 {$$$}? {23,(1765711? по, 111 Ап; (мм) по, 113 Ап, (мм) 1102 712 Мы (мм) 6 11 47 36 12 81 69 10 135 125 О —0‚314 4 11 52 41 12 75 63 10 135 125 О —-0‚212 2 11 58 47 12 70 58 10 135 125 О —0‚ 105 0 1 1 63 52 12 64 52 10 135 125 0 0 —2 11 68 57 12 61 49 10 135 125 0 0,09 —4 11 73 62 12 54 42 10 135 125 0 0 , 192 —6 11 79 68 12 49 37 10 135 125 О О , 295 
Продолжение табл. А  Номера отверстий  & град 4 5 2 Ф? 31103631 )0 ФЁЭЁЁ 122131}; "404 ‚14 А”: (мм) ‚105 ‚15 АНБ (мм) ‚102 ‚12 Ади (мм) 6 13 48 35 15 82 67 10 135 125 0 —0,314 4- 13 53 40 15 76 61 10 135 125 0 —0,208 2 13 58 45 15 70 55 10 135 125 0 ———0, 105 0 13 62 49 15 64 49 10 135 125 0 0 —2 13 68 55 15 60 45 10 135 125 О 0, 1 —4 13 73 60 15 54 39 10 135 125 0 0,212 —6 13 78 65 15 49 34 10 135 125 0 0,314 Работазлл  Статическая тарировка приборов для измерения температуры  Цель работы—получить зависимость показаний регистрирую- щего устройства от температуры жидкой или газообразной среды, в ко- торой расположен датчик. Результаты работы должны быть представ- лены в виде тарировочного графика.  Общие сведения  Датчик прибора для измерения температуры, помещенный в непод- вижную жилкую или газообразную среду, через некоторое время прини- мает температуру этой среды. При статической тарировке датчика та— кая темпера-тура поддерживается постоянной и измеряется образцовыми термометрами. В результате тарировки устанавливается соответствие между этой температурой и показаниями регистрирующей аппаратуры, связанной с датчиком. В случае тарировки в диапазоне температур от 0 до —30+—35° датчики помещают в ванну со смесью этилового спирта и твердой угле- кислоты. Тарировку, соответствующую температуре 0° С, можно осуше— ствить в ванне с тающим льдом. При температурах до 280°С тарировка ведется в подогреваемом масляном резервуаре, в котором благодаря перемешиванию устанавли- вается равномерная температура, измеряемая образцовым ртутным термометром. Показания такого термометра вблизи отметки 100°С до- полнительно контролируются при измерении им температуры кипящей воды, которая зависит от барометрического давления ратм и определяет- ся по формуле  1… : 100° + 3,67- 10—2 (р,… — 760) _ 2,3. 10—5 (р,… _— 760)? (3.1.30)  Эта формула справедлива для давлений ратм от 680 до 780 мм рт. ст. Ошибка измерения ртутным термометром невелика и составляет при- мерно іО,1, 10,2 и іО,З°С соответственно Для диапазонов температур 0+56‚ 50—2—100 и 250—2—350° С. Тарировка датчиков при температуре выше 280°С проводится обыч- но в электрических печах в атмосфере разогретого газа, причем дейст- вительная (эталонная) температура измеряется образцовыми платино- выми электротермометрами сопротивления. В результате тарировки определяется зависимость показаний № при- бора от температуры среды 1‘, в которой находится датчик. По этим показаниям строится график №=і (і) статической тарировки датчика температуры.  117 
Порядок проведения работы  1. Ознакомиться с устройством прибора для измерения температу- ры и электрической схемой соединения датчика с регистрирующей ап- паратурой. 2. Установить датчик и образцовый термометр в ванне, включить мешалку и электропитание измерительного устройства и записать на- чальные показания термометра, а также регистрирующего устройства, связанного с датчиком. З. Включить электроподогрев масла и через 5—:—7 мин после дости- жения заданной температуры зафиксировать показания термометра и регистрирующего устройства. Осуществить подобные измерения при разных температурах масла. 4. Выключить мешалку, электроподогрев масла и питание измери- тельного устройства, а затем извлечь датчик из ванны и промыть. 5. Для тарировки датчика при температуре выше 280°С установить его в электрической печи в непосредственной близости от датчика об- разцового платинового электротермометра сопротивления. 6. Включить питание электропечи и усилителей датчиков темпера— туры. 7. По достижении требуемой температуры записать показания тари- руемого прибора и образцового термометра, повторив эти измерения при различных температурах. 8. Выключить электропитание и после охлаждения печи извлечь из нее датчики. 9. По результатам показаний регистрирующего устройства и образ- цового термометра построить график статической тарировки датчика температуры.  Пример. Рассмотрим статическую тарировку экранированного термопарного дат- чика температуры (см. рис. 2.3.6). Спай термопары этого датчика состоит из двух про— волочек, одна из которых изготовлена из хромеля, а другая из алюмеля. Датчик под- ключен к электронному милливольтметру со стрелочным индикатором на выходе. Шкала этого индикатора имеет деления от О до 100, а полное отклонение его стрелки соответствует напряжению 50 мв. Для тарировки в диапазоне температур от 20 до 250° С датчик размещается в ванне с подогреваемым маслом, температура которого измерялась образцовым ртутным тер- мометром. При заданной температуре датчик выдерживался в ванне около 5 мин. На— чальная температура спая термопары принималась равной 20°С (температура ненагре— того масла). При каждом переключении подогревательного устройства температура масла повышалась примерно на 40°С и для нагретого масла фиксировалось показание милливольтметра. В диапазоне от 250 до 950°С тарировка датчика проводилась в электропечи. В ней было осуществлено с помощью образцового платинового электротермометра сопротивле— ния (см. рис. 2.3.1) семь замеров температуры, а также зафиксированы соответствующие показания регистрирующего прибора. Все результаты замеров температуры 1! и показаний № милливольтметра тарируе- мого прибора приведены в табл. А.  М, дел  60 #0  20  0 200 400 600 800 - С,°С  Рис. 3.1.10. График статической тари- ровки датчика температуры  118 
Таблица А.  н „$$$ 1 2 з 4 5 в 7 8 9 10 11 12 13 !, °С 20 60 100 149 204 250 316 427 538 621 732 843 954 №, дел 0 4,0 6,2 9,7 15,1 19,0 24,2 33,5 43,0 50,1 59,5 68,6 77,6  По данным табл. А построен график статической тарировки датчика температуры (рис. 3.1.10).  Работазлд  динамическая тарировка датчиков температуры торможения  Цель р а боты—определение коэффициента восстановления г дат- чика в зависимости от параметров газового потока. В результате ра— боты находится функция г=1с (Ке) при М°°=сопз’с и строится соответ— ствующий график. Общие сведения  Динамическая тарировка датчиков температуры торможения прово- дится в аэродинамической трубе с известными параметрами потока в рабочей части. В такой трубе для уменьшения потерь тепла газом стенки форкамеры, сопла и рабочей части покрываются теплозащитным  Еда/7  рбал _»  Рис. 3.1.11. Схема установки для динамической тарировки дат- чиков температуры:  1 —- подвод воздуха из баллонов высокого давления; 2—регулирующий вен— тиль; 3—электроподогреватель; 4—форкамера; 5—приемник давления торможения; б —датчик температуры торможения; 7—прибор, регистриру- ющий эту температуру; 8—сопло; 9—рабочая часть; 10—теплозащитный материал; 11 — тарируемый датчик; 12 — мнлливольтметр; 13 —- приемник статического давления в рабочей части  материалом. В этом случае температуру торможения газа по длине трубы можно не измерять, а считать равной ее величине То в форкамере. Схема тарировочной установки показана на рис. 3.1.11. Согласно этой схеме тарируемый датчик помещается в рабочей части аэродина- мической трубы, а в форкамере расположен платиновый электротермо- метр сопротивления. Оба датчика соединены с соответствующей аппа— ратурой, регистрирующей во время продувки температуру, измеряемую датчиком. При этом для тарируемого датчика такой температурой будет равновесная температура Те, которая находится по показаниям соот—  119 
ветствующего регистрирующего устройства из графика статической та- рировки. Одновременно с температурой То измеряется давление тормо- жения ро газа в форкамере, а также статическое давление род в рабочей части, зная которые, можно определить число М… и статическую тем- пературу потока из (2.2.8) и (2.3.2). По температуре Т… можно найти коэффициент восстановления:  г= (Те—ТОО)‚/(ТО—Тоо). (3.1.31) Эта величина г соответствует числу Рейнольдса Ке = рю УФО Щит, (3.1.32)  где сі—диаметр входного отверстия датчика температуры торможения (см. рис. 2.3.6); У…, ‚Рао, мос—соответственно скорость, плотность и ко- эффициент динамической вязкости газа в рабочей части трубы, опреде- ляемые из соотношений:  Уш = мы ,тем"… (3.1.33) 9… = р…,/(Кто,); (3.1.34) но, = и„ (То,/Т,)О'т, (3.1.35)  причем [щн=1,82—10—6 кГ-сек/м2 для Тн=288К. Для нахождения значений коэффициента восстановления г при различных Числах Рейнольдса проводят продувки, изменяя давление ро газа в форкамере трубы. При этом  ‚11 число Моо и температура торможения  1,03 . ‚  ‚‹ 5 То остаются неизменными. 0,98 // Ц ‘ Заменяя сопловые вставки, мож— // 3 но подучить соответствующие числа 0 96 / , Моо газового потока и таким образом / _ найти более полную зависимость ко- ду„ ‚ . /" ° эффициента г от чисел Ке… и Мос ' ; . ` : (рис. 3.1.12). (132 / : . | — __ Порядок проведения работы 0,90 ? | , 1. Рассмотреть схему тарировоч- ‚дд 1.5 2,0 2,5 5,0, 3,5 квант“ ной установки; ознакомиться с ус- тройством аэродинамической трубы, Рис. 3.1.12. Изменение коэффициен- датчиков температуры, манометров та восстановления датчика: И проверить ГОТОВНОСТЬ ИХ к работе. 1—м“, =7‚в‚ Т3=908 к: 2—1“… =в‚95‚ 2. Смонтировать в рабочей части т0=883 к; 3—Моо=6‚6‚ То=863 к;4—м°о= трубы сопловые вкладыши, обеспе- =5‚75‚ то=з4з к; 5—моо =4‚9, Т°=604К чивающие получение в ней газового  потока с требуемым числом Мао. 3. Установить тарируемый датчик в рабочей части, а платиновый электротермометр сопротивления —— в фор- камере трубы. 4. Закрепить на стенке форкамеры манометр для измерения давле- ния торможения ро, одновременно поцключив к манометру ГРМ прием- ник статического давления в рабочей части. 5. Соединить датчики температуры с регистрирующими приборами и включить питание электронных усилителей. 6. Записать начальные показания манометров и регистрирующих устройств; измерить давление и температуру в лаборатории; включить аэродинамическую трубу и подогревательное устройство. 7. После выхода трубы на режим установившегося обтекания и до-  120 
СТИЖСНИЯ заданной ТЭМПВРЭТУРЫ То записать ПОКЗЗЗНИЯ МЗНОМЭТРОВ .51  термометров. 8. Изменить Давление торможения в форкамере и повторить все из- мерения.  9. После прекращения работы аэродинамической трубы осуществить, используя результаты опыта, необходимые расчеты, связанные с опре- делением коэффициента восстановления, и построить график г'=і(Ёе) при М…=сопз’с.  Пример. Рассмотрим результаты динамической тарировки датчика температуры- торможения с диаметром входного отверстия сі=2 мм (см. рис. 2.36). Такая тарировка проводилась в сверхзвуковой аэродинамической трубе с закрытой рабочей частькз и с дуговым электроподогревателем, обеспечивавшим постоянную температуру в форка- мере трубы:7Ъ==8251<.15арометрическое давление и температура в лаборатории были соответственно равны ратм=750 мм рт. ст., Татм=292 К. іТосле вклющения трубы:измерялись давления в рабочей части и снимались пока— зания № регистрирующего устройства, связанного с тарируемым датчиком температуры. іТричем такие измерения провоцились для нескольких заданных значений давления в форкамере ро — от 13 до 35,8 кГ/см2. Все экспериментальные даннькъ результаты расчета по ним параметров набегакъ щего потока (М…, У…, Т…, ров, р….оо, Не…), а также определение равновесной емпера- туры Те (по графику статической тарировки на рис. 3.1.10) и вычисление коэффициента г приведены в табл. А-  ‚‘ 1,00 *  0,98 /  /Г 0,96  0,911  2,0 2,0 3,0 ве…-10°“  Рис. 3.1.13. График Динамической тари- ровки датчика температуры торможения  Т а б ли на А Моо=5‚3; Тоо=124‚6 к; и°°=9‚65-1О—6 кГ-сек/м2; оо=1185 м/сек Ро, кГ/см'д , роо.104‚ кГ/см'2 000.108, кГ-сск2/м4 Несю—10—і | А], дел Те’ К | г | 1 13,0 173 4,86 1,2 64,7 800 0,965 16,2 216 6,07 1,5 65,3 807 0,975 22,8 303 8,50 2,1 66,4 819 0,991 29,2 389 10,9 2,7 66,7 822 0,996 35,8 476 13,4 3,3 66,7 822 0,996  График динамической тарировин г=1°(Ке,—_‚о), построенный по данным табл. А, по- казан на рис. 3.1.13. Р а б о т а 3.1.6  Тарировка термоанемометра Ц е л ь р а б о т ы — получение тарировочной зависимости для напря- жения, измеряемого вольтметром, от скорости потока, обтекающего дат—  чик термоанемометра. Результаты работы должны быть представлены в виле соответствующих тарировочных графиков.  Общие сведения  Степень охлажления нагретой проволочки датчика термоанемомет— ра зависит от скорости обтекающего ее газового потока. При таком ох- лаждении тепловой поток от проволочки к газу @= А+ ВУЗ… (3.1.36) где А и В—некоторые константы, определяемые опытным путем; по- казатель степени п=0,4+0,5 (для чисел Ке=рооУо°аТ/р‚со от 0,1 до 105).  121 
При установившемся обтекании тепловой поток к газу от проволоч- ки равен соответствующему количеству тепла, выделяющемуся при прохождении через проволочку электрического тока. Это количество тепла определяется по закону Джоуля — Ленца:  с = (!%/12... (3.1 .37›  где Кш— сопротивление датчика; Нв — соответствующее напряжение  на датчике, измеряемое вольтметром. В соответствии с (3.1.36) и (3.1.37)  (!%/в… = А + ВУЗ.. (3.1.38)  Из этого соотношения следует, что если применяется схема включения термоанемометра с постоянным сопротивлением датчика (Ки,:сопзі), то экспериментально можно получить однозначную зависимость  ив : щую). (3.1 .39)  Для этого следует поступить следующим образом: включить электро— питание измерительного прибора, замкнуть перемычкой вход термоане— мометра и осуществить балансировку измерительного моста так, чтобы показание вольтметра постоянного тока на выходе моста равнялось ну- лю. Затем следует снять перемычку и подключить к этому мосту датчик с кабелем, который применяется во время эксперимента; сопротивление датчика, соответствующее температуре Т…, измерить с помощью потен— циометрического моста и включить нагрев проволочки. При этом тем- пература Т… проволочки выбирается по известной величине Тсо из усло- вия, чтобы степень нагрева  (1 : (ТФ _ то, ути (3.1 .40)  не превышала значения а=0‚7—:—0‚8. Далее надо вновь измерить сопро- тивление датчика Ки, и Одновременно записать начальное показание вольтметра По. Затем датчик помещают в аэродинамическую трубу, включают ее и при различных скоростях У… газового потока в рабочей части фиксиру- ют показания вольтметра Нв. Таким образом в результате измерений будет известна зависимость ПВ =і(Уоо)‚ по которой строится соответ- ствующий тарировочный график.  Порядок проведения работы  1. Ознакомиться с устройством и работой термоанемометра и аэро- динамической трубы, а также с электрической схемой измерительной установки. 2. Включить трубу; осуществить измерения скорости потока в рабо— чей части, соответствующие различным фиксированным числам оборо— тов вентилятора. 3. Установить датчик термоанемометра в рабочей части трубы. 4. Провести балансировку моста термоанемометра, нагреть прово- лочку датчика до температуры Т… в соответствии с выбранной степенью перегрева (3.1.40), а затем переключить термоанемометр на режим ре- гистрации. 5. Зафиксировать по шкале вольтметра постоянного тока начальное напряжение По и включить аэродинамическую трубу. 6. При различных скоростях газового потока в рабочей части трубы (см. п. 2) записать показания вольтметра и выключить аэродинамиче— скую трубу. 7. Используя результаты опыта, провести необходимые расчеты и по— строить тарировочный график Нв ="Т(У…).  122 
Пример. Рассмотрим тарировку проволочного датчика термоанемометра (см. рис. 2.2.6). Эта тарировка осуществлялась в малоскоростной аэродинамической трубе с закрытои рабочеи частью для условий в лаборатории, которые характеризуются ба—  рометрическим давлением ратм=750 мм рт. ст. и температурой Татм=292 К.  р “о /‚ 6 ідЁ Д „ !> 1 4“ ‚!=? 2 2 ‚”’!!ііт-т'типі/м}. 3 Ц  , — | | ] |  \\".  , №111: 33: ‘ ‚ . "' !- _  „”’М’Л”’‚---- _ . ‘ 7 , 1|і||||і| _ ' '\`\<'\°'1\\\\\\\\\\\\ .. ' т.т/И,” " ,  / ‚„ ‚іііііііііід/ | ‚/ 1 : П 1 5  х\\ \\  Рис. 3.1.14. Схема установки датчиков термоанемометра при тарировке:  ! “аэродинамическая труба; 2—приемные отверстия для замера перепада давлений; 3—тари- руемый датчик: 4 — съемный корпус: 5 — державка; б — микроманометр  };..г. _‘ ч..,- ' . _ в - _ _ '..""- . ..- :__.' ' 5} >» _.; - - .! -:  Рис.` 3.1.15. Установка с измерительными прибо- рами для тарировки датчика термоанемометра:  1 — аэродинамическая труба; 2 — тарируемый датчик; 3 — термоанемометр; 4 .‚_ вольтметр постоянного тока: 5 — соединительные кабели; б — микроманометр; 7 —- регу- лировочный реостат  \ -‚""' . . ‚„.- __“. Щ _....- ...и.“ №-  Общая схема измерительной установки показана на рис. 3.1.14, а фотография этой установки вместе с измерительными приборами — на рис. 3.1.15. Для определения скорости воздуха в рабочей части измерялась разность статиче- ских давлений в сечениях 1—1 и 11—11. При этом использовался чашечный микромано- метр с ігт=1‚0 и К=0‚8. Измеренная разность статических давлений  АР=Р1 _р11= Ёт К-АИ,  где АИ=і1—і10 (см. рис. 3.1.14). Эти разности показаний микроманометра соответствуют различным скоростям воз- душного потока в трубе, которые достигались изменением числа оборотов электродви- гателя с помощью реостата. При помощи психрометра определена относительная влажность х=66%‚ а также давление насыщенных паров Ри.п=17‚9 мм рт. ст. В соответствии с этими данными скорость У… определялась по зависимости (2.2.7) при ратм=750 мм рт. ст. и і=19° С. Нагрев тарируемого датчика производился с учетом степени перегрева а=0,8. Если принять при этом, что температура потока Тоо=292 К, то температура проволочки  тш=(1+а)т°° =(1 +о,8)292=5271<.  123 
Соответствующее сопрошвленне датчика (при начальном сопротивлении Ко= =3‚22 ом) КШ :КО (1 +а) =3‚22о1,8 =5‚79 ом. При этом сопротивлении показание вольтметра постоянного тока По=3,0 в. Во  время работы трубы при разных скоростях потока в ней вольтметр измеряет соответст- вующие напряжения (13. Результаты замеров и расчетов приведены в табл. А.  Таблица А “в,(5 __  / | Номера замеров О 1 2 З 5 / Ч /4 110 . 13 13 13 13 п. . . 13 43 130 279 3 “„О 20 ЦП 63 60 Умм/сек А1], мм . . О 30 117 266 УФО, м/сек 0 20,1 39,8 60,1 Рис. 3.1.16. Тарировочный график дат- ЦБ в 3 4 7 5 3 5 8 чпка термоанемометра  По данным табл. А на рис. 3.1.16 построен тарнровощ—щй график ПВ=1°(У…).  ‘ Работа3.1.7  Тарировка трехкомпонентных тензометрических весов  Ц е л ь р а б о т ы — определение зависимости величины вых0дного сигнала с тензостанции от приложенной к тензометрическим весам на- грузки. В результате работы строятся соответствующие тарировочные гра- фики.  Общие сведения  Тарировку тензометрических весов обычно осуществляют, устанав— ливая их в рабочей части аэродинамической трубы. Если это не пред- ставляется возможным, то тарировка ведется при помощи специального тарировочного приспособления. Так как выходной сигнал, поступающий на усилитель тензостанции с тензоэлементов, мал, то для устранения не— благоприятного влияния соединительных кабелей на показания измери— тельных устройств во время эксперимента тарировку необхоцимо про— водить, используя те же кабели и усилители. Количество тарируемых каналов усилителя выбирается по числу компонентов аэроцинамиче— ской нагрузки, измеряемых весами. При тарировке место приложения и направление действия нагрузки соответствуют тарируемому каналу. Например, если тарируется канал, измеряющий осевую силу К, то известная по величине нагрузка должна быть приложена вдоль продольной оси 0х1 модели, внутри которой рас- положены весы. Для уменьшения затрат времени на эксперимент выходной сигнал с усилителя тензостанции регистрируется шлейфовым осциллографом и записывается на фотобумаге. Величина такого сигнала характеризу— ется отклонением луча шлейфа (в мм) от начального положения. После опыта фотобумага проявляется, а запись соответствующим образом расшифровывается. В результате находится зависимость  и, =1°(Р)‚ (3.1.41)  124 
в которой Рър ——отклонение луча шлейфа; Р —— приложенная нагрузка (вес тарировочного груза). При тарировке каналов нормальной силы и момента внутримодельо— ные весы размещаются в специальном цилиндре с шинами на внешнеи поверхности. Средний ряд этих шипов расположен в поперечной плоско- сти, совпадающей с электрической осью аэродинамических весов. При подвешивании груза на такие шипы выходной сигнал будет возникать только в канале для измерения силы №. Если грузы подвешиваются на шины в других рядах, то выходной сигнал появится одновременно в двух каналах для измерения силы и момента тангажа Ми. Отклонение луча Рам шлейфового осциллографа для канала М2 про— порционально моменту М2=Р1, где [_расстояние между электриче- ской осью весов (средний ряд шипов) и шипом, на который подвешива- ется этот груз. По результатам измерения величины НМ, соответствую- щей заданному моменту М„ определяется тарировочная зависимость  дм = НМЗ). (3.1.42)  Так как обычно время эксперимента ограничено, то начальное поло— жение лучей шлейфового осциллографа записывается только один раз —при каком-либо угле атаки МОДели (чаще всего при оъ=0). При этом поскольку на весы действует вес модели, то могут появиться сигна— лы на выходе усилителей, вызывающие дополнительные отклонения лу- чей осциллографа. В целях компенсации воздействия веса до начала эксперимента записывают показания всех каналов 113, соответствующие экспериментальным углам атаки. Эти показания учитываются затем при продувкахкак поправки на вес. Отклонение луча осциллографа, зависящее только от аэр0динамиче- ской силы, будет  и = ив _и‚ (3.1 .43)  где И}: и Нв— отклонение лучей соответственно во время продувки и при воздействии только веса (поправка на вес) при заданном угле атаки. › Если начальное положение луча записывается для каждого угла ата- ки отдельно, то поправка на вес уже не вводится, и при помощи осцил- лографа непосредственно находится отклонение И. При применении внутренних аэродинамических весов с Донной дер- жавкой необходимо учитывать влияние поддерживающего устройства на правильность определения лобового сопротивления модели летательно- го аппарата. С этой целью проводят серию т-хетоцических пр0дувок од— ной и той же модели с донными державками различных диаметров. По опытным данным строится график функции св=і(сідер)‚ где відер= =сідер/сімид—относительный диаметр донной державки (рис. 3.1.17). Путем экстраполяции полученной кривой находят значение, соответст-  вующее величине адер=о‚ которое принимается за истинный коэффици- ент продольнои силы с…т для заданной формы модели тела вращения.  Порядок проведения работы  {. Ознакомиться с устройством тензометрических весов и электриче— скои схемои измерительного устройства. 2. Установить аэродинамические весы в приспособлении для тари— ровки и закрепить на них цилиндр с шипами так, чтобы плоскость сред- них шипов совпадала с электрической осью весов.  125 
З. Подключить тензодатчики к входам усилителей тензостанций, а их выходы соединить со шлейфовым осциллографом.  СЯ 0,20 5511.62 0715 °і"?\  Рис. 3.1.17. Тарировочный график для определе- ния поправки на влияние донной державки при измерении продольной силы  4. Провести балансировку каналов тензостанции и записать показа— ния, характеризующие начальное положение лучей шлейфового осцил- лографа. 5. Подвешивая последовательно различные грузы на шипы в сред- нем ряду, зафиксировать отклонение луча канала регистрации нормаль- ной силы, затем снять нагрузку и снова зафиксировать соответствующее отклонение луча. 6. Осуществить подвешивание различных грузов на шипах, располо- женных в других рядах, и записать соответствующие показания осцил- лографа для каналов регистрации нормальной силы и момента. 7. Закрепить аэр0динамические весы вертикально и, сначала нагру- жая их, а затем снимая нагрузку, записать соответствующие показания осциллографа для канала осевой силы. 8. Закрепить аэродинамические весы в дозаторе углов атаки. 9. Провести балансировку усилителей, а затем, установив модель под углами атаки, при которых предполагается продувка в аэродина- мической трубе, записать отклонение лучей осциллографа для всех ка— налов (К, М, М:) , которые будут определять поправку на вес. 10. Проявить фотобумагу с записью измерений на осциллографе, расшифровать их и по полученным результатам построить тарировоч— ные зависимости Ир=1°1(Р), 11м=і2 (М,), а также кривую, характеризую— щую поправку на вес.  Пример. Рассмотрим тарировку трехкомпонентных аэродинамических весов, схема которых показана на рис. 2.4.9. Для тарировки использовалось приспособ— ление, позволяющее устанавливать их горизонтально. Вместо модели во время тариров- ки на весах закреплялся цилиндр с пятью рядами шипов, расстояние между которыми равнялось 50 мм. Для работы использовались тензометрическая станция (типа 8АНЧ—7М), а также шлейфовый осциллограф Н-700. Приборы и приспособления для тарировки аэродинами- ческих весов показаны на рис. 3.1.18. При закреплении на весах цилиндра было выполнено условие, чтобы электрическая ось совпадала с поперечной плоскостью, в которой расположены шипы среднего ряда. При этом подвешивание груза на эти шипы не вызывало отклонения луча осциллографа, связанного с измерительным каналом момента М,. При тарировке подвешивание грузов производилось начиная с первого ряда шипов, расположенного ближе к зажимному уст— ройству (см. рис. 3.1.18). Для определения отклонения луча вместо кассеты с фотобумагой использовался экран из матового стекла со шкалой. При этом начальное положение «зайчика» фикси- ровалось с помощью луча свобоцного канала, направленного на экран до нагружения. При нагружении весов на этом экране измерялось расстояние между начальным и от- клоненным «зайчиками» (рис. 3.1.19). Для подвешивания выбирались грузы весом 2,4 и 6 КГ . Соответствующие результа- ты измерений отклонения лучей осциллографа (іты, пм), значения момента М2=Р1 для первого ряда шипов (1:10 см) показаны в табл_ А_ Затем измерения повторялись с весами, повернутыми относительно продольной оси на 180°. Результаты измерений, полученные для этого положения весов, соответствуют  126 
Рис. 3.1.18. Приборы и приспособления для тариров- ки тензовесов:  ], 2, 3, 4, 5—номера рядов шипов; б—тарировочный ци- линдр с шипами; 7—подвешиваемый груз; 8—державка с тензометрическими весами; 9—зажимное приспособление; 10 —- тензостанция; !! — шлейфовый осциллограф  Т а б л и ц а А ' кГ.см м " "33: , 0 О О О 2 20 19 22 4 40 38 44 6 60 57 66 Таблица Б Рис. 3.1.19. Внешний вид экрана к, „ Г 0 О, 5 1,0 1,5 шлейфового осциллографа при та—  рировке:  і—корпус; 2—сменная рамка с экра- ном; 3—матовое стекло; 4—начальное ”К’ мм 0 15 30 45 положение зайчика; 5—отклоненное положение зайчика; б—смещение луча  отрицательному по знаку нагружению. Полученные при этом отклонения лучей осцил— лографа оказались такими, как и для первоначального положения весов. На рис. 3.1.20 и 3.1.21 показаны тарировочные графики Ь№=і1(1\/') и пм=г2(м‚)‚ построенные по данным измерений отклонения луча шлейфового осциллографа. При тарировке канала осевой силы К аэродинамические весы закреплялись в за- жимном приспособлении вертикально, а грузы размещались на торце цилиндра. Вес этих грузов принимался равным 0,5; 1 и 1,5 кГ . Измеренные отклонения луча пн осцил- лографа приведены в табл. Б. Тарировочный график Ьв=із(К), построенный по данным этой таблицы, показан на рис. 3.1.22. Для определения поправки на вес вместо цилиндра использовалась модель лета- тельного аппарата, внутри которой размещались весы на державке, закрепленной при-.  127 
помощи механизма изменения углов атаки (рис. 3.1.23). После балансировки измери-  тельных каналов на матовом экране шлейфе-вого осциллографа были определены на- п…, ММ ЬМ’ ММ : 50 60 / а ! ; #0 40 20 20 і ! 0 _ !  6 И 'Ё/Ё 2 ’в; миг -50 №0 —20 /' 20 #0 50 М2.кГсм | | : ;( —20 | / -20 / щи Л до ! ; х  —50 <( _і _; 450  Рис. 3.1.20. График тарировки ка- Рнс. 3.1.21. График тарировки кана— нала нормальной силы ла момента тангажа  чалы—тые положения луча при нулевом угле атаки; причем с каждым таким начальным положением совмещались световые «зайчики» свободных каналов.  Для заданных углов атаки ос=4‚ 8 и 2° определялись расстояния 11%, 1133… 1131 ме-  жду начальным и отклоненным лучами, обусловленные воздействием веса и соответ- ствующие каналам для измерения осевой и нормальной оси, а также момента (табл. В).  ь… мм БП  › дп /  / 20 И  ОСГ  {3,5 ДП К,:(Г Рис. 3.1.22. График тарировки ка- нала осевой (продольной) силы  .. \" —. ".: ' ›: 1 .- „: … _в_. _ . - , .гЖ- _… „нд-„. —- ›  №.иі-  Рис. 3.1.23. Схема тарировки при определении поправки на вес:  1—МОДель; 2—державка с тензометрическими есами; З—уст— ройство для установки углов атаки  128 
В соответствии с данными табл. В поправку на вес следует вводить только в ре- зультаты измерения осевой силы. Это обусловлено следующим. Из рис. 3.1.24 видно, что вдоль оси 0х1 на весы действует усилие от веса модели Ом  КВ : Ом ЗіП (1,  Т а б л и ц а В ос. град 11%. мм и?… мм “?)/!* мм 0 0 0 0 4 1 0 0 8 2 0 0 12 З 0 0 Рис. 3.1.24. Силовое воздействие модели на упругие элементы аэродинамических весов  а дополнительная нагрузка на упругие элементы каналов М и М: будет соответственно равна  №В=6м(1—соэос)‚ МЁ=0М (1 —созос)х  Ц.М’ где хц‚м — расстояние от центра массы модели до электрической оси весов. Для модели весом 0,6 кГ, у которой хд_м=2,0 см, в случае а=12° значения Кв= =0‚125 КГ, №в=0,013 КГ, М2=0,026 кГ—см. Если чувствительность весов характеризу-  ется графиками на рис. 3.1.20—2—3.1.22, то под действием полученных нагрузок отклонения соответствующих лучей возможны лишь для канала измерения К, а для каналов № и М: эти отклонения пренебрежимо малы и не могут быть зарегистрированы.  & 3.2. ИЗМЕРЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ГАЗОВОГО ПОТОКА  Эксплуатация аэродинамических труб непосредственно связана с не- обходимостью измерения параметров газового потока в рабочей части. Данные этих измерений используются Для улучшения конструкции от— дельных элементов аэродинамической трубы (форкамера, сопло, диф- фузор и др.) с целью получения расчетных (заданных) параметров по— тока. Одновременно такие измерения составляют неотъемлемую часть исследований обтекания моделей летательных аппаратов, связанных с изучением параметров набегающего (невозмущенного) потока. В настоящем параграфе рассматриваются основные лабораторные работы, знакомящие с методами измерения и расчета параметров газо— вого потока в рабочей части аэродинамической трубы.  Работаздл  Измерение скорости потока при помощи насадка  Ц е л Ь р а б о т ы — определить скорость газового потока по резуль— татам измерения давлений комбинированным насадком.  Общие сведения  Комбинированный насадок (см. рис. 2.1.35), помещенный в воздуш- ный поток с малой скоростью (несжимаемое течение), позволяет изме— рить разность полного и статического давлений [см. (З.1.19)]. По этой разности давлений, используя (2.2.4), можно определить соответствую- щую скорость набегающего потока. Для воздуха получим расчетную за- висимость для этои скорости в следующем виде:  У.. =41/атігткшъ, (3.2.1) где ігт и К — соответственно тарировочный коэффициент и коэффициент шкалы чащечного микромано-метра; ёт _ тарировочный коэффициент  9—927 129 
насадка; АН — перепад уровней в отсчетной трубке микроманометра, мм. Для более точного определения скорости необходимо учитывать из- менение плотности воздуха в зависимости от барометрического давления, температуры и влажности. В этом случае вместо (3.2.1) следует вос- пользоваться формулой (2.2.7):  У.._ \/42‚22——73 '“ (1—о‚———з78х “… _) цикл/1, (3.2.2) Ратм \ Ратм Для определения скорости (числа Маха) сверхзвукового потока мо— жно применить комбинированный насадок, схема которого изображена на рис. 21.36. При измерении давлений с помощью этого насадка целе— сообразно использовать групповой регистрирующий манометр ГРМ. По результатам измерения из соотношения „(2..29) определяется число Мю потока в рабочей части аэродинамической трубы. Одно из таких измере— ний связано с определением разности давления торможения р„ за пря—  МЫМ СКЭЧКОМ И аТМОСфЭРНЫМ ДЗВЛЗНИЗМ.  рО —— ратм : АМО 12, (3.2.3) где 12 — коэффициент группового регистрирующего манометра; АМ) = =1\/’—1\/(') — разность конечного и начального показаний манометра по  шкале отпечатков. Аналогичное выражение запишем для определения разности стати- ческого и атмосферного давлений:  рт _ ратм : АА/„О Аг, (3.2.4)  где А№ю=№оо—№ооо — разность показаний по шкале ГРМ. По опытным данным находим величину М…, используя соотношение  2/е 2 2—1  АМ’Ь ...— 0 +“… = “1 ‘”“ . (3.2.5) АМФ іг + ратм 412 2 (в _ 1) 1 миг—ц [(№№ _‹/г+1›2`м3°]  Для определения скорости потока по известному из опыта числу Мс,о необх0димо в соответствии с (2.2.10) знать температуру То в форкамере (температуру торможения). Для ее измерения можно использовать пла- тиновый электротермометр сопротивления (см. рис. 2.3.1). По показанию А! на шкале регистрирующей части этого прибора, датчик которого по— мещен в форкамеру, из тарировочного графика находится соответствую- щая температура Т0=1°(1\/). Используя теперь формулу (2.2.10), в кото- рой принимаем ЁК=4О1‚9 м2/сек2-град, напишем  У.. : м.. (1 + 0,2м‘і)—“2—2о‚1 1/ Т_„. (3.2.6)  Порядок проведения работы  Измерения в дозвуковой аэродинамической трубе малых скоростей.. 1 Ознакомиться с устройством аэродинамической трубы, насадка, микроманометров и проверить готовность их к работе. 2. Установить на координатнике насадок и выверить его положение относительно направления вектора скорости. 3. Соединить резиновыми шлангами штуцеры насадка с микромано— метром и проверить герметичность соединений. 4. Определить барометрическое давление, температуру и влажность воздуха. 5. Включить аэродинамическую трубу и после выхода ее на режим  130 
УСТЗНОВИВШЭГОСЯ ДВИЖЗНИЯ ВОЗДУХЭ зафиксировать соответствующие ПО“  казания микроманометра. 6. По полученным результатам измерений рассчитать скорость по—  тока. Измерения в сверхзвуковой трубе. 1. Ознакомиться с устройством аэродинамической трубы, насадка, координатника, манометра (ГРМ), электротермометра и проверить их готовность к работе. 2. Установить комбинированный насадок в рабочей части трубы и соединить приемники давления (дренажные отверстия) с ГРМ. З. Измерить атмосферное давление и температуру в лаборатории и записать начальные показания ГРМ. 4. Установить в форкамере платиновый датчик температуры и про- верить электрическую схему электротермометра. 5. Включить аэродинамическую трубу и после выхода ее на режим установившегося движения воздуха записать показания манометров и регистрирующего прибора термометра сопротивления. 6. По показаниям манометра определить давления рос, рд, а также  найти температуру торможения То.'По этим значениям рассчитать число Мс,о и скорость газового потока Усе.  Пример. Приведем результаты измерения скорости воздушного по- №№ …… „:::-:т-«г-ттъ-г. ……‚…… тока с помощью комбинированного насадка Пито—Прандтля. Измере- ния осуществлялись в открытой ра- бочей части малоскоростной аэроди- намической трубы. Общий вид изме- _ рительной установки приведен на 7; рис. 3.2.1. %: Давление регистрировалось ча- Ё ? __ _ шечным микроманометром с коэффи- , __ циентами к=0‚4 и Ьт=1‚0; тариро- __ = ' - ‘ \  вочный коэффициент насадка ёт= =1‚0. Начальный уровень жидкости вмикроманометре Ьо=12 мм. В ре- зультате продувки произошел подъ- ем жидкости в отсчетном колене до отметки н=132 мм. Соответствую- щий перепад уровней составил АН= =11—Ь0=120 мм. По измерениям в атмосферном воздухе і=22°С (Т=295 К) и ратм=  Рис. 3.2.1. Установка Для определения скоро- сти дозвукового потока с помощью комбини- рованного насадка:  =740 мм рТ. СТ., а по данным ПСИ- 1—аэрод13намическая труба];— 2—комбннированный _ _ „ насадок; —координатник; микроманометр; 5—ла- хрометра разность показании сухого бераторный барометр „ термометр  ивлажного термометров была равна  4° С._ _По этой разности температур из табл. 2.2.1 при і=22°С найдена относительная влажность х=68%, а по величине  і=22°С из табл. 2.2.2 определено давление насыщенных водяных паров р,… =  =21;6 мм рт. ст. Подставляя все эти данные в (3.2.2), получаем  7 2 21,6 —1 У =1/42,2—5Ё—Ё—_Ц 1—0,378-0,68—) 1,0-1‚0-0,4-12О=28,4м/сек. °° 740 740  Теперь рассмотрим результаты проведения лабораторной работы по определению скорости сверхзвукового потока. Для этой цели использовался комбинированный наса— док (см. рис. 2.1.36). Измерения проводились в сверхзвуковой аэродинамической трубе с закрытой рабочей частью. Общий вил трубы с установленным в ней насадком пока- зан на рис. 3.2.2. Температура в форкамере трубы, найденная при помощи платинового термометра сопротивления, равнялась Т0=275 К. Барометрическое давление и температура в лабо- ратории были равны соответственно Ратм=738 мм рт. ст. и Т=298 К. Сменный сопловый вкладыш трубы был рассчитан на получение в рабочей части М°о=3,0. Это число и уточнялось в результате проведения измерений. Во время экспе-  9>і< 131 
римента использовался групповой регистрирующий манометр типа ГРМ- 2, коэффициент шкалы которого &= —О ‚05 атм/дел. Начальные показания, соответствующие каналам для измерения статического дав—  ления и давления торможения: №000=2О‚1; №0=19‚8. Во время продувки на шкале ма—  нометра зафиксированы показания: №®=2‚0; №’=25,О. В соответствии с этими показаниями  +ігАА/оо =1‚003—0,05-18‚1= = 0,098 кГ/см2; рЬ=ратм+ігА№д = 1‚ооз+0‚05.5‚2 : = 1,263 кГ/см2.  р°°= ратм  @@  Рис. 3.2.2. Общий ВИД рабочей части аэродинамической трубы с комбиниро- ванным насадком:  [_рабочая часть аэродинамической трубы; 2 —— комбинированный насадок; 3 — соедини- тельные шланги; 4—групповой регистрирую— щий манометр  Из таблиц газодинамических функций воздуха [13] по отношению рос/р0=  =О‚О98/1,263=О‚О775 для іг=1‚4 находим число Маха в рабочей части трубы Мос: =3,11. По формуле (3.2.6), зная Т0=275 К и .Моо=3‚11, находим соответствующую ско— рость потока:  1/00 = 3,112… ь/2—75 (1 + 0,2.з‚112)—1/2 = 614 м/сек.  Работаззд  Определение скорости воздушного потока по методу измерения перепада давлений  Цел ь р а б оты —— определить скорость потока по измеренным ста- тическим давлениям в двух поперечных сечениях аэр0динамической трубы. Общие сведения  Рассмотрим воздушный поток в диффузоре сверхзвуковой аэродина- мической трубы (см. рис. 1.4.1). Скорости такого потока будут дозву- ковыми. При этом то обстоятельство, что движение воздуха происходит в канале с небольшим расширением и, следовательно, параметры пото- ка в-различных точках какого—либо поперечного сечения можно принять с достаточным приближением оди- ? наковыми, позволяет определить скорость этого движения по изме— ренной разности статических дав- лений для двух таких сечений. Ес- ли для одного сечения параметры  "о“ газа обозначить индексом <<1», адля ` другого—индексом «2» (рис. 3.2.3), [ то уравнение Бернулли для этих се- р + чений будет иметь вид ‹ 02ъ2 2 2 ___Ё__Ё_ '__‘_/_1_= іг & ! & Рис. 3.2.3. Схема измерения давле— Ё__1 91 _] 2 Ё_1 92 Т 2 ' ний в трубопроводе для определения скорости потока (3.2.7)  332 
Полагая в этом выражении скорость У1 равной в соответствии с урав- нением расхода р1У1$1=р2У2$2 (81 и 82 — соответственно площади по— перечных сечений 1—1 и 2—2) величине  У1 : У2 92 82,” (9181)› найдем следующую зависимость для скорости в сечении 2—2: 112 : {і . р_1[1_.(_р2_91_)[1_(32_52_)2]_1}1/21_ 3—1 01 19192 \9181 Так как отношение плотностей можно заменить по уравнению адиабаты 102/91= (Р2/Р1)№› ТО  ——1__2Ё_.& Г __ 'В2_"(’“_1)/’*]Г __ [ЁЁ/"ЁЁ —1‘1/2 У2 „ч\Ё—1 9111 '\Р1) _[1 (171, 3% .  Имея в виду, что 13р1/р1 :аЁ, и переходя к разности давлений Ар=р1—р2, получим  2 2 _ , 82 _1 1/2 1/ = “1 [1—( -— 3)“ №] 1—(1——Аі)№—2 (3.2.8) 3—1 р1 и 52  1  Здесь в свою очередь квадрат скорости звука  а2=ігКТ : ЬКТ „Ш УЗ 8% (1— ЗЕТ/Ё . (3.2.9) 1 1 0 2 8% р1  Полагая, что параметры в сечении 1—1, а также температура То извест- ны, можно из уравнений (3.2.8) и (3.2.9) определить по измеренной раз- ности статических давлений Ар скорость во втором сечении. Рассмотрим случай, когда сечение 1—1 прох0дит через форкамеру и его площадь значительно превышает величину 82. Тогда можно при- нять Т1жТ0, р1нро и, учитывая, что $2<<$1, написать вместо (3.2.8)  соотношение 213 КТ ’ А (іг—1)//г 1/2 ,: {———°[1—(1——і) ]} ‚ (3.2.10) Ё _ 1 Ро / в котором Ар=ро—р2. Наиболее точными значения скорости, получаемые по методу изме- рения перепада статических давлений, будут, если этот перепад неве- лик и относительная величина Ар/ро не превышает 0,15+0,2. В частно- сти, если р0=1 кГ/см2 (104 мм вод. ст.), то при выполнении этого усло—  вия Ар<2000 мм вод. ст. Для Ар/ро<0‚15—:—О‚2 формулу (3.2.10) можно упростить, представив в виде  Ар 1 Ар 1/2 . У,: 2 Т (1 —.—] . 3.2.11 … [ Н О Ро + 213 Ро) ( )  Для еще меньших перепадов давлений (Ар/ро<О,О2—:—О,03) в круглых скобках (3.2.11) можно ограничиться одним членом в разложении и, приняв КТ0=р0/ро, написать  11... =`1/2—А;Тр. (3.2.12)  Эта формула совпадает с соответствующим выражением (2.2.4) для несжимаемого потока. В рассматриваемом случае движения воздуха с малой скоростью определение ее величины по измеренному перепаду статических давле- ний возможно также, если первое сечение не проходит через форкаме- ру и, следовательно, параметры воздуха в нем отличаются от их значе- ний для условий торможения (см. рис. 3.2.3).  133 
Чтобы получить для этого случая расчетную зависимость, напишем уравнение Бернулли для несжимаемой жидкости (р=сопз’с):  р1’р + кг,/2 : ‚з,/р + 7.32. (3.2.13).  Из условия постоянства расхода У1$1=72$2 можно найти скорость У1=У2($2/$1). Внося это значение в (3.2.13) и определяя скорость %,  получим  У,: )/%Ар —-ЁЁ- _1. (3.2.14)  Подставляя сюда вместо Ар=р1—р2 значение, полученное в результа- те измерения давления чашечным микроманометром,иопределяя плот- ность р с учетом барометрического давления, температуры и влажнос— ти, найдем расчетную зависимость в следующем виде:  - _ $3 -—1 %: |/42‚2№(1—0‚378х№> 1ьтсткАн 1— ; _(з.2.15> $-  Ратм Ратм 1  Порядок проведения работы  Измерения в аэродинамической трубе малых скоростей (см. рис. 3.1.14). 1. Ознакомиться с устройством аэродинамической трубы, маномет- ров и термометров; проверить их готовность к работе. 2. Соединить приемник статического давления (дренажное отверстие в стенке трубки) резиновыми шлангами с чашечным микроманометром и проверить герметичность соединения. 3. Измерить барометрическое давление и температуру в лаборато— рии. 4. Включить аэродинамическую трубу и после выхода ее на режим установившегося потока в рабочей части записать показания микрома- нометра. 5. По измеренной разности уровней жидкости в манометре вычис- лить соответствующий перепад давлений, а затем, используя формулу (3.2.15), рассчитать скорость газа в рассматриваемом сечении аэроди- намической трубы. Измерения в диффузоре сверхзвуковой аэродинамической трубы. 1. Ознакомиться с устройством сверхзвуковой аэролинамической трубы, насадками, манометрами, электротермометром, а также схемой измерительной установки. 2. Установить в форкамере платиновый датчик температуры и про- верить электрическую схему термометра. 3. Резиновыми шлангами соединить штуцеры приемников статичес— кого давления в сечениях 1—1 и 2—2 диффузора с групповым регист- рирующим манометром. 4. Измерить барометрическое давление и температуру атмосферно- го воздуха. 5. Определить площади $1и$2 поперечных сечений 1—1 и 2—2 Диф- фузора. 6. Включить аэродинамическую трубу и измерить при помощи ГРМ разности давлений Ар1=р1—ратм и Ар2=р2—ратм. 7. По этим значениям найти разность статических давлений Ар: =р1—р2, определить в сечении 1—1 давление р1=Ар1+ратм, а затем, зная То, вычислить, используя (3.2.8) и (3.2.9), скорость в сечении  2—2 диффузора. 434 
Пример. Определим скорость воздушного потока в рабочем сечении малоскорост— ной аэродинамической трубы (см. рис. 31.14). В выбранном сечении 11—11 в стенке трубы просверлено дренажное отверстие, которое через штуцер соединено резиновым шлангом с отсчетной трубкой чашечного микроманометра (ігт=1‚0‚ К =0,8). Начальный уровень жидкости в ‚его отсчетном колене 110= 10 мм. Так как воздух поступает в трубу из атмосферы и его скорость в форкамере пре- небрежимо мала, то принимаем для сечения 1—1, проходящего через форкамеру, Ино. Давление здесь будет атмосферным и равным, согласно показанию барометра, ро=ратм=750 мм рт. ст. Соответствующая температура Т0=Татм=295 К. Относитель- ная влажность х=68%. Давление насыщенных паров рн:п=21,6 мм рт, ст. Статическое давление в сечении 1—1 равно атмосферному, следовательно, резерву— ар чашечногомикроманометра сообщался с атмосферой. После включения трубы уровень жидкости в отсчетной трубке этого манометра переместился до отметки 11=142 мм. В соответствии с этим разность уровней  А11=11—110= 142— 10: 132 мм, а перепад давлений Ар = р1 —р2 = Ёт К-Ап = 1,0—О‚8- 132 = 106 мм вод. ст. По этому значению перепада давлений определяем из (3.2.15) скорость  /  г' 1 _] У2 : Ъ/42,22Ё)(1—0,378-0‚682—Ё) 106= 41,8 м/сек_ 750 750 Рассмотрим теперь результаты измерения скорости в диффузоре сверхзвуковой трубы. В сечениях 1—1 и 2—2 (см. рис. 3.2.3) в стенке диффузора просверлены дре- нажные отверстия, которые через штуцера соединены резиновыми шлангами с ГРМ. Измеренное барометрическое давление и температура в лаборатории были равны соот- ветственно ратм=738 мм рт. ст., Татм=298 К. Температура в форкамере, найденная с помошью платинового электротермометра сопротивления, равнялась Т0=275 К. Во время работы трубы измеренные при помощи группового регистрирующего ма- нометра (ГРМ—2 с коэффициентом 12:0,01) перепады давлений были следующими:  АР1=р1_ратм___—‚"'(МГ—‘А/Щ) =0101'12 КТГ/02142; Ар2 = р2—ратм = іг(№2—№02) = 0,01 -22 {СГ/6142,  где Момот, №№) — соответственно начальные и конечные показания по шкале ГРМ. С учетом полученного перепада давлений статическое давление в сечении 1—1  р, = Ар1 +ратм= 0,12 + 1,00 = 1,12 кГ/см2.  Площади поперечных сечений 1—1 и 2—2 соответственно равны: $1=0,282 м2 и 82:0,406 м2, отношение этих площадей $2/$1=0,406/О,282=1,44. Имея в виду, что ігд=1‚4—287=401,9 м2/сек2-град, Т0=275 К и Ар=Ар1—Ар2=—О,1 ‚СГ/см?, после под- становки соответствующих данных в (3.2.8) и (3.2.9) найдем:  У _{ 211? 1 *] _од __(1‚4_1)/1‚41 1 1 __о‚1 2/1‚41 42 --11/2 Г' 1,4—1[_(— 1,12) ][ _( _ 1,12) ’4 ] ’  1,4—1 / —0‚1 2/1.4 а?=4О1‚9-275———[УЗ-1,442К1———) . 2 1,12  Решая эти уравнения относительно скорости Уг, найдем ее величину У2=33‚1 м/сек.  Работаззз  Определение числа Маха невозмущенного сверхзвукового потока  Ц е л ь р а б о т ы — определение числа Маха потока в рабочей части  сверхзвуковой трубы по теневой фотографии обтекания поверхности и по методу измерения давлений.  Общие сведения  Оптический метод. Рассмотрим Обтекание равномерным и парал- лельным сверхзвуковым потоком плоской клиновидной поверхности с половиной угла при вершине Вкл (рис. 3.2.4). Если этот угол не пре- вышает некоторого предельного (критического) значения [3*‚ то обте— кание характеризуется возникновением перед клином прямолинейного  “. 135 
ПРИСОЗДИНЗННОГО СКЗЧКЗ УПЛОТНВНИЯ‚ НЭКЛОНВННОГО ПОД УГЛОМ ее И ВВК-  тору скорости У…. Если угол клина Вкл и число Мао заданы, то можно  определить величину Вс. Может быть решена и обратная задача, связан- ная с отысканием  числа Маха набега— ющего сверхзвуко— вого потока по из— вестным значениям  А ргг 60 И Вкл-  Вкл % д…» //  / _ ‚99% ///////‚т////////////4 , При помощи оп- Мщр, _ - ‚ _Лт///Ж№////Щ р, тических методов ис- ›»  следования сверх- звукового обтекания в аэродинамической Рис. 3.2.4. Схема измерения давлений на клиновид- трубе МОЖНО сфото- .ном насадке для определения числа Моо потока Графировать ПОТОК около клина и полу- чить теневой снимок, на котором будет изображена линия скачка уплотнения. Зная направление набегающего потока, можно измерить угол 60 меж- ду скачком и вектором У…, а затем вычислить соответствующее число Маха, пользуясь следующей формулой из теории косого скачка уплот- нения: іг—і— 1 _ зіп Эс-зіп В,… ]—1/2. (3.2.16) 2 соз (Эс—Вкл) Измерение давлений на кЛиновидной поверхности. Наряду с опти— ческим методом определение числа Мос можно вести также путем из- мерения давления р2 на обтекаемой поверхности клина, а также стати- ческого Давления р1 набегающего потока. По этим значениям р2 и т, а также заданному углу клина Вкл число Маха находится из решений  уравнений (3.2.16) и 1 /г 1 іе—1 1/2 .. = . ———+ (”—2 +—)] . (3.2.17) $1п 6С 2%. И іг+ 1 Измерение давлений ведется на модели клина (см. рис. 3.2.4), уста- новленной в рабочей части сверхзвуковой трубы так, чтобы одна сторо- на (нижняя) была параллельна вектору У… (Мос), а другая (верхняя) образовывала с ним некоторый угол Вкл (угол клина), меньший крити—  ческой величины в*. Дренажное отверстие на нижней поверхности будет воспринимать статическое давление потока …, а на верхней—давление ря за косым скачком уплотнения, или, что то же самое, давление на клине. Эти дре— нажные отверстия (приемники давления) соединяются специальными металлическими трубками и резиновыми шлангами с манометрами. Если используется групповой регистрирующий манометр (ГРМ), то из--  мереННЬ1е Давления: [31 : ратм + Ёп Ё АМВ  р2 :“ ратм + ёт2 Ё АМЪ  где Яка—коэффициент шкалы прибора ГРМ; ётг И Ёт1—тарировочные коэффициенты соответствующих приемников давления на клине; АМ), ААП—разность конечных и начальных показаний на шкалах мано-  мш = [вине, _—  метра. Внося значения … и № в уравнение (3.2.17), получим : 1 %+] Ратм+ігётгА№9 ‚?"—1 1/2 00 Зіп 6с [ 2,3 (Ратм+Ё;т1'А№1—|_ Ё+1‚)] . (3218)  136 
Решая это уравнение совместно с уравнением (3.2.16), найдем соответ— ствующее число М.…. Измерение давлений торможения. При экспериментальном определе- нии числа Моо в рабочей части сверхзвуковой трубы часто используют насадок Пито (см. рис. 2.1.31). При помощи такого насадка, соединенного с ГРМ, измеряется дав- ление торможения рО за прямым скачком уплотнения  рд : ратм + ватин, (3.2.19)  где Ё, ёт—соответственно коэффициент шкалы ГРМ и тарировочный коэффициент насадка; А№=№——1\/о—разность конечного и начального показаний ГРМ. Одновременно измеряется давление ро в форкамере трубы. По этим значениям давлений торможения можно определить число М…, пользу- ясь выражением  12 _ _.; 2 іг—1 м2 _ Ратм+ігёт АМ =[Ё-М2 [е_—!.] іе—1 . +( ) °° да:—1 . (3220)  Ро іг+1 °°—1г+1 (ё+1)МЁ.  Для Ё=1,4 это число Мос, можно найти по вычисленному отношению рд /ро из таблицы, приведенной в книге [17].  Порядок проведения работы  1. Ознакомиться с устройством аэродинамической трубы, оптическо- го прибора, насадков и манометров и проверить готовность их к ра— боте. 2. Установить клиновидный насадок и трубку Пито в рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы и соединить приемники давле— ния (дренажные отверстия) с групповым регистрирующим манометром. 3. Закрепить манометр в форкамере трубы. 4. Настроить теневой прибор и установить фотоаппарат. 5. Измерить атмосферное давление и температуру в лаборатории и записать начальные показания ГРМ. 6. Включить аэродинамическую трубу и после выхода ее на режим установившегося движения воздуха записать показания манометров и сфотографировать возмущенный поток около клиновидного насадка. 7. По показаниям манометров определить давления р2, р1, ро, рд, а  на фотографии измерить угол скачка. Используя значения р2 И ‚01, дав— лений торможения ро и рО и угла 6С, вычислить соответствующие чис-  ла М… и сравнить их между собой.  Пример. Определим число №00 в рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы, осуществив одновременное измерение угла наклона скачка уплотнения перед клиновидным насадком, давлений р2 и р1 на нем, а также давлений торможения до за прямым скачком и ро в форкамере. Схема измерительной установки показана на рис. 3.2.5, а ее внешний вид — на рис. 3.2.6. Экспериментальная модель представляет собой «односторонний» клин (см. рис. 3.2.4) с углом при вершине |3кл= 15°. На его верхней и нижней сторонах просверле— ны дренажные отверстия диаметром 0,3 мм, к которым припаяны тонкие медные дре— нажные трубки. Для измерения давления ро торможения за прямым скачком уплотнения использо- валась трубка Пито, закрепленная на одной державке вместе с клином (см. рис. 3.2.5). При этом трубка Пито размещалась так, чтобы возникающий скачок располагался за дренажным отверстием на нижней стороне клина. Для измерения давлений р2, рд и ро использовался групповой регистрирующий манометр типа ГРМ—2 с коэффициентом шкалы Ь=О,05. Барометрическое давление в лаборатории во время опыта ратм=750 мм рт. ст.=1,022 кГ/см2‚ а давление в форка- мере, измеренное во время работы трубы, ро=4,22 кГ/см2. Конечные М и начальные №0 показания ГРМ при измерении давлений р2‚ рі и ро  а также результаты вычисления представлены в табл. А. 10—927 137 
Давления в этой таблице вычислены при условии, что тарировочные коэффициенты Дт приемников давления равны единице. Найденные значения р2=0,282 кПа-и?, р1= =О‚097 кГ/см2 вносим в (3.2.18):  ®  1'[1‚4+1 (0,282 “1,4—1Л1/2 №0С „21,4 0,097 1‚4+1 '  ГИ“////////////1%/////‚7/4%7//2„’іэ”7//&7/ /7//// 8 6 5 7 ”2 \ с ‘‚'3 ‹ м.„ — 5 Я . 2 9 1% и 3 р,; / ///////////_///_//////////////////'//////////////////И ‚2 р 1 10 ‚92 + а ”' 1 %+ в  Рис. 3.2.5. Схема установки для определения числа МОО:  ] —— аэродинамическая труба; 2 — насадок Пито; 3— скачок уплотнения; 4 — волна возмущения (линия Маха); 5, 8—приемники давления; б—косой скачок уплот- нения; 7 — односторонний клин; 9 — державна; 10 — дренажные трубки; ]] — груп- повой регистрирующий манометр; 12—дренажная трубка для давления торможения  Таблица А "" | ! | р2 131 ро /2 | №0 . . 19,8 20,2 19,6 № . - . . - 5,0 1,7 24,4 А1\/=1\/—1\/0 . —14,8 —18,5 4,8 ЬАА/ . . . . . . —0,74 —0,925 0,24 р=Ратм+ідёт ' АМ, “ КГ/См2 - - 0,282 0,097 1,26 ‚' 7$  т\-  / .  Рис. 3.2.6. Установка для определе— ния числа МОО:  /4  1 —— аэродинамическая труба; 2 — клино- видный насадок с трубкой Пито; З—дре-  жные т бки; 4—г пповой егист и- ‚ на рурующий махометр р р Рис. 3.2.7. Теневая фотография обте—  КЗНИЯ ОДНОСТОРОННЗГО КЛИНЭ  Решая это уравнение совместно с зависимостью (3.2.16) 1,4 1 зіпЭ зіп 15° —-1/‘2 м -_— зіп26с— ———_Ё— . ———°———] ‚ °° 2 соз (Вс— 15 ) находим Мш=3‚10. 138 
Определим число Маха по давлениям р6=1‚26 кГ/см2 и ро=4‚22 кГ/см2. Отноше-  ние этих давлений рЬ/ро=1‚26/4,22=О‚299. Зная это отношение, из таблицы [17] нахо-  дим М°о=3‚11. Теперь используем для определения Мсо полученную теневую фотогра- фию скачка уплотнения перед клином (рис. 3.2.7) и измерим на ней угол наклона скач- ка 6с=31°20’. Подставляя это значение в (3.2.16) и принимая Ь=1,4‚ найдем  1‚4+1 зіп31°20’—5іп15° —1/2 13 2 ' со516°20’ ) _'  Как видим, найденные числа М… отличаются друг от друга незначительно и для по— следующих аэродинамических расчетов можно выбрать среднее значение М…=3,11.  мы =(зіп2 31° 20’ _  Работаззл  Определение поля давлений и скоростей “ в аэродинамической трубе  Цель р аботы—найти распределение статических давлений и скоростей (скоростных напоров) в поперечных сечениях потока в рабо- чей части аэродинамической трубы. Результаты работы должны быть представлены в виде графиков, ха- Н рактеризующих изменение этих па- раметров от координат точек рас- сматриваемого сечения.  Общие сведения  Дозвуковые скорости (несжимае- мый поток). Для измерения стати- о ческого давления р…, а также пол- 7. _ ного напора ро воздушного потока в некоторой точке М с координата- ми у, 2 рассматриваемого попереч- ного сечения (х=сопз1:) рабочей части трубы (рис. 3.2.8) может бЫТЬ Рис. 3.2.8. Система координат для использован комбинированный на- определечия положения насадка садок (СМ. рис. 2_1_35)_ Перемещая в рабочеи части баэр0динамическои такой насадок, можно измерить со- тру Ы ответствующие давления в различ- ных точках этого и другого сечений и тем самым найти поле давлений в воздушном потоке трубы. По измеренным давлениям можно рассчи- тать скорости Уоо и скоростные напоры ооо УЗО /2 и тем самым получить их распределение в рабочей части. Обычно для измерений используются чашечные микроманометры. Статическое давление, измеренное таким манометром,  роо : ратм + ё'г1 ЁТ1К1. Апр  полное Давление ро : ратм + ётг. ‚СШ К2 ' АИЪ  где Ат и АЩ—разности показаний соответственно первого и второго манометров (АН1=И1—/101; АН2=Н2—/102). Согласно уравнению Бернулли местная скорость  У.. = 1/‹2/р› (р.‚— р..) = 1/ (г,/р) (а... и. [‹.—№2— с… !г„ К.М.), (3.2.21)  а скоростной напор а... = риа/2 = ро —р.. = ё„ дети,-Аи, _Ст11гт1К1—Ап1. (3.2.22)  Обычно вместо этой размерной величины С]… для характеристики пото-  10* 139 
ка используют безразмерный коэффициент поля скоростных напоров, определяемый отношением  „, : ЧМП/ЧШ Ср, (3.2.23)  где соо…: (91/30/52)ТЧ и аюср= (рУЁо /2)ср—соответственно скоростной напор в данной точке и его среднее значение для рассматриваемого се- чения. При этом величина Чосер определяется по измеренным значениям скоростного напора в различных точках сечения из выражения  Ч.. ср = (№,/2)ср = 2 а.. т.,/п- (3.2.24)  і=1 В выражении (3.2.23) вместо афер можно использовать скоростной  ‘2 „ \! напор Чоон_н= (рУоо /2)н_н‚ измеренныи в среднеи точке сечения конт- рольным насадком. В этом случае  и = а.. … М.. (3.2.25)  Аналогично для характеристики поля скоростей можно использовать безразмерные коэффициенты скорости:  „,:у /1/  ООТЧ  (3.2.26)  00 ср’ ИЛИ  рУ=У /У  ООТЧ  (3.2.27)  оо к.н'  Комбинированный насадок, используемый для измерений, закрепля- ется на координатнике и устанавливается в рабочей части трубы на таком удалении от выбранного сечения потока, чтобы возмущения от координатника