|
|
Ш
и
^^
X
г Ч
о
а
Высотные аэродинамич. трубы (рис. 10) предназначены для исследования обтекания моделей разреженным газом, что соответствует пол╦там на больших высотах, когда числа Kr£^iQ~3≈102. Подготовка установки к запуску начинается с откачки камеры форвакуум-иыми диффузионными насосами и захолаживания пане-
Г 8 2 3
Рис. 9. Схема электродуговой аэродиЕшмичесной трубы: 1 ≈ форкдтчера сопла; 2 ≈ сопло; з ≈ рабочая часть с высотной камерой; 4 ≈ диффузор; 5 ≈ модель; fl ≈ грибовидный электрод; 7 ≈ ра:фяд; S ≈ индукционная катушка; 9 ≈ рабочий газ (во:щух); JO ≈ охлаждающая вода; / ≈ ток дугового разряда; II ≈ ток индукционной катугани.
лей криогенного насоса. Рабочий газ поступает из баллонов высокого давления н ресивер J, где установлен подогреватель 7. Расширяясь в сопле 6 до заданного значения числа М, газ обтекает исследуемую модель 9 и конденсируется на панелях криогенного насоса 3 и 4. Внсга. панели 3 охлаждаются жидким азотом, а
Гелий
Жидкий азот
58 43
Рис. 10. Схема высотной аэродинамической трубы: J ≈ корпус высотной камеры; з ≈ люк и стенке камеры» накрытый стеклим; 3 и 4 ≈ гишели криогенного насоса; 5 ≈ ресипер сопла; б ≈
8 ≈ координатник;
164
сопло; 7 ≈ подогреватель рабочего газа;
9 ≈ модель.
внутренняя 4 ≈гелием, охлажд╦нным до Т^20 К. Установки рассматриваемого типа обеспечивают давление в рабочей части /?~10~3 Па и значит, длительность эксперимента т~10а с,
Аэроакустичсскис аэродипамич. трубы предназначены для исследования влияния акустич. колой на прочность конструкции изучаемого изделия, работу приборных отсеков и т. п. В большинстве случаев рассматривается воздействие акустич. поля, возникающего при работе двигателей и обтекании поверхностен летат, аппарата. Аэроакустич. А. т, отличаются от обычных тем, что их конструкция предусматривает спец. мероприятия, препятствующие проникновению в рабочую часть акустич. нолей, связанных с работой силовой установки и вентиляторов А. т. Стойки рабочей части покрывают звукопоглощающим материалом, чтобы они пе отражали звуковые волны, возникающие при обтекании модели и работе установленных на ней двигателей,
Аэроакустич. А. т.≈ один из видов А, т. спец. назначения, предназначенных для решения конкретных аэродинамич. задач, К такого рода А. т. относятся также штопорные, малотурбулентные А. т., установки для испытания воздушно-реактивных двигателей, воздухозаборников, сопел и др.
И гидродинамике для исследования характеристик водных гребных винтов, подводных лодок, подводных частей судов л др. применяют гидродинамич. и кави-тац. трубы, устройство и принцип действия к-рых во многом схожи с А. т., но рабочим телом в них является вода.
Лит.: Пэчкх╦рстР., Холдер Д., Техника эксперимента с аэродинамических трубах, пер. с англ., М., 1955; Г о р л и н С. М., Слезингер И. И., АЭромеханичеснвд измерения. Методы и приборы, М., 1964; П о у л А., Г о и н K.f Аэродинамические трубы больших скоростей, пер. с англ., М., 1968; Г о р л и н С. М., Экспериментальна)* аэромеханика, М., 1970; Экспериментальные методы в динамике разреженных газон, Новосиб.. 1974. М. Я. Юделович. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ КОЭФФИЦИЕНТЫ ≈ безразмерные величины, характеризующие аэродинамические силу и момент, действующие на тело, движущееся в жидкой или газообразной среде. В аэродинамике цель моделирования ≈ определение А. к. при испытании в аэродинамических трубах и др. экспсрим. установках моделей, геометрически подобных натурным объектам. Если в модельных и натурных условиях критерии аэродинамич. подобия (Маха число Л/, Рейнольд-са число Пе, Струхаля число Sh и др.) одинаковы, а также соблюдается кинематич. подобие, то значения А. к, модели и натуры будут равны. А. к., как и их проекции на оси координат, не зависят от размерных физ. свойств cpt-ды и размеров тела, а зависят лишь от ого формы, ориентации и безразмерных критериев аэродинамич. подобия, отношения уд. тешю╦мкостей среды k^Cplcv и др. Это позволяет определять нагрузки,
действующие на натурный объект, по результатам модельных исследований. А. к. CRA аэродинамич. силы и т аэродинамич. момента М соответственно равны:
где ру/- д ≈ скоростно напор или дияамич. давле-
ние» р ≈ плотность среды, в к-рой происходит движение; 1?^, ≈ скорости движения тола (или скорость невозмущ╦нного набегающего потока в аэродинамич. трубе); S, I ≈ характерные площадь и линейный размер обтекаемого тела. Проекции аэродинамич. силы и момента на оси скоростной и связанной систем координат соответственно (см, рис. 7, 2 к ст. Аэродинамические сила и, момент), отнесенные к скоростному напору и геом. параметрам S и /, определяют значения Л. к. лобового сопротивления Cxa ≈ XaiqS4 аэродинамич. подъ╦мной силы Суа ≈ Уа/Ч$1 аэродинамич. боковой силы коэф. аяродинамич. моментов крепа рыскания m{ja~MyajqSl
л скоростной системе координат). В связанной системе аналогично определяются А. к. продольной Cx--X/qS, нормальной Cy--YjqSi поперечной Ct≈Z'qS сил и соответствующих моментов mv, my и mz- Величины £Л-а и Сх считаются положительными, когда напраи-лены противоположно оси Оха (Ох), остальные составляющие А. к. силы и момента положите л ыш, когда их нектор направлен по соответствующей оси.
Выбор характерных геом. параметров (S, I), к к- рым принято относить силы и моменты, производится для
л тангажа mze ≈ М Za?qSl (все
мак:
∙10 МИН
Рис. 1. Зависимость С%а от угла атаки «.
Рис. 2.
мость С
Злписи-^т vr-
tt"
ЗЩ UTilKH tt.
ct
Рис. 3. Зависимость mza от угла атаки а.
разных лстат. аппаратов разл. способами. Для самол╦та S ≈ площадь крыла о плаве, включая лодфюне-лнжную часть. Для снарядов баллистич, ракет и слабо-оперештых летят, аппаратов ≈ это площадь миделево-го сечения, т. с. площадь наибольшего поперечного сечения корпуса (фюзеляжа). При определении тха и туа (тх и My) самол╦та в качестве / принимается размах крыла, 'а для т2а (тг) ≈ его ср. аэродинамич, хорда. В ракетостроении в качестве I используется длина ракеты. А. к, тела заданной конфигурации при фик-
")
}
