АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ТРУБА

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ТРУБА

       

установка, создающая поток воздуха или др. газа для эксперим. изучения явлений, сопровождающих обтекание тел. В А. т. проводятся эксперименты, позволяющие: определять силы, действующие на самолёты и вертолёты, ракеты и косм. корабли при их полёте, на подводные суда в погружённом состоянии при их движении, исследовать их устойчивость и управляемость; отыскивать оптим. формы самолётов, ракет, косм. и подводных кораблей, а также автомобилей и поездов; определять ветровые нагрузки, а также нагрузки от взрывных волн, действующие на здания и сооружения. В спец. А. т. исследуются нагревание и теплозащита ракет, косм. кораблей и сверхзвук. самолётов.

Опыты в А. т. основываются на принципе обратимости движения, согласно к-рому перемещение тела относительно воздуха или жидкости можно заменить движением воздуха, набегающего на неподвижное тело. Для моделирования движения тела в покоящемся воздухе необходимо создать в А. т. равномерный поток, имеющий в любых точках перед моделью равные и параллельные скорости (равномерное поле скоростей), одинаковые плотность и темп-ру. При этом необходимо соблюдать условия, к-рые обеспечивают возможность переноса результатов, полученных для модели в лаб. условиях, на полноразмерный натурный объект (см. МОДЕЛИРОВАНИЕ, ПОДОБИЯ ТЕОРИЯ). При соблюдении этих условий аэродинамические коэффициенты, распределения относительных скоростей и давлений на поверхности исследуемой модели и натурного объекта одинаковы, что позволяет, определив эти хар-ки в А. т., рассчитать их значения для натурного объекта (напр., самолёта). Для того чтобы безразмерные хар-ки обтекания модели и натурного объекта были одинаковы, необходимо также, кроме геом. подобия, обеспечить в А. т. значения Маха числа М и Рейнольдса числа Re такие же, как и в полёте. А. т. подразделяют на дозвуковые и сверхзвуковые.

Дозвуковая А. т. пост. действия (рис. 1) состоит из рабочей части 1, обычно имеющей вид цилиндра с поперечным сечением в форме круга или прямоугольника (иногда эллипса или многоугольника). Рабочая часть А. т. может быть закрытой или открытой. Исследуемая модель 2 крепится державками к стенке рабочей части А. т. или к аэродинамич. весам 3. Перед рабочей частью расположено сопло 4, к-рое создаёт поток газа с заданными и постоянными по сечению скоростью, плотностью и темп-рой

Рис. 1. Дозвуковая аэродинамич. труба.

(6 — спрямляющая решётка, выравнивающая поле скоростей). Диффузор 5 уменьшает скорость и соответственно повышает давление в струе, выходящей из рабочей части. Компрессор (вентилятор) 7 компенсирует потери энергии потока; направляющие лопатки 8 уменьшают потери энергии в нём, предотвращая появление вихрей в поворотном колене; обратный канал 9 позволяет сохранить значит. часть кинетич. энергии, имеющейся в потоке за диффузором. Радиатор 10 обеспечивает постоянство темп-ры газа в рабочей части А. т. Чтобы в к.-л. части канала А. т. статич. давление равнялось атмосферному, в нём устанавливают клапан 11. Размеры до-звук. А. т. колеблются в широких пределах: используются как большие А. т. для испытаний натурных объектов (напр., самолётов), так и миниатюрные настольные установки для научных и учебных целей.

А. т., схема к-рой приведена на рис. 1, относится к типу т. н. замкнутых А. т. Существуют также разомкнутые А. т., в к-рых газ к соплу подводится из атмосферы или спец. ёмкостей. Существ. особенностью дозвук. А. т. явл. возможность изменения скорости газа путём изменения перепада давления.

Сверхзвуковые А. т. Схема сверхзвуковой А. т. в общих чертах аналогична схеме дозвук. А. т. Для получения сверхзвук. скорости газа в рабочей части А. т. перед рабочей частью устанавливают т. н. сопло Лаваля. Каждому числу М соответствует определ. контур сопла. Поэтому в сверхзвук. А. т. для получения потоков с разл. значениями числа М в рабочей части применяют сменные сопла или сопло с регулируемым контуром, позволяющим менять его форму. Диффузор сверхзвук. А. т., как и сопло, имеет форму сходящегося — расходящегося канала. Для уменьшения потерь применяют регулируемые диффузоры, мин. сечение к-рых можно менять в процессе запуска установки. В сверхзвук. А. т. потери энергии в ударных волнах, возникающих в диффузоре и при обтекании самой модели, велики, поэтому для компенсации этих потерь сверхзвук. А. т. имеют многоступенчатые компрессоры и более мощные силовые установки, чем дозвук. А. т.

Рис. 2. Схема двух баллонных аэродинамич. труб с повышенным давлением на входе в сопло и пониженным давлением на выходе из диффузора, создаваемым а — двухступенчатым эжектором и б — вакуумным газгольдером: 1 — компрессор высокого давления; 2 — осушитель воздуха; 3 — баллоны высокого давления; 4 — дроссельный кран; 5 — ресивер сопла; 6 — сопло; 7 — модель; 8 — диффузор аэродинамич. трубы; 9 — эжекторы; 10 — дроссельные краны; 11 — диффузор эжектора; 12 — быстродействующий кран; 13 — вакуумный газгольдер; 14 — вакуумный насос; 15 — подогреватель воздуха.

Широкое распространение получили также баллонные А. т. (рис. 2), в к-рых для создания перепада давления перед соплом помещают баллоны высокого давления, содержащие газ при давлении от 1 до 100 МН/м2 (1000 кгс/см2), а за диффузором — вакуумные ёмкости (газгольдеры), откачанные до абс. давления 100—0,1 Н/м2 (10-3 — 10-6 кгс/см2), или систему эжекторов.

Одной из осн. особенностей А. т. для получения потоков с большими числами М (>5) явл. возможность конденсации воздуха в результате понижения темп-ры с ростом числа М. Эта конденсация существенно изменяет параметры струи, вытекающей из сопла, и делает её практически непригодной для аэродинамич. эксперимента. Поэтому А. т. больших чисел М имеют подогреватели воздуха. Темп-pa Т0, до к-рой необходимо подогреть воздух, тем больше, чем больше число М в рабочей части А. т. и давление р0 перед соплом. Напр., для предотвращения конденсации воздуха в А. т. при числах M»10 и р0=5 МН/м2 (50 кгс/см2) необходимо подогреть воздух до абс. темп-ры T0»1000 К.

Для получения очень больших M=25 в А. т. со схемой, близкой к приведённой на рис. 2, в кач-ве рабочего газа вместо воздуха применяют гелий, конденсация к-рого происходит при достаточно низких темп-pax, и подогреватель в большинстве случаев оказывается ненужным.

Исследования теплообмена на поверхности летат. аппаратов также проводят на моделях в А. т., соблюдая условия подобия. В случаях, когда необходимо учитывать влияние физ.-хим. превращений за ударными волнами, излучение газа и т. п., используются ударные А. т., в к-рых темп-ры достигают значений 8000— 15 000 К. При этом длительность эксперимента составляет =10 мс. Однако исследования теплозащиты поверхности летат. аппаратов и теплообмена можно проводить при более низких темп-pax, обеспечивая достаточную длительность эксперимента. В этом случае применяются электродуговые А. т. (рис. 3), в к-рых воздух, подаваемый в форкамеру сопла, подогревается в электрич. Дуге

Рис. 3. Схема электродуговой аэродинамич. трубы: 1 — центральный (грибообразный) электрод, охлаждаемый водой; 2 — стенки камеры, переходящие в сверхзвук. сопло, охлаждаемое водой; 3 — рабочая часть с высотной камерой; 4 — модель; 5 — диффузор; в — дуговой разряд; I— контакты для подведения электрич. тока дугового разряда; II — контакты для подведения электрич. тока к индукц. катушке.

до темп-ры =6000 К. Дуга, образующаяся в кольцевом канале между охлаждаемыми поверхностями центр. электрода 1 и камеры 2, вращается с большой частотой магн. полем, создаваемым индуктивной катушкой 7 (вращение дугового разряда необходимо для уменьшения эрозии электродов). А. т. этого типа позволяет получать числа М до 20 при длительности эксперимента в неск. с. Однако давление в форкамере обычно не превышает 10 МН/м2 (100 кгс/см2).

Большие давления в форкамере =60 МН/м2 (600 кгс/см2) и большие значения числа М получают в т. н. импульсных А. т., в к-рых для нагревания газа применяется искровой разряд батареи высоковольтных конденсаторов. Темп-pa в форкамере импульсной А. т. =6000 К, время работы — неск. десятков мс.

В особую группу можно выделить криогенные А. т., моделирующие течения на больших высотах. В этих установках разреженный газ после обтекания исследуемой модели конденсируется на поверхности криогенных панелей.

Физический энциклопедический словарь. — М.: Советская энциклопедия. Главный редактор А. М. Прохоров. 1983.