л
?.
I
-Теоретич. А. базируется на общих ур-ниях гндро-аэромеханики. При этом для изучения сравнительно простых вопросов движения жидкости или газа вокруг тел и давления потока на них в А. довольствуются в первом приближении ур-ниямы движения несжимаемой жидкости, т. е. ур-ниями гидродинамики (случай малых скоростей, точнее Мауа чисел Л/<7), и сжимаемой идеальной жидкости (случай больших скорсстец., точнее чисел 717^1). При рассмотрении более сложных вопросов ≈ аэродинамического сопротивления и теплоотдачи тел, а также для изучения деталек движения вблизи поверхности тел и в «следу» за ними, в частности вопросов нарушения обтекаемости тел, в А. применяют ур-ния движения вязки* жидкости и газа (Иавье ≈ Стокса уравнения).
Наличие в реальных Жидкостях и газах внутр. трения (вязкости) вносит существ, поправки » А. идеальной жидкости. Возникает отсутствующее в идеальной жидкости сопротивление (см. Д* А ломбера ≈ Эйлера парадокс)', распределение дан^ешш по поверхности обтекаемого тела, а следовательно, и подъемная сила искажаются пограничным слоем, возникающим на поверхности тела из-за вязкости, При турбулентном режиме течения используются разл. ур-ния переноса импульса, энергии и напряжения, трактуемые в теории турбулентности, ТТаиб. трудности выливает изучение и расч╦т вихревых и отрывных течений.
Осн. значение среди разделов А. имеют теории крыла самол╦та, винта гребного, самол╦та ч ротора (вертол╦та), базирующиеся на общем учении о подъемной силе крыла бесконечного размаха в плоско-параллельном потоке и крыла конечного размаха в пространственном потоке, а также на изучении явления интерференции (взаимодействия) частей самол╦та: крыла и фюзеляжа, крыла и мотогондол, фюзеляжа л оперения и т. л. Особое значение в А. самол╦та имеют проблемы нестационарного течения, вибраций крыла и оперения (см. Азро-упругость). БОЛЬШИЙ скорости пол╦та приводят к значит. усложнению всех этих явлении и требуют углубления теорстцч, методов и значит, развития »ксперим( техники. Развитие ЭВМ и ряда разделов' вычислит. математики позволило решить мн. задачи теоретич. и прикладной А. численными методами.
Для определения численных значении колфф, сил Н моментов, действующих на тело со стороны воздушного потока, проводят аэродинамический эксперимент, для чего используются аэродинамические трубы, в к-рых подвергаются сбдувке модели частей самол╦тов и др. лстат. аппаратов.
Лит.; ф ц 0 р и и а и т Н- Я., Аэродинамика, М., 19<j-1; Краснов Н. Ф., Аэродинамика, ч. 1 ≈ li, -Ч плд., М., И1КО; Гинзбург И. П., Аэроганодипямика. гКра-лшЙ курс), М., lOtifi; Г о р л и л С, М,, Эш'поримснтальнагг гшромехаяи-На, М,, 19*0. Л. .Г. Лийг(лнск1ш.
АЭРОДИНАМИКА РАЗРЕЖЕННЫХ ГАЗОВ ≈ см.
Динамика разреженных газов.
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ГИЛА ≈ см. Аяродипамичес-кие сила и момент.
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ТРУБА ≈ установка, создающая ноток гаяа (в большинстве случаен воздуха) с целью изучения воздействия его на обтекаемый объект ≈ самол╦т, ракету, автомобиль, корабль, спускаемый космич. аппарат, мост, здании п др., а также эксперим. изучения аэродинампч. инленнм. А. т. ≈ осн. оборудование аородииамич. цслтров п лаборатории. Принцип обратимости днижсйпн, согласии- к- рому перемещении тола в неподвижном вппдухе может быть заменено движением воздуха относительно пепод-Битного тола, при соблюдении условий подобия теории позволяет получать значение СИЛОВЫУ и Тепловых нагрузок, действующих на легат, аппарат, испытывая его модель в А. т. Геометрически подобная натурному изделию модель устанавливается в рабочую часть А. т. Для того чтобы безразмерные значения аэродинамических сил и моментов ≈ аэродинамические коэффициенты, полученные в А. т., были равны аналогичным
величинам для натурного объекта п полете, необходимо: исключить или максимально ослабить влияние ограниченности потока ≈ стенок А. т. или границ свободной струи; обеспечить в рабочей части А. т. перед моделью равномерный, однородный поток и те же значения критериев подобия ≈ Маха числа M = vto< Р?й-нолъдса числа He=vlp/\\A, а для полета на больших вы-сотах п Кнудсена числа Kn^Ut, что и для натурного объекта (здесь I ≈ характерный размер модели, v ≈ скорость движения газа, я ≈ скорость звука, р ≈ плотность, ц ≈ коэфф. дипамич. вялкостп, К ≈ длина свободного пробега молекул гаяа перед моделью).
Существующие А. т. мг.жио разделить на группы по числу М перед моделью: дозвуковые с числами Л/<1, сверхзвуковые с числами Л/>1 и трансзиукокьте. с числами 0.8<Л/<1.2. Кроме того, иногда в особую группу выделяют ударные, импульсные и плектродуговые А, т., обеспечивающие большие значения числа М при высоких теми-pax торможения рабочего гаяа, а также А. т., в к-рых моделируется обтекание тел ка больших высотах.
Дозвуковые аэродпнампч. трубы. Дозвуковая А. т, постоянного действия (рис. 1) состоит из рабочей части /. обычно имеющей вид цилиндра е поперечным сечением в форме круга или прямоугольника (иногда
Рис. 1. Дозвуковая апродишши-чсская труба.
эллипса пли многоугольника). Исследуемая модель 2 кренится спец. державками к стенке рабочей! части А, т. или к аэродинамическим весам 3. Перед рабочей частью расположено солло 4, обеспечивающее поток газа г заданными и постоянными но сечению величинами скорости, плотности и теым-ры. Для выравнивания потока перед соплом, гашения вратдат. скоростей и уменьшении турбулентности служит выравнивающая реш╦тка
Рис. 2. Схема раОочей а л ро динамической труОы закрытая, и ≈ открытая, открытая рабочая часть с рсж Эйфеля): 1 ≈ модель; соя.:ю; 3 ≈ диффузор; струя гаян, выходящего ил ла; 5≈ намора Эйфеля; б' на рабочей части.
(хонепкомб) 5. Диффузор в уменьшает скорость и повышает давление потока, выходящего из рабочей части. Компрессор (вентилятор) 7. приносимый в действие силовой установкой 8, компенсирует потери энергии, направляющие лопатки 9 уменьшают потери; 12 ≈ обратный канал. Радиатор 10 обеспечивает постоянство темп-ры гаяа в рабочей части. Если в к.-л. сечении капала А. т. статич. давление долзкпо равняться атмосферному, в нем устанавливается клапан 11.
В зависимости от конструктивного оформления различают А. т. с закрыто!! или открытой рабочей частью (рис. 2, лги б). Если необходимо создать А. т. с открытой рабочей частью, статич. давление в к-рой ни равно ат-
и
ш
i^^^
< X
о
о.
161
Физическая энциклопедия, г. 1
")
}
