используют уносимые теплозащитные материалы, поглощающие в процессе разрушения и уноса большое кол-во тепла. IIри исследовании теплозащитных материалов в а стендах обычно задается тепловой поток к поверхности ]i измеряется скорость разрушения поверхности образца. Для регистрации перемещения поверхности образца теплозащитного материала обычно используется киносъ╦мка, а в нек-рых случаях ≈ датчики, устанавливаемые в его толще.
Визу а л и з а ц и я течения применяется для выяснения особенностей характера обтекания рассматриваемого тола, течения в следе за телом (рис. 1и)т течения на его поверхности и др.
При сверхзвуковых скоростях и относительно простых течениях (плоское или осесимметрлчное) картина распределения плотности газа в области, возмущ╦н-
Рис. 10. Визуализация вихревой дорожки (д.чя Пс = 7Я)
с помощью частиц дыма.
ной обтекаемым толом, достаточно полно характеризует особенности течения. Для получения поля плотностей широко используются оптич. методы, описанные выше
(рис. 7 и -НУ
При исследовании теплообмена на поверхности тел сложной формы часто визуалиэируют пристеночные течения, используя наносимые на поверхность «точки* легкоплавкого и нязкого вещества (рис. 11, а) или термокраски (рис. 11Т 6]. Для получения областей концентра-
Рис. 11. Визуализация течения на.подветренной стороне конуса j\\[iK истечении струи, нормальной к его поверхности ш отверстии в Н('Л1: и ≈ предельные линии тока, полученный ^точками» легкоплавкого материала; 0 ≈ :юны иоиыптонного уронил теп-лптного потока (с помощью тер-мокраски).
тепловых потоков применяют тспловизоры, регистрирующие ИК-излучелис элемептон повермюстп тела. Лит.: С с д о и л. И., Методы подобия и размерности з механикр, !> и.чд., М., 1381; A G р а м о в и ч Г. II., Прикладная гааовг-ш динамика, >\\ ипд., М., 107<>; П 9 и к х ╦ р с т Р., X о л д е р Д., Техника якс-пгрпмонта. в аэродинамических трубах, mip. с англ., М., 1У5.х Техника гигн^ынунстых исследований, iK'p. с ннгл., М., 1%4; Чжзн II., Отрьтныг тгчс-нил, пор. с англ., т. 1≈3, М., 197-1; Балгшстпчнпкиг усугялшшн. и их применение в энптгсриментальных исследованиях, М., 1У74,
М. Я. Юделояиц.
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО ≈ безразмерная величина, являющаяся мерой трансгшртиол эффективности лстат. аппарата, движущегося ь атмосфере. Она характеризует энерготич. затраты на перемещение грула на заданное расстояние. Отношение массы т летат. аппарата в пол╦те к силе тяги Р двигат. установки пред-
ставляет собой кол-во кг пол╦тной массы, приходящихся на единицу силы тяги. При установившемся горизонтальном пол╦те приближ╦нно можно считать, что тяга Р уравновешивает силу лобового сопротивления Ха летат. аппарата, а подъ╦мная сила Ya ≈ пол╦тную массу летат. аппарата. Поэтому соблюдается чис-
и мин
а
Рис. I. Типичные поляры самол╦та при дозпукоаых
Рис. 2. Зависимость аэродинамического дй'Н'Стиа А' от угла атаки а.
(М>1) скоростях лол╦та.
лонное равенство
≈ Г 1C ^' ''
ха
наз. А. к. лотах.
Величина f^=Y&/Xa~ аппарата (Суа ≈ коэф.
а:фодпнам1]Ч. подъемной силы, Сха ≈ коэф. лобового сопротивления; см. Аэродинамические коэффициенты). При отсутствии боковых составляющих аэродинамич. силы А. к. равно тангенсу угла наклона результирующей ц;>родпнамич. силы к направлению скорости пол╦та. Графпч. зависимость Cya ≈ f(Cxa) паз. полярой, ила позволяет определить А. к. (рис, 1), Максимальному А. к. соотвотс:-тну[>т точка касания поляры е прямой, провед╦нной из начала координат.
А. к. оценивает, в частности, дальность планирования £ил летат. аппарата с выключенным двигателем с высоты JI: L^A~KH, к-рая будет максимальной при угле агаки а,и соответствующем Лгмакс (рис. 2).
А. к. определяется гл. обр. формой тела, а также условиями пол╦та (скорость, высота и т. п.) и меняется от 0 (сфера) до шч:к. десятков (крыло). Для наиб, совершенных азродинаыич. форм (планер) А. к. при малых дозвуковых скоростях может превышать 40, у дозвуковых самол╦тов ≈ 15≈20. Для тела заданной формы вид зависимости Cya≈f(Cxa) меняется с изменением ∙чисел Маха М и Рсйнольдса fie, соответствующим условиям полета. При сверхзвуковых скоростях пол╦та (рис. 1) А, к. тела значительно меньше, чем при дозвуковых и для лучших несущих поверхностей ~0,
Ю, А, Рмжоя, С. Л. ВишнсвРЦ'кии, АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ (лобовое
сопротивление) ≈ составляющая аэродинамич. силы ,Вд, с к-poif газ (воздух) действует на движущееся н нем тело (см. Аэродинамические сила и момент}. Возникает вследствие необратимого перехода КИШУГИЧ. анергии тела в тепловую, А. с,≈ одна из важнейших азродппамич, характеристик летат. аппарата, определяющих его лотпо-техн. данные, н частности требуемую тягу днпгат. установки. Оно зависит от формы и разме-poii тела, его ориентации к направлению движения (или к скорости набегающего потока), от скорости движения, а также от свойств и состояния среды, в которой движется тело.
Характеризуется А. с. безразмерным коэф, Сха (см. Аэродинамические коэффициенты). А. с. является суммой проекций на ось Оха распредел╦нных по поверхности тола нагрузок, направленных но нормали (давление) и касательной (вязкое трение) к ivi'oii поверхности. Рассеянно кмнетич. энергии и превращение е╦ н тепловую происходит посредством образования вихрей, ударных воли, аэродинамического нагрева поверхности.
В идеальной, несжимаемой жидкости вихреобразо-наине и образование ударных волн невозможно, а поэтому, теоретически, не возникает и А. с. (см. Д* Алам-
О
ж
и
<
X
CI
О
а
171
")
}
