БЭС:
Большой
Советский
Энциклопедический
Словарь

Термины:

БЕРНШТЕЙНИАНСТВО, одна из первых разновидностей ревизионизма.
БИОЛОГИЧЕСКИЕ СТАНЦИИ, научно-исследовательские учреждения.
БОРТОВАЯ РАДИОСИСТЕМА КОСМИЧЕСКОЙ СВЯЗИ, комплекс радиотехнич. аппаратуры.
БУШПРИТ, бугшприт (англ, bowsprit.
ВОСТОЧНО-КАРПАТСКАЯ ОПЕРАЦИЯ 1944.
ВЫСШАЯ АТТЕСТАЦИОННАЯ КОМИССИЯ (ВАК), государственный орган.
ГАРАНТИИ ПРАВ ГРАЖДАН, условия и средства.
ГИПЕРБОЛОИДНАЯ ПЕРЕДАЧА, зубчатая передача для осуществления вращения.
ГОАЦИН (Opisthocomus hoatzin), птица, единственный вид.
ГИБРИДНАЯ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА, аналого-цифровая вычислительная машина.


Фирмы: адреса, телефоны и уставные фонды - справочник предприятий оао в экономике.

Большая Советская Энциклопедия - энциклопедический словарь:А-Б В-Г Д-Ж З-К К-Л М-Н О-П Р-С Т-Х Ц-Я

т на рис. 5, б времени t0. После разрыва мембраны 3 по рабочему газу начинает перемещаться ударная волна 4, к-рая сжимает его до давления р и повышает темп-py. За ударной волной с меньшей скоростью двигается контактная поверхность 5, разделяющая толкающий и рабочий газы (момент времени tt). Давление и темп-pa рабочего газа в объёме между ударной волной и контактной поверхностью постоянны. В дальнейшем ударная волна 4 пройдёт через сопло 6 и рабочую часть А. т. 7 в ёмкость 8, и в рабочей части установится сверхзвуковое течение с давлением р4 (момент времени t2).

Исследование обтекания газом модели 9 начинается в тот момент, когда ударная волна 4 пройдёт сечение, в к-ром расположена модель, и заканчивается, когда в это сечение придёт контактная поверхность. Поскольку скорость движения ударной волны в трубе 2 больше скорости контактной поверхности, очевидно, что длительность эксперимента в А. т. тем больше, чем больше длинана ''разгонной'' трубы 2. В существующих ударных А. т. эта длина достигает 200-300 м.

Рис. 5. а - ударная аэродинамическая труба; б - график изменения давления в ударной трубе.

Рассмотренный тип ударных А. т. даёт возможность получить темп-ры ок. 8000 К при времени работы порядка миллисекунд. Применяя ударные А. т. с несколькими мембранами, удаётся получить темп-ры до 18 000 К.

Электродуговые А. т. Для решения многих задач аэродинамики можно ограничиться меньшими темп-ра-ми, но требуется значит. время эксперимента, напр. при исследовании аэродинамического нагрева или теплозащитных покрытий.

В электродуговых А. т. (рис. 6) воздух, подаваемый в форкамеру сопла, подогревается в электрич. дуге до темп-ры


Рис. 6. Электродуговая аэродинамическая труба: 1 - центральный (грибообразный) электрод, охлаждаемый водой;

2 - стенки камеры, переходящие в сверхзвуковое сопло, охлаждаемые водой; 3 - рабочая часть с высотной камерой; 4 - модель; 5 - диффузор; 6 - дуговой разряд; 7 - индукционная катушка, вращающая дуговой разряд; 1 - контакты для подведения электрического тока дугового разряда; 2 - контакты для подведения электрического тока к индукционной катушке.

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

Большие давления в форкамере ~60 Мн/м2 (600 кгс/см2) и, соответственно, большие значения числа М можно получить в т. н. и м п у л ь с н ы х 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 мсек.

Недостатки установок этого типа - загрязнение потока продуктами эрозии электродов и сопла и изменение давления и темп-ры газа в процессе эксперимента.

Лит.: П э н к х ё р с т Р. и Xолдер Д., Техника эксперимента в аэродинамических трубах, пер. с англ., М., 195S; З а к с Н. А., Основы экспериментальной аэродинамики, 2 изд., М., 195З; Хилтон У. Ф., Аэродинамика больших скоростей, пер. с англ., М., 1955; Современная техника аэродинамических исследований при гиперзвуковых скоростях, под ред. А. М. Крилла, пер. с англ., М., 1965; Исследование гиперзвуковых течений, под ред. Ф. Р. Риддела, пер. с англ., М., 1965.

М. Я. Юделович.

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ИЗМЕРЕНИЯ, измерения скорости, давления, плотности и темп-ры движущегося воздуха, а также сил, возникающих на поверхности твёрдого тела, относительно
к-рого происходит движение, и потоков тепла, поступающих к этой поверхности. Большинство практич. задач, к-рые ставят перед аэрогазодинамикой авиация, ракетная техника, турбостроение, пром. произ-во и т. д., требует для своего решения проведения эксперимент. исследований. В этих исследованиях на эксперимент, установках - аэродинамических трубах и стендах - моделируется рассматриваемое течение (напр., движение самолёта с заданными величинами высоты и скорости) и определяются силовые и тепловые нагрузки на исследуемую модель. Соблюдение условий, диктуемых теорией моделирования, позволяет перейти от результатов эксперимента на модели к натуре. Результаты измерений обычно получают в форме зависимостей безразмерных аэродинамических коэффициентов от осн. критериев подобия - М-числа, Рейнольдса числа, Прандтля числа и т. д. и в таком виде ими пользуются для определения подъёмной силы и сопротивления самолёта, нагревания поверхности ракеты и кос-мич. корабля и т. п.

И з м е р е н и е с и л и м о м е нтов, действующих на обтекаемое тело. При решении мн. задач возникает необходимость измерений суммарных сил, действующих на модель. В аэродинамич. трубах для определения величины, направления и точки приложения-аэродинамических силы и момента обычно применяют аэродинамические весы. Аэродинамич. силу, действующую на свободно летящую модель, можно определить, измеряя ускорение модели. Ускорения летящих моделей или натурных объектов в лётных испытаниях измеряют акселерометрами. Если размер модели не позволяет установить на ней необходимые приборы, то ускорение находят по изменению скорости v модели вдоль траектории.

Полную аэродинамич. силу (момент), действующую на тело, можно представить как сумму равнодействующих нормальных и касательных сил на его поверхности. Чтобы получить значение нормальных сил, измеряют давления на поверхности модели при помощи специальных, т. н. дренажных, отверстий, соединённых с манометрами резиновыми или металлич. трубками (рис. 1). Тип манометра выбирается в соответствии с величиной измеряемого давления и заданной точностью измерений.
Рис. 1. Схема измерения статических давлений на поверхности модели: /-модель; 2 - дренажные отверстия; 3 - трубки; 4 - манометр.

Если скорость потока, обтекающего модель, так велика, что сказывается сжимаемость газа, то можно оптич. методами найти распределение плотности газа вблизи поверхности модели (см. ниже), а затем рассчитать поле давлений и по-

лучить распределение давлений по поверхности модели. Силы, касательные к поверхности модели, обычно определяют расчётом; в некоторых случаях для их измерения применяют спец. весы.

Измерение скоростигаза, обтекающего модель. Скорость газа в аэродинамич. трубах и при обтекании самолётов, ракет и летающих моделей в большинстве случаев измеряется трубками (насадками) Прандтля (см. Трубки гидрометрические). Манометры, подключённые к насадку Прандтля, измеряют полное ро и статическое р давления текущего газа. Скорость несжимаемого газа определяют из уравнения Бернулли:

(где р - плотность жидкости).

Если измеряемая скорость больше скорости звука, перед насадком возникает ударная волна и показание манометра, соединённого с трубкой полного давления, будет соответствовать величине полного давления за ударной волной

, В этом случае определяют уже

не v, а число М по спец. формуле. При измерении сверхзвуковых скоростей обычно пользуются раздельными насадками для измерения статич. давления р

и полного давления за прямым скачком уплотнения.

Существуют также методы, позволяющие измерять скорость газа по изменению количества тепла, отводимого от нагретой проволочки термоанемометра; по соотношению плотностей или темп-р в заторможённом и текущем газе; по скорости перемещения отмеченных частиц.

Для измерения относительно малых скоростей в пром. аэродинамике и метеорологии применяют анемометры, ср. величину скорости газа, текущего в трубе, можно получить, измеряя его расход спец. расходомерами. Скорость летящего тела можно также вычислить, измеряя время прохождения телом заданного участка траектории, по Доплера эффекту и др. способами.

И з м е р е н и е п л о т н о с т и г а-з а. Осн. методы исследования поля плотностей газа можно разделить на 3 группы: основанные на зависимости коэфф. преломления света от плотности газа; на поглощении лучистой энергии газом и основанные на послесвечении молекул газа при электрическом разряде. Последние 2 группы методов применимы для исследования плотности газа при низких давлениях. Из методов 1-й группы применяются метод Тёплера ("шлиреп>-метод) и интерферометриче-ский. В них для измерения плотности пользуются зависимостью между плот-

ностью р газа и коэфф. преломления п света:

При обтекании тела сжимаемой средой в областях, где имеются возмущения газа, вызванные обтекаемым телом, возникают поля с неоднородным распределением плотности (поля градиентов плотности). Отд. участки поля с разной плотностью по-разному отклоняют проходящий через них луч света. Часть отклонённых лучей не пройдёт через фокус приёмника прибора Тёплера, т. к. его срезает непрозрачная пластина, т. н. нож Фуко 7 (рис. 2); в результате получается местное изменение освещённости экрана (фотопластинки).
Рис. 2. Схема прибора Тёплера: / - источник света; 2 - щель; 3 - зеркала; 4 - сферические зеркала; 5 - мениски; 6 - рабочая часть аэродинамической трубы; 7 - нож Фуко; 8- полупрозрачное зеркало; 9 - фотокамера; 10 - окуляр.

Полученные фотографии (рис. 3, а) позволяют качественно анализировать характер обтекания модели; на них хорошо видны области значительных изменений плотности: ударных волн, зон разрежения и т. п. Ударные волны, к-рые видны на фотографии в виде тонких линий 2, в действительности представляют собой конич. поверхности, на к-рых происходит скачкообразное изменение давления, плотности и темп-ры воздуха. При обтекании кольцевой поверхности торца цилиндра происходит отрыв пограничного слоя 3 от поверхности конуса.

Количеств. данные о плотности газа и величине изменения (градиенте) плотности можно получить, сравнивая при помощи микрофотометра изменение освещённости экрана, вызванное градиентом плотности в исследуемом течении, с изменением освещённости, вызванной эталонной стеклянной линзой 2 (рис. 3, б), расположенной вне потока аэродинамич. трубы: точкам в поле потока и на линзе, имеющим одинаковую освещённость, соответствует равенство коэфф. преломления. По найденным таким образом значениям коэфф. преломления в поле течения вычисляют плотность газа и величину градиента плотности для всего исследуемого поля. Кроме фотометрич. метода, для количественного анализа поля плотностей пользуются и др. методами.

Метод исследования течений газа при помощи интерферометра также основан на зависимости между плотностью газа и коэфф. преломления. Для этого обычно пользуются интерферометром Маха - Цендера. На полученной фотографии (рис. 4) области равной освещённости соответствуют областям постоянной плотности. Расшифровка фотографий позволяет рассчитать плотность в исследуемой области течения.

Одно из важных преимуществ оптич. методов - возможность исследования газовых течений без помощи зондов и насадков различных типов, являющихся источниками возмущений в потоке.

И з м е р е н и е т е м п е р а т у р ы газовых потоков. В потоке, движущемся с большой скоростью, обычно рассматривают 2 темп-ры: невозмущённого потока Т и заторможённого потока где Ср - удельная теплостойкость газа при постоянном давлении в дж/(кг-К), v в м/сек, Т и То в К. Очевидно, что при В вязком газе, обтекающем твёрдую поверхность, скорость на стенке равна нулю и любой неподвижный насадок, установленный в воздушном потоке, измерит темп-ру, близкую к темп-ре торможения То. В показание прибора войдёт ряд поправок, связанных с наличием утечек тепла и т. п.

При помощи насадков (рис. 5), в к-рых измерит. элементом обычно служит термопара или термометр сопротивления, удаётся измерить темп-ру Для измерения более высоких темп-р заторможённого или текущего газа пользуются оптическими яркостными и спектральными методами.

Статич. темп-ру Т можно найти по связи темп-ры и скорости звука, т. к. Для измерения скорости звука в стенке аэродинамич. трубы монтируется источник звуковых колебаний известной частоты.

Рис. 5. Насадок для измерений температуры заторможённого потока: / -спай термопары; 2 - входное отверстие; 3-диффузор; 4 - вентиляционное отверстие.
На теневой фотографии поля течения будут видны звуковые волны. Скорость звука определяется как где в - расстояние между волнами, a f - частота колебании источника (рис. 6). М е т о д ы и з м е р е н и я к ас а т е л ь н ы х с и л (трения) и т е п л о в ы х п о т о к о в н а п ов е р х н о с т и м о д е л и. Для определения касат. напряжений т. и теплового потока q можно произвести измерение полей скорости и темп-ры газа вблизи поверхности и найти искомые величины, пользуясь ур-нием Ньютона для напряжений трения и уравнением теплопроводности . где - коэфф. динамич. вязкости и коэфф. теплопроводности газа, - градиенты скорости и темп-ры у поверхности тела в направлении у, нормальном к поверхности. Практически невозможно с достаточной

точностью получить значения при

Поэтому для определения силы трения и потоков тепла на основании измерения полей скорости и темп-ры в пограничном слое применяют т. н. интегральные методы, в к-рых сила трения и тепловой поток на рассматриваемом участке поверхности определяются по изменениям толщины пограничного слоя и профилей скорости и темп-ры.

Рис. 6. Схема измерения температуры газа по скорости распространения звуковых волн.

Более точные значения тис; можно получить непосредственным измерением. Для этого на спец. весах измеряют касательную силу на элементе поверхности касательные напряжения определяются как ' Аналогично, пользуясь калориметрами различных типов, можно измерить тепловой поток q, поступающий к рассматриваемому элементу поверхности и получить удельный

тепловой поток . Для получения распределения тепловых потоков вдоль поверхности тела обычно определяют скорость повышения темп-ры измеряемой термопарами, установленными в спец. калориметрах, вмонтированных в поверхность модели, или термопарами, непосредственно впаянными в тонкую поверхность модели с относительно малой теплопроводностью. Увеличение высоты и скорости полёта, а также необходимость моделирования процессов, возникающих за сильными ударными волнами и вблизи поверхности тела, привело к широкому использованию в аэродинамич. эксперименте и других физич. методов измерения, напр. спектральных методов, применяемых в ударных трубах, радиоизотопных для измерения скорости разрушения теплозащитных материалов, методов измерения электропроводности газа, нагреваемого ударной волной, и др.

Лит.: Попов С. Г., Измерение воздушных потоков, М.- Л.. 1947; его же. Некоторые задачи и методы экспериментальной аэромеханики, М., 1952; П э н к-хёрст Р., Холдер Д., Техника эксперимента в аэродинамических трубах, пер. с англ., М., 1955; Ладенбург Р., Винклер Д., Ван-Вурис К., Изучение сверхзвуковых явлений при помощи интерферометра, "Вопросы ракетной техники", 1951, п. 1 - 2; Техника гиперзвуковых исследований, пер. с англ., М., 1964; Аэрофизические исследования сверхзвуковых течений, М.- Л., 1966; Современная техника аэрр динамических исследований при гиперзвуковы:с скоростях, под ред. А. Крил-ла, пер. с англ., М., 1965. М. Я. Юделович.

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ КОЭФФИЦИЕНТЫ, безразмерные величины, характеризующие аэродинамические силу и момент, действующие на тело, движущееся в жидкой или газообразной среде. А. к. силы Cr находят как отношение аэродинамич. силы .R к скоростному напору и характерной площади S,

а А. к. момента См - как отношение аэродинамич. момента М к S и к характерной длине l , т. е.

где - плотность среды, в к-рой движется тело, - скорость тела относительно этой среды. Характерные размеры выбираются достаточно произвольно, напр. для самолёта S - площадь несущих крыльев (в плане), а / - длина хорды крыла; для ракеты S - площадь миделевого сечения, а / - длина ракеты. Если аэродинамич. силу и момент разложить на составляющие по осям, то соответственно будем иметь: А. к. сопротивления - Сх, подъёмной и боковой сил - Су и Сz а также А. к. моментов крена, рыскания и тангажа.

Выражение аэродинамич. сил и моментов в форме А. к. имеет большое значение для аэродинамич. исследований и расчётов, существенно их упрощая. Так, напр., аэродинамич. сила, действующая на самолёт, может достигать значений в сотни и тысячи кн (десятки и сотни тс), та же сила, действующая на модель этого самолёта, испытываемую в аэродинамической трубе, составляет десятки ньютонов (и), но А. к. для самолёта и для

Рис. 1. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления конуса от числам.

Рис. 2. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления шара от числа Re.

модели равны между собой. Или, например, аэродинамическая сила, действующая на шар, падающий с большой высоты на землю, зависит от высоты и скорости падения шара, а А. к. является постоянной величиной.


Для аппаратов больших размеров, летящих на малой высоте с дозвуковой скоростью, для к-рых М-число М<0,2, А. к. зависит только от формы летательного аппарата и угла атаки (угла между характерной плоскостью и направлением скорости полёта). В общем случае А. к. зависят от вязкости и сжимаемости газа, характеризуемой безразмерными подобия критериями: М-числом и Рей-нолъдса числом (рис. 1 и 2).

М. Я Юделович.

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА СЕМЯН, особенности поведения семян в возд. потоке. А. с. с. зависят от размеров, формы, веса семян, шероховатости их поверхности и др. Эти свойства учитывают при конструировании машин для очистки и сортирования семян. Для изучения А. с. с. используют спец. приборы - пневмоклассификаторы, в к-рых по вертикальной трубе подаётся снизу возд. поток на сетку с семенами. Скорость возд. потока, при к-рой семена приходят во взвешенное состояние, наз. критической. Для семян пшеницы, напр., она равна 8-11 м/сек, кукурузы - 10-17 м/сек. Сопротивление семян возд. потоку зависит от парусности семян (площади поперечного сечения, перпендикулярного потоку). Поведение семян в потоке зависит от их удельной парусности - отношен