АСФАЛЬТИРОВАНИЕ, устройство асфальтобетонных покрытий на автомобильных дорогах, улицах, аэродромах и т. п. путём укладки и уплотнения асфальтобетонной смеси по предварительно подготовленному основанию. В зависимости от назначения покрытия асфальтобетонную смесь (асфальтобетон) укладывают в один или два слоя на основание из щебня, гравия (нежёсткое основание) или бетона (жёсткое основание). Нижний слой толщиной 4-5 см устраивают из крупно- или среднезерни-стой смеси с остаточной пористостью 5-10% ; верхний слой толщиной 3-4 см-из средне- или мелкозернистой смеси (остаточная пористость 3-5%). При тяжёлых нагрузках и интенсивном движении транспорта покрытия устраивают 3-4-слойными общей толщиной 12-15 см. АСФАЛЬТИРОВАНИЕ начинается с очистки основания от пыли и грязи механич. дорожными щётками и поливомоечными машинами, исправления неровностей основания, обработки его поверхности жидким битумом или битумной эмульсией. Асфальтобетонная смесь приготовляется в асфальтобетоно-смесителях на стационарных или полустационарных заводах (установках), доставляется на место автомобилями-самосвалами и загружается в приёмный бункер асфалътобетоноукладчика, к-рый укладывает, разравнивает и предварительно уплотняет смесь. Окончат. уплотнение осуществляется катками дорожными. .
КОММУНАЛЬНОЕ СТРОИТЕЛЬСТВО, отрасль строительства, занятая сооружением объектов, связанных с обслуживанием жителей городов, посёлков городского типа, районных сельских центров и населённых пунктов сельской местности. В числе этих объектов: системы водоснабжения и канализации с очистными сооружениями и сетями; сооружения городского электрического транспорта с путевым, энергетическим хозяйством, депо и ремонтными предприятиями; сети газоснабжения и теплоснабжения с распределительными пунктами, районными и квартальными котельными; электрические сети и устройства напряжением ниже 35 кв; гостиницы; городские гидротехнические сооружения; объекты внешнего благоустройства населённых мест, озеленения, дороги, мосты, путепроводы, ливнестоки; предприятия санитарной очистки, мусороперерабатывающие и др. Планомерное развитие КОММУНАЛЬНОГО СТРОИТЕЛЬСТВА в СССР началось ещё в 1-й пятилетке и осуществлялось нарастающими темпами до начала Великой Отечеств, войны 1941-45. В годы 4-й пятилетки (1946-50) проводились работы по восстановлению объектов коммунального назначения, разрушенных во время нем.-фаш. оккупации. В последующие годы КОММУНАЛЬНОЕ СТРОИТЕЛЬСТВО велось высокими темпами в связи с бурным развитием промышленности, культуры, увеличением численности городов и посёлков городского типа .
ГРАДОСТРОИТЕЛЬСТВО, теория и практика планировки и застройки городов (см. Город). ГРАДОСТРОИТЕЛЬСТВО определяют социальный строй, уровень развития производственных сил, науки и культуры, природно-климатичие условия и национальные особенности страны. ГРАДОСТРОИТЕЛЬСТВО охватывает сложный комплекс социально-экономических, строительно-технических, архитектурно-художественных, а также санитарно-гигиенических проблем. Общим для ГРАДОСТРОИТЕЛЬСТВО досоциалистических формаций является большее или меньшее влияние на него частной собственности на землю и недвижимое имущество..
ЗЕЛЁНОЕ СТРОИТЕЛЬСТВО, составная часть современного градостроительства. Городские парки, сады, скверы, бульвары, загородные парки (лесопарки, лугопарки, гидропарки, исторические, этнографические, мемориальные), национальные парки, народные парки, тесно связанные с планировочной структурой города, являются необходимым элементом общегородского ландшафта. Они способствуют образованию благоприятной в санитарно-гигиеническом отношении среды, частично определяют функциональную организацию городских территорий, служат местами массового отдыха трудящихся и содействуют художественной выразительности архитектурых ансамблей. При разработке проектов садов и парков учитывают динамику роста деревьев, состояние и расцветку их крон в зависимости от времени года.
| екты А. с расчётной пропускной способностью 50, 100, 200 и 400 пассажиров в час. Более крупные А.- от 600 до 3000 пассажиров в час (напр., А. в аэропорту Домодедово под Москвой, рис. 2), а также строящиеся в особых условиях (в сев. и сейсмич. р-нах) - проектируются индивидуально.
Архитектурно-планировочное решение совр. А. подчинено технологич. схеме обслуживания пассажиров, организации их посадки в самолёты. Осн. помещением является операционный зал, площадь и характер оборудования к-рого определяют пропускную способность здания А. Объёмно-планировочная структура пассажирских помещений должна соответствовать принятой для данного А. схеме планировки перрона. При большой интенсивности движения самолётов, особенно многоместных, для сокращения времени стоянки самолёта, обеспечения безопасности и создания удобств пассажирам планировка А. предусматривает устройство наземных или подземных переходных галерей и спец. павильонов, связанных с самолётами стационарными крытыми трапами на уровне 2-го этажа здания А. Планировка А. должна быть чёткой, исключать пересечения и встречи массовых потоков пассажиров и принятого к перевозке багажа, лишние спуски и подъёмы, обеспечивать возможность самостоятельной ориентировки пассажиров на пути к самолётам (и от самолётов). Архитектурная выразительность совр. А. достигается применением большепролётных железобетонных и металлич. конструкций, эффективных стеновых материалов, витражей и т. д. (А. аэропорта Домодедово, 1965, арх. Г. А. Елькин, Г. В. Крюков, В. Г. Локшин, инж. Н. И. Ирмес, Б. И. Журавлёв, А. А. Арнольд). Ритм повторяющихся унифици-ров. металлич. и сборных железобетонных конструкций, открытых в интерьере и легко читаемых на фасаде, создаёт впечатляющий художественный эффект. Архитектурно-пространственная композиция отд. А. связана с поисками новых форм, пластически выражающих многообразные конструктивные возможности монолитного железобетона (А. в аэропорту Кеннеди в Нью-Йорке, 1962, арх. Э. Сааринен).
Лит.: Локшин В., Согомонян Н., Берлин Ю-, Аэровокзалы аэропортов. Типы зданий, М., 1966; Голубев Г. Е., А н д ж е л и н и Г. М. , М о д о р о в А.Ф., Современные вокзалы..., М., 1967; Haas Е., Moderne Flughafen fur den zivilen Luft-verkehr, В., 1962; Kohl F., Moderner Flughafenbau, В., 1956.
Л. И. Гарецкий, В. Г. Локшин.
Илл. см. на вклейке, табл. XXXIX.
АЭРОГЕОФИЗИЧЕСКАЯ СЪЁМКА, фиксация с воздуха нек-рых физич. свойств объектов, в частности их гамма-излучения, а также ряда параметров магнитных , гравитационных, электрических и сейсмических полей Земли. См. статьи Аэрометоды, Аэромагнитная съёмка, Аэроэлектроразведка.
АЭРОГИДРОДИНАМИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ Центральный имени Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), институт, разрабатывающий вопросы аэро-и гидродинамики в направлении практического использования их в различных отраслях техники. Подчинён Мин-ву авиац. промышленности. Учреждён 1 дек. 1918 по решению ВСНХ. Первым руководителем ЦАГИ был Н. Е. Жуковский, в 1921-42 - С. А. Чаплыгин. В 1925-29 при ЦАГИ была создана первая эксперимент. база с самой большой в мире в то время аэродинамич. трубой, гидравлич. лабораторией, гидроканалом и др. установками. В работах ЦАГИ были заложены основы технич. авиац. дисциплин. На созданных опытным з-дом ЦАГИ под рук. А. Н. Туполева самолётах отечеств. конструкции уже начиная с 1926 совершён ряд выдающихся перелётов. В 1930-32 на базе науч. отделов ЦАГИ были организованы самостоят. н.-и. ин-ты: Всесоюзный ин-т авиационных материалов (ВИАМ), Центр. ин-т авиац. моторостроения (ЦИАМ), Всесоюзный ин-т гидромашиностроения (ВИГМ), Центр. ветроэнергетический институт (ЦВЭИ). В ЦАГИ имеется мощная экспериментальная база, созданы уникальные установки - натурные, модельные, околозвуковые и сверхзвуковые аэродинамич. трубы, штопорная труба, стенды для исследования динамики и прочности самолёта. В состав ЦАГИ входят специализир. лаборатории аэродинамики, гидродинамики, акустики, пром. аэродинамики, вертолётная, приборная, вычислит. техники, комплекс лабораторий прочности, опытное произ-во, бюро науч. информации, издательский отдел, научно-мемориальный музей Н. Е. Жуковского. С первых шагов ЦАГИ развивался как комплексный институт, тесно связанный с промышленностью. Главными проблемами, над к-рыми работает ЦАГИ, являются вопросы аэродинамики, динамики и прочности самолётов и других летательных аппаратов. Институт выпускает печатные издания: "Труды" (с 1925), "Технические заметки" (с 1932), "Технические отчёты" (с 1941), "Учёные записки", тематические сборники, монографии и информац. материалы. При ин-те имеется аспирантура. Награждён орденами Трудового Красного Знамени (1926), Красного Знамени (1933), Ленина (1945). Г. П. Свищев.
АЭРОГРАФ, прибор для тонкого распыления краски сжатым воздухом при нанесении её на бумагу, ткань и др. А. различных размеров и конструкций применяют для разрисовки тканей, при изготовлении театральных декораций и крупноформатных настенных плакатов, для ретуширования фотонегативов, фотоотпечатков и иллюстраций и т. д. См. также Краскопульт, Пистолет-краскораспылитель, Вихревой насос.
АЭРОДИНАМИКА, раздел гидроаэромеханики, в к-ром изучаются законы движения воздуха и силы, возникающие на поверхности тел, относительно к-рых происходит его движение. В А. рассматривают движение с дозвуковыми скоростями, т. е. до 340 м/сек (1200 км/ч).
Одна из осн. задач А.- обеспечить проектные разработки летат. аппаратов методами расчёта действующих на них аэродинамич. сил. В процессе проектирования самолёта (вертолёта и т. п.) для определения его лётных свойств производят т. н. аэродинамич. расчёт, в результате к-рого находят максимальную, крейсерскую и посадочную скорости полёта, скорость набора высоты (скороподъёмность) и наибольшую высоту полёта ("потолок"), дальность полёта, полезную нагрузку и т. д.
Спец. раздел А.- аэродинамика самолёта - занимается разработкой методов аэродинамич. расчёта и определением аэродинамических сил и моментов, действующих на самолёт в целом и на его части - крыло, фюзеляж, оперение и т. д. К А. самолёта относят обычно и расчёт устойчивости и балансировки самолёта, а также теорию воздушных винтов. Вопросы, связанные с изменяющимся нестационарным режимом движения летат. аппаратов, рассматриваются в спец. разделе - динамика полёта.
Как самостоят. наука А. возникла в нач. 20 в. в связи с потребностями авиации. Рождавшаяся авиация требовала разработки теории и создания методов расчёта подъёмной силы крыла, аэродинамического сопротивления самолёта и его деталей, тяговой силы возд. винта. Одно из первых в мировой науке теоретич. исследований этих вопросов содержится в работах рус. учёных К. Э. Циолковского "К вопросу о летании посредством крыльев" (1891) и Н. Е. Жуковского "К теории летания" (1891). Теория, позволяющая рассчитать подъёмную силу крыла бесконечного размаха, была разработана в нач. 20 в. в России Н. Е. Жуковским и С. А. Чаплыгиным, в Германии В. Куттой и в Англии Ф. Ланчестером. В 1912 появились работы Н. Е. Жуковского, излагающие вихревую теорию возд. винта. Разработанная Н. Е. Жуковским и С. А. Чаплыгиным теория решёток, состоящих из крыльевых профилей, дала возможность учесть взаимное влияние лопастей винта и явилась основой для расчёта колёс и направляющих решёток турбомашин. Первой работой по динамике полёта следует считать мемуар Н. Е. Жуковского "О парении птиц" (1892),в к-ром дано теоретич. обоснование "мёртвой петли", впервые осуществлённой рус. лётчиком П. Н. Нестеровым в 1913.
Одновременно с разработкой теории полёта для получения численных значений аэродинамич. характеристик создаются спец. аэродинамич. лаборатории, стйвшие базой эксперимент. А., создателями к-рой можно считать Н. Е. Жуковского, франц. учёного Ж. Эйфеля и нем. учёного Л. Прандтля. В 1902 Н. Е. Жуковский основал аэродинамич. лабораторию МГУ, а в 1904 аэродинамич. ин-т в Кучине. В 1909 была создана аэродинамич. лаборатория Ж. Эйфелем в Париже и неск. позднее Л. Прандтлем в Гёт-тингене. По предложению Н. Е. Жуковского в 1918 был создан Центральный аэрогидродинамический институт (ЦАГИ), к-рый и в наст. время является одним из крупнейших в мире центров аэродинамич. исследований.
В развитие А., кроме Н. Е. Жуковского и С. А. Чаплыгина, большой вклад внесли советские учёные В. П. Ветчин-кин, А. А. Дородницын, М. В. Келдыш, М. А. Лаврентьев, Г. И. Петров, Л. И. Седов, А. Н. Туполев, С. А. Христиано-вич, Б. Н. Юрьев и др., нем. учёные Л. Прандтль, Г. Шлихтинг, А. Буземан, англ. учёные Г. Глауэрт, Ф. Ланчестер, А. Фейдж, амер. учёные Т. Карман, X. Драйден, X. Тейлор и мн. др.
В соответствии с методами решения возникающих задач А. делится на теоретическую и экспериментальную. Первая ищет решение путём теоретич. анализа осн. законов гидроаэромеханики, сформулированных в форме уравнений Л. Эйлером, Ж. Лагранжем, М. Навье, Г. Сток-сом и др. Решение (интегрирование) этих уравнений для большинства практически важных задач даже в наше время возможно только при допущении, что вязкость воздуха равна нулю (замена воздуха "идеальным" газом). Однако решение упрощённых таким образом уравнений даёт результаты, противоречащие опыту. Напр., сила аэродинамич. сопротивления шара оказывается равной нулю (Д'Алам-бера - Эйлера парадокс). Возникшее противоречие в известной степени было разрешено Л. Прандтлем, предложившим разделить пространство, в к-ром наблюдаются возмущения, вызванные движущимся телом, на две области: область, близкую к поверхности тела, где существенно влияние вязкости, т. н. пограничный слой, и область вне пограничного слоя, где воздух можно рассматривать как идеальный газ.
Гипотеза Прандтля и разработанные им уравнения движения газа в пограничном слое (1904) в дальнейшем были развиты в работах мн. учёных, в т. ч. советских (Л. Г. Лойцянский, А. А. Дородницын и др.), и дали возможность получить решение большого числа задач. Предложенная схема не полностью соответствует реально существующим течениям; кроме того, разработанные методы не позволяют теоретически рассчитать течение в случае турбулентного пограничного слоя и для тел сложной формы. В этих случаях приходится применять эмпирич. методы, разрабатываемые на основе эксперимент. изучения моделей рассматриваемого течения. При помощи анализа осн. законов течения воздуха теоретич. А. разработаны вопросы подобия теории и моделирования, к-рые позволяют определить аэродинамич. силы, действующие на летат. аппарат, в результате испытания маломасштабной модели этого аппарата. Теория моделирования позволяет также определить и условия, в к-рых должна испытываться модель. Этот раздел теоретич. А. является основой эксперимент. А., гл. задача к-рой состоит в получении численных значений аэродинамич. сил, действующих на аппарат, путём испытания модели на спец. установках. В эксперимент. А. широко пользуются законом обращения движения, в соответствии с к-рым сила, действующая на тело, движущееся со скоростью v, равна силе, действующей на то же тело, закреплённое неподвижно и обдуваемое воздушным потоком с той же скоростью v.
Установки, на к-рых исследуют силы и моменты, действующие на неподвижно закреплённую модель - аэродинамические трубы, являются осн. частью эксперимент. базы аэродинамич. лабораторий. Методы аэродинамических измерений позволяют детально исследовать силы, действующие на модель, а также распределение значений скорости, плотности и темп-ры воздуха перед моделью и за ней.
При увеличении скорости полёта и приближении её к скорости звука необходимо учитывать сжимаемость среды. Сверхзвуковой полёт тела характеризуется рядом особенностей: возникают ударные волны, увеличивающие аэродинамич. сопротивление, летящее тело нагревается от трения о воздух и в результате излучения газа за ударной волной; при полёте с большой сверхзвуковой скоростью происходят диссоциация и ионизация газа в ударных волнах. Все эти вопросы, связанные с движением тел со скоростью, превышающей скорость звука, обычно относят к разделу гидроаэромеханики, наз. газовой динамикой.
Широкая область неавиационных приложений А. входит в науку, наз. п р ом ы ш л е н н о й а э р о д и н а м ик о й. В ней рассматриваются вопросы, связанные с расчётом воздуходувок, ветровых двигателей, струйных аппаратов (эжекторов), вентиляционной техники (в частности, кондиционирования воздуха), а также вопросы, связанные с аэродинамич. силами, возникающими при движении наземного транспорта (автомобилей, поездов), и ветровыми нагрузками на здания и сооружения.
В СССР, кроме ЦАГИ, большая научно-исследовательская работа в области А. ведётся в ЦИАМе, в н.-и. ин-тах АН СССР, в отраслевых н.-и. ин-тах, в Московском, Ленинградском и др. ун-тах, Московском и Харьковском авиационных ин-тах, в МВТУ, в Военно-воздушной инженерной академии им. Н. Е. Жуковского и др. высших уч. заведениях. В США общее руководство исследованиями в области А. осуществляет NASA (Национальный комитет по аэродинамике и исследованию космич. пространства), располагающий крупными лабораторными центрами в Моффетт-Филде (шт. Калифорния), Ленгли-Филде (шт. Виргиния) и др., а также в Калифорнийском и Массачусетсском технологич. ин-тах, исследовательских ин-тах ВВС, ВМС и лабораториях крупных фирм, производящих самолёты, ракеты и вооружение. Крупные центры исследований в области А. имеются в Англии, Франции, Японии и др. странах.
Результаты науч. исследований публикуются в периодич. изданиях: "Известия АН СССР. Механика жидкости и газа" (с 1966); "Журнал прикладной механики и технической физики" (с 1960); "AIAA Journal" (N. Y., с 1963 - переводится
на рус. яз.); "Journal of the Royal Aeronautical Society" (L., с 1897); "Technique et Science Aeronautiques et Spatiales" (P., с 1943).
Лит.: Фабрикант Н. Я., Аэродинамика, ч. 1, М. - Л., 1962; П рандтль Л., Гидроаэродинамика, пер. с нем., 2 изд., М., 1951: Мартынов А. К., Экспериментальная аэродинамика, 2 изд., М., 1958; П ы ш н о в В. С., Аэродинамика самолета, М., 1943; Остославский И. В., Титов В. М-, Аэродинамический расчет самолета, М., 1947; Глауэрт Г., Основы теории крыльев и винта, пер. с англ., М.- Л., 1931. М. Я. Юделович.
АЭРОДИНАМИКА ЗДАНИЙ, научная дисциплина, изучающая возд. потоки, возникающие около зданий и внутри них под действием ветра, разности темп-р внутр. и наружного воздуха, вентиляции и осуществляемых в помещениях производств. процессов (см. также Аэрация зданий).
Лит.: Реттер Э. И. и Стриже-н о в С. И., Аэродинамика зданий, М., 1968.
АЭРОДИНАМИКА РАЗРЕЖЕННЫХ ГАЗОВ, раздел механики газов, в к-ром для описания движения газов необходимо учитывать их молекулярное строение. Методы А. р. г. широко применяют при определении аэродинамического нагрева приземляющихся орбитальных аппаратов, низко летящих спутников Земли, для расчёта теплового режима приборных датчиков ракет, зондирующих верхние слои атмосферы, и т. д. Точный прогноз траекторий околопланетных спутников, испытывающих тормозящее действие разреженной атмосферы, невозможен без знания методов А. р. г., с помощью к-рых определяются аэродинамические силы и моменты, действующие на летящее в газе тело. А. р. г. изучает также течения газов в вакуумных системах, ультразвуковые колебания в газе и др. проблемы молекулярной физики.
На больших высотах атмосфера очень разрежена и ср. длина свободного пробега / молекул между двумя соударениями становится сравнимой с характерным размером движущегося в атмосфере тела d (или рассматриваемой области потока). Поэтому методы расчёта течения, применяемые в аэродинамике и газовой динамике, основанные на представлении о газе, как о сплошной среде (континууме), непригодны и приходится прибегать к кинетической теории газа. При высоких темп-pax газа, имеющих место, напр., при очень больших скоростях полёта, течение может сопровождаться эффектами возбуждения молекул, их диссоциацией, ионизацией и т. д. Эти проблемы также изучаются в А. р. г.
А. р. г. принято делить на три области:
1) свободное молекулярное течение,
2) промежуточная область, 3) течение со скольжением (рис. 1).
При с в о б о д н о м о л е к у л я рн о м о б т е к а н и и у отражённых от тела моле-хул длина свободного пробега l больше характерного размера тела d, поэтому взаимодействие отражённых молекул с набегающими молекулами вблизи тела незначительно. Это даёт возможность рассматривать падающий и отражённый потоки молекул независимо, что существенно облегчает описание их движения. Движение любой молекулы можно считать как бы состоящим из двух: 1) молекулы участвуют в направленном движении газового потока и их скорость равна скорости потока в целом; 2) одновременно молекулы участвуют в хаотич. тепловом движении и при этом движутся с различными скоростями, значения к-рых описываются Максвелла распределением. Применение кинетич. теории газов даёт принципиальную возможность рассчитать как давление газа на стенку, так в количество тепла, к-рое она получает или отдаёт при взаимодействии с молекулами газа. Для этого необходимо знать законы отражения молекул от твёрдой поверхности.
Однако точное математич. описание движения разреженного газа с помощью уравнений кинетич. теории представляет значит. трудности. Это заставляет развивать приближённые методы. Напр., реальное отражение молекулы от тела заменяется т. н. зеркально-диффузной схемой, согласно к-рой часть молекул отражается от поверхности тела зеркально, другая - рассеивается диффузно, в соответствии с Ламберта законом (законом косинуса).
Отношение количества диффузно рассеянных молекул к общему их числу определяет степень диффузности рассеяния, к-рая характеризуется числом f (при f=0 происходит только зеркальное отражение, при f = l - только диффузное). Для снижения сопротивления летящего тела выгодно зеркальное отражение, а также малые углы падения молекул на поверхность, т. к. при этом увеличивается вероятность зеркального отражения.
Другим существенным параметром является т. н. коэффициент термической аккомодации а, к-рый характеризует изменение энергии молекулы после её отражения. Значения а могут меняться от 0 до 1. Если после отражения энергия молекулы не изменилась и осталась равной энергии падающей молекулы, то а=0. Если же средняя энергия отражённой молекулы соответствует темп-ре стенки, то это значит, что она отдала стенке всю возможную энергию и a = 1. Очевидно, что аэродинамич. нагрев тем меньше, чем меньше а.
Величины f я а - наиболее важные характеристики А. р. г. В общем случае а и f зависят от скорости движения потока газа, материала и темп-ры стенки, от гладкости её поверхности, наличия на поверхности адсорбированных молекул газа и т. д. Однако точных зависимостей а и f от определяющих их параметров ещё не получено.
Эксперименты, проведённые в широком диапазоне скоростей для различных газов и материалов, дают значения а в широких пределах - от 0,95 до 0,02. Установлено, что уменьшение а происходит при увеличении скорости молекул газа и отношения молекулярных масс mt и mi тела и газа:
а= 2m1m2. Так, напр., если вместо
(m т.,)
тела из алюминия взять тело из свинца, то коэфф. аккомодации уменьшается примерно в 4 раза, что приводит к уменьшению аэродинамич. нагрева. Коэфф. f изменяется меньше: от 0,98 до 0,7.
Разреженность среды проявляется в совершенно необычном поведении аэродинамических коэффициентов. Так, коэфф. сопротивления сферы Сх зависит от отношения абс. темп-ры тела То, к абс. темп-ре потока Тi , а также от а и f (рис. 2), в то время как в сплошной среде таких зависимостей не наблюдается. Коэффициенты, характеризующие теплообмен, также отличаются качественно и количественно от континуальных.
Рис. 2. Зависимость коэффициента сопротивления сферы Сх в свободномоле-кулярном потоке при различных отношениях абс. темп-ры тела Tw к абс. темп-ре потока Г,-: а - от числа М полёта для а = 1,0 и б ~ от коэффициента аккомодации а.
П р о м е ж у т о ч н а я о б л а с т ь. При l/d ~ 1 существенна роль межмолекулярных столкновений, когда отражённые от поверхности тела молекулы значительно искажают распределение скоростей молекул набегающего потока. Теоретич. решения для свободномолекулярного потока здесь неприемлемы. Вместе с тем, такое течение ещё нельзя рассматривать как течение сплошной среды. Промежуточная область весьма трудна для математич. анализа.
Течение со скольжением. Если размер тела d в десятки раз больше l, т. е. l/d"l, то в потоке уже могут возникать характерные для газовой динамики ударные волны и пограничные слои на поверхности тел. Однако, в отличие от обычного пограничного слоя, темп-pa примыкающего к стенке газа Та не равна температуре стенки TW, а скорость потока на поверхности тела не равна нулю (поток проскальзывает). Скачок темп-ры (Тw.-Та) пропорционален I и зависит от а. Скорость скольжения также пропорциональна l и зависит от f. Эксперименты показывают, что при увеличении разреженности газа происходит утолщение ударнjй волны, возрастает и толщина пограничного слоя, но значительно медленнее (рис. 3). Ударная волна может распространиться на всю область сжатого газа в районе передней критич. точки обтекаемого тела и слиться с пограничным слоем. Распределение плотности в районе передней критич. точки становится плавным, а не скачкообразным, как в континууме. При расчёте течений со скольжением поток описывается обычными уравнениями газовой динамики, но с граничными условиями, учитывающими скачок темп-ры и скорость скольжения.
Границы упомянутых областей течения весьма условны. Для различных тел появление признаков, характеризующих ту или иную область, может наступить при разных значениях параметра разреженности l/d. В связи со сложностью теоретич. расчётов и необходимостью определения ряда эмпирич. констант, входящих в практич. методы расчёта тепловых и аэродинамич. характеристик, особое значение в А. р. г. приобретает эксперимент.
Лит.: Аэродинамика разреженных газов, сб. 1, под ред. С. В. Валландера, Л., 1963; Паттерсон Г. Н., Молекулярное течение газов, пер. с англ., М., 1960; Тзян X. Ш., Аэродинамика разреженных газов, в сб.: Газовая динамика, сб. статей, пер. с англ., под ред. С. Г. Попова и С. В. Фальковнча, М., 1950.
Л. В. Козлов.
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СИЛА, см. Аэродинамические сила и момент.
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ТРУБА, установка, создающая поток воздуха или газа для эксперимент. изучения явлений, сопровождающих обтекание тел. С помощью А. т. определяются силы, возникающие при полёте самолётов и вертолётов, ракет и космич. кораблей, при движении подводных судов в погружённом состоянии; исследуются их устойчивость и управляемость; отыскиваются оптимальные формы самолётов, ракет, космич. и подводных кораблей, а также автомобилей и поездов; определяются ветровые нагрузки, а также нагрузки от взрывных волн, действующие на здания и сооружения - мосты, мачты электропередач, дымовые трубы и т. п. В спец. А. т. исследуется нагревание и теплозащита ракет, космич. кораблей и сверхзвуковых самолётов.
Опыты в А. т. основываются на принципе обратимости движения, согласно которому 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 равные и параллельные скорости (равномерное поле скоростей), одинаковые плотность и темп-ру. Обычно в А. т. исследуется обтекание модели проектируемого объекта или его частей и определяются действующие на неё силы. При этом необходимо соблюдать условия, к-рые обеспечивают возможность переносить результаты, полученные для модели в лабораторных условиях, на полноразмерный натурный объект (см. Моделирование, Подобия теория). При соблюдении этих условий аэродинамические коэффициенты для исследуемой модели и натурного объекта равны между собой, что позволяет, определив аэродинамич. коэффициент в А. т., рассчитать силу, действующую на натуру (напр., самолёт).
Прототип А. т. был создан в 1897 К. Э. Циолковским, использовавшим для опытов поток воздуха на выходе из центробежного вентилятора. В 1902 Н. Е. Жуковский построил А. т., в к-рой осевым вентилятором создавался возд. поток со скоростью до 9 м/сек. Первые А. т. разомкнутой схемы были созданы Т. Стантоном в Нац. физ. лаборатории в Лондоне в 1903 и Н. Е. Жуковским в Москве в 1906, а первые замкнутые А. т.- в 1907 - 1909 в Гёттингене Л. Прандтлем и в 1910 Т. Стантоном. Первая А. т. со свободной струёй в рабочей частя была построена Ж. Эйфелем в Париже в 1909. Дальнейшее развитие А. т. шло преим. по пути увеличения их размеров и повышения скорости потока в рабочей части (где помещается модель), к-рая является одной из осн. характеристик А. т.
В связи с развитием артиллерии, реактивной авиации и ракетной техники появляются сверхзвуковые А. т., скорость потока в рабочей части к-рых превышает скорость распространения звука. В аэродинамике больших скоростей скорость потока или скорость полёта летат. аппаратов характеризуют числом М=v/а (т. е. отношением скорости потока v к скорости звука а). В соответствии с величиной этого числа А. т. делят на 2 осн. группы: дозвуковые, при М<1, и сверхзвуковые, при М > 1.
Д о з в у к о в ы е а э р о д и н а м ич е с к и е т р у б ы. Дозвуковая А. т. постоянного действия (рис. 1) состоит из рабочей части l, 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 (рис. 2, а и б), а если необходимо создать А. т. с открытой рабочей частью, статич. давление в к-рой не равно атмосферному, струю в рабочей части отделяют от атмосферы т. н. камерой Эйфеля (рис. 2, в) (высотной камерой). Исследуемая модель 2 (рис. 1) 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 (6 - спрямляющая решётка, выравнивающая поле скоростей). Диффузор 5 уменьшает скорость и соответственно повышает давление струи, выходящей из рабочей части. Компрессор (вентилятор) 7, приводимый в действие силовой установкой 8, компенсирует потери энергии струи; направляющие лопатки 9 уменьшают потери энергии воздуха, предотвращая появление вихрей в поворотном колене; обратный канал 12 позволяет сохранить значит.часть кинетич. энергии, имеющейся в струе за диффузором. Радиатор 10 обеспечивает постоянство темп-ры газа в рабочей части А. т. Если в к.-л. сечении канала А. т. статич. давление должно равняться атмосферному, в нём устанавливают клапан 11.
Размеры дозвуковых А. т. колеблются от больших А. т. для испытаний натурных объектов (напр., двухмоторных самолётов) до миниатюрных настольных установок.
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 дозвуковых А. т. является возможность изменения скорости газа в рабочей части за счёт изменения перепада давления.
Согласно теории подобия, для того чтобы аэродинамич. коэффициенты у модели и натуры (самолёта, ракеты и т. п.) были равны, необходимо, кроме геомет-рич. подобия, иметь одинаковые значения чисел М и Рейнольдса числа Re в А. т. и в полёте (Re = pvl/u; о-плотность среды, д - динамич. вязкость, / - характерный размер тела). Чтобы обеспечить эти условия, энергетич. установка, создающая поток газа в А. т., должна обладать достаточной мощностью (мощность энергетич. установки пропорциональна числу М, квадрату числа Re и обратно пропорциональна статич. давлению в рабочей части рс).
С в е р х з в у к о в ы е а э р о д ин а м и ч е с к и е т р у б ы . В общих чертах схемы сверхзвуковой и дозвуковой А. т. аналогичны (рис. 1 и 3). Для получения сверхзвуковой скорости газа в рабочей части А. т. применяют т. н. сопло Лаваля, к-рое представляет собой сначала сужающийся, а затем расширяющийся канал. В сужающейся части скорость потока увеличивается и в наиболее узкой части сопла достигает скорости звука, в расширяющейся части сопла скорость становится сверхзвуковой и увеличивается до заданного значения, соответствующего числу М в рабочей части. Каждому числу М отвечает определённый контур сопла. Поэтому в сверхзвуковых А. т. для изменения числа М в рабочей части применяют сменные сопла или сопла с подвижным контуром, позволяющим менять форму сопла.
В диффузоре сверхзвуковой А. т. скорость газа должна уменьшаться, а давление и плотность возрастать, поэтому его делают, как и сопло, в виде сходящегося - расходящегося канала. В сходящейся части сверхзвуковая скорость течения уменьшается, а в нек-ром сечении возникает скачок уплотнения (ударная волна), после к-рого скорость становится дозвуковой. Для дальнейшего замедления потока контур трубы делается расширяющимся, как у обычного дозвукового диффузора. Для уменьшения потерь диффузоры сверхзвуковых А. т. часто делают с регулируемым контуром, позволяющим изменять минимальное сечение диффузора в процессе запуска установки.
Рис. 2. Схемы рабочей части аэродинамической трубы (d - закрытая, б - открытая, в - открытая рабочая часть с камерой Эйфеля): 1 - модель; 2 - сопло; 3 - диффузор; 4 - струя газа, выходящего из сопла; 5 - камера Эйфеля; 6 - рабочая часть.
В сверхзвуковой А. т. потери энергии в ударных волнах, возникающих в диффузоре, значительно больше потерь на трение и вихреобразование. Кроме того, значительно больше потери при обтекании самой модели, поэтому для компенсации этих потерь сверхзвуковые А. т. имеют многоступенчатые компрессоры и более мощные силовые установки, чем дозвуковые А. т.
В сверхзвуковом сопле по мере увеличения скорости воздуха уменьшаются его темп-pa Т и давление р; при этом относит. влажность воздуха, обычно содержащего водяные пары, возрастает, и при числе М~1,2 происходит конденсация пара, сопровождающаяся образованием ударных волн - скачков конденсации, существенно нарушающих равномерность поля скоростей и давлений в рабочей части А. т. Для предотвращения скачков конденсации влага из воздуха, циркулирующего в А. т., удаляется в спец. осушителях ll.
Рис. 3. Сверхзвуковая аэродинамическая труба: i - рабочая часть; 2 - модель; 3 - аэродинамические весы; 4 - сопло; 5 - диффузор; 6 - спрямляющие решётки; 7 - компрессор с двигателем 8; 9 - обратный канал; 10 - теплообменник; 11 - осушитель воздуха.
Одним из осн. преимуществ сверхзвуковых А. т., осуществляемых по схеме рис. 3, является возможность проведения опытов значит. продолжительности. Однако для многих задач аэродинамики это преимущество не является решающим. К недостаткам таких А. т. относятся: необходимость иметь энергетич. установки большой мощности, а также трудности, возникающие при числах М > 4 вследствие быстрого роста требуемой степени сжатия компрессора. Поэтому широкое распространение получили т. н. б а л л о н-н ы е А. т., в к-рых для создания перепада давлений перед соплом помещают баллоны высокого давления, содержащие газ при давлении 100 Мн/м2 (1000 кгс/см2), а за диффузором - вакуумные ёмкости (газгольдеры), откачанные до абс. давления 100-0,1 и/м2 (10-3-10-6 кгс/см2), или систему эжекторов (рис. 4).
Рис. 4. Две баллонные аэродинамические трубы с повышенным давлением на входе в сопло и с 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 аэродинамической трубы; 9 - эжекторы; 10 - дроссельные краны; 11 - диффузор эжектора; 12 - быстродействующий кран; 13 - вакуумный газгольдер; 14 - вакуумный насос; 15 - подогреватель воздуха; 16 - радиатор.
Одной из осн. особенностей А. т. больших чисел М (М>5) является необходимость подогрева воздуха во избежание его конденсации в результате понижения темп-ры с ростом числа М. В отличие от водяных паров, воздух конденсируется без заметного переохлаждения. Конденсация воздуха 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 перед соплом ро. Напр., для предотвращения конденсации воздуха в А. т. при числах М ж 10 и pt> = 5 Мн/м2 (50 кгс/см2) необходимо подогревать воздух до абс. темп-ры То ~ 1000 К.
Развитие техники идёт в направлении дальнейшего увеличения скоростей полёта. Спускаемые космич. аппараты "Восток." и "Восход" входят в атмосферу Земли с первой космич. скоростью V1KOC~8 км/сек (т. е. М>20). Космич. корабли, возвращающиеся на Землю с Луны и др. планет, будут входить в атмосферу со второй космич. скоростью v2Koc>ll км/сек (М > 30). При таких скоростях полёта темп-pa газа за ударной волной, возникающей перед летящим телом, превышает 10 000 К, молекулы азота и кислорода диссоциируют (распадаются на атомы), и становится существенной ионизация атомов. Необходимо исследовать влияние этих процессов на силы, возникающие при обтекании тела, и тепловые потоки, поступающие к его поверхности. Для этого в А. т. необходимо получить не только натурные значения чисел М и Re, но и соответствующие темп-ры Т0. Это привело к созданию новых типов А. т., работающих с газом, нагретым до высоких темп-р, значительно превышающих темп-ру, необходимую для предотвращения конденсации воздуха при данном числе М. К установкам этой группы относятся ударные трубы, импульсные установки, электродуговые установки и т. п.
Ударная труба (рис. 5,а) представляет собой ступенчатую цилиндрич. трубу, состоящую из двух секций - высокого / и низкого 2 давления, разделённых мембраной 3. В секции 1 содержится "толкающий" газ (обычно Не или Н), нагретый до высокой темп-ры и сжатый до давления pt. Секция низкого давления заполняется рабочим газом (воздухом) при низком давлении р2. Это состояние, предшествующее запуску А. т., соответствует 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 - отношения площади среднего поперечного сечения семян (в см2) к их массе (в г). Удельная парусность характеризуется скоростным давлением потока, при котором семя находится во взвешенном состоянии. Это давление измеряется микроманометром.
Лит.: С т р о н а И. Г., Общее семеноведение полевых культур, М., 1966, с. 141.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛА И МОМЕНТ, величины, характеризующие воздействие газообразной среды на движущееся в ней тело (напр., на самолёт). Силы давления и трения, действующие на поверхности тела, могут быть приведены к равнодействующей R этих сил, наз. аэродинамич. силой, и к паре сил с моментом М, наз. аэродинамич. моментом. Аэродинамич. силу раскладывают на составляющие в прямоугольной системе координат (рис. 1), связанной либо с вектором скорости тела v (поточная, или скоростная, система координат), либо с самим телом (связанная система).
Рис. 1. Разложение аэродинамической силы на составляющие в поточной системе координат X, Y, Z и в связанной системе Т, N, Z; ось Z на рис. не изображена, она перпендикулярна плоскости чертежа.
В поточной системе сила, направленная по оси потока в сторону, противоположную направлению движения тела, наз. аэродинамическим сопротивлением X, перпендикулярная ей и лежащая в вертикальной плоскости - подъёмной силой У, а перпендикулярная к ним обеим - боковой силой Z. В связанной системе координат аналогом первых двух сил являются тангенциальная Т и нормальная N силы.
Аэродинамич. момент играет важную роль в аэродинамич. расчёте летательных аппаратов, определяя их устойчивость и управляемость, и представляется обычно в виде трёх составляющих - проекций на оси координат, связанных с телом (рис. 2): Мх (момент крена), Mv (момент рыскания) и Мz (момент тангажа). Знаки моментов положительны, когда они
Рис. 2. Проекции аэродинамического мо мента на оси координат: Мх- момент крена; Mv - момент рыскания; Mz-момент тангажа.
стремятся повернуть тело соответственно от оси у к оси z, от оси z к оси x, от оси x к оси y. А. с. и м. зависят от формы и размеров тела, скорости его поступат. движения и ориентации к направлению скорости, свойств и состояния среды, в к-рой происходит движение, а в нек-рых случаях и от угловых скоростей вращения и от ускорения движения тела. Определение А. с. и м. для тел различной формы и при всевозможных режимах полёта является одной из гл. задач аэродинамики и аэродинамич. эксперимента. См. также Аэродинамические коэффициенты.
Ю. А. Рыжов.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ МОМЕНТ, см. Аэродинамические сила и момент.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАГРЕВ, нагрев тел, движущихся с большой скоростью в воздухе или др. газе. А. н.- результат того, что налетающие на тело молекулы воздуха тормозятся вблизи тела. Если полёт совершается со сверхзвуковой скоростью, торможение происходит прежде всего в ударной волне, возникающей перед телом. Дальнейшее торможение молекул воздуха происходит непосредственно у самой поверхности тела, в т. н. пограничном слое. При торможении молекул воздуха их тепловая энергия возрастает, т. е. темп-pa газа вблизи поверхности движущегося тела повышается. Макс. темп-pa, до к-рой может нагреться газ в окрестности движущегося тела, близка к т. н. темп-ре торможения:
где - темп-pa набегающего воздуха, - скорость полёта тела, - удельная теплоёмкость газа при постоянном давлении. Так, напр., при полёте сверхзвукового самолёта с утроенной скоростью звука (ок. 1 км/сек) темп-pa торможения составляет ок. 400°С, а при входе кос-мич. аппарата в атмосферу Земли с 1-й космич. скоростью (8,1 км/сек) темп-ра торможения достигает 8000 °С. Если в первом случае при достаточно длит. полёте темп-pa обшивки самолёта достигнет значений, близких к темп-ре торможения, то во втором случае поверхность космического аппарата неминуемо начнёт разрушаться из-за неспособности материалов выдерживать столь высокие температуры.
Из областей газа с повышенной темп-рой тепло передаётся движущемуся телу, происходит А. н. Существуют две формы А. н.- конвективная и радиационная. К о н в е к т и в н ы й н а г р е в - следствие передачи тепла из внешней, "горячей" части пограничного слоя к поверхности тела. Количественно конвективный тепловой поток определяют из соотношения где - равновесная темп-pa (предельная темп-pa, до к-рой могла бы нагреться поверхность тела, если бы не было отвода энергии), - реальная темп-pa поверхности, - коэфф. конвективного теплообмена, зависящий от скорости и высоты полёта, формы и размеров тела, а также от др. факторов. Равновесная темп-ра близка к темп-ре торможения. Вид зависимости коэфф. а от перечисленных параметров определяется режимом течения в пограничном слое (ламинарный или турбулентный). В случае турбулентного те-чения конвективный нагрев становится интенсивнее. Это связано с тем обстоятельством, что, помимо молекулярной теплопроводности, существенную роль в переносе энергии начинают играть турбулентные пульсации скорости в погра-ничном слое.
С повышением скорости полёта темп-ра воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходит диссоциация и ионизация молекул. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область - к поверхности тела. Там происходит обратная реакция (рекомбинация), идущая с выделением тепла. Это даёт дополнит. вклад в конвективный А. н.
При достижении скорости полёта порядка 5000 м[сек темп-pa за ударной волной достигает значений, при к-рых газ начинает излучать. Вследствие лучистого переноса энергии из областей с повышенной темп-рой к поверхности тела происходит радиационный нагрев. При этом наибольшую роль играет излучение в видимой и ультрафиолетовой областях спектра. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже первой космической (8,1 км/сек) радиационный нагрев мал по сравнению с конвективным. При второй космич. скорости (11,2 км/сек) их значения становятся близкими, а при скоростях полёта 13-15 км/сек и выше, соответствующих возвращению на Землю после полётов к др. планетам, осн. вклад вносит уже радиационный нагрев. Частным случаем А. н. является нагрев тел, движущихся в верхних слоях атмосферы, где режим обтекания является свободномолекулярным, т. е. длина свободного пробега молекул воздуха соизмерима или даже превышает размеры тела (подробнее см. Аэродинамика разреженных газов).
Особо важную роль А. н. играет при возвращении в атмосферу Земли космических аппаратов (напр., "Восток", "Восход", "Союз"). Для борьбы с А. н. космич. аппараты оснащаются спец. системами теплозащиты.
Лит.: Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике, М., 1960; Дорренс У. X., Гиперзвуковые течения вязкого газа, пер. с англ., М., 1966; Зельдович Я. Б., Райзер Ю. П., Физика ударных волн и высокотемпературных гидродинамических явлений, 2 изд., М., 1966.
Н. А. Анфимов.
АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПОДОГРЕВА ПЕЧЬ, см. Подогреватель аэродинамический.
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ, лобовое сопротивление , сила, с к-рой газ (напр., воздух) действует на движущееся в нём тело; эта сила направлена всегда в сторону, противоположную скорости, и является одной из составляющих аэродинамической силы. Знание А. с. необходимо для аэродинамич. расчёта летат. аппаратов, т. к. от него зависит, в частности, скорость движения при заданных тяговых характеристиках двигат. установки.
А. с.- результат необратимого перехода части кинетич. энергии тела в тепло. Зависит А. с. от формы и размеров тела, ориентации его относительно направления скорости, значения скорости, а также от свойств и состояния среды, в к-рой происходит движение. В реальных средах имеют место: вязкое трение в пограничном слое между поверхностью тела и средой, потери на образование ударных волн при около- и сверхзвуковых скоростях движения (волновое сопротивление) и на вихреобразование. В зависимости от режима полёта и формы тела будут преобладать те или иные компоненты А. с. Напр., для затупленных тел вращения, движущихся с большой сверхзвуковой скоростью, А. с. определяется в основном волновым сопротивлением. У хорошо обтекаемых тел, движущихся с небольшой скоростью, А. с. определяется сопротивлением трения и потерями на вихреобразование.
В аэродинамике А. с. характеризуют безразмерным аэродинамическим коэффициентом сопротивления Сx , с помощью к-рого А. с. X определяется как
где -плотность невозмущённой среды, v00 - скорость движения тела относительно этой среды, S - характерная площадь тела. Коэфф. Сx тела заданной формы при известной ориентации его относительно потока зависит от безразмерных подобия критериев: М-числа, Рейнолъдса числа и др. Численные значения С* обычно определяют экспериментально, измеряя А. с. моделей в аэродинамических трубах и др. установках, используемых при аэродинамич. эксперименте. Теоретич. определение А. с. возможно лишь для ограниченного класса простейших тел. Ю. А. Рыжов.
АЭРОДРОМ (от аэро... и греч. dromos- бег, место для бега), комплекс сооружений, оборудования и земельный участок с воздушным пространством, предназначенный для взлёта, посадки, размещения и обслуживания самолётов. А. подразделяются на две основные группы - гражданские и военные. По эксплуатационному назначению различают А. аэропортов, обеспечивающие размещение и регулярные полёты трансп. авиации по возд. трассам; А. спец. назначения - заводские, учебные, клубно-спортивные, с.-х., лесной, санитарной авиации, комбинированные и др. По характеру использования А. бывают постоянные (оборудованные для регулярной эксплуатации) и временные. Воен. А. подразделяются: по степени оборудованности и характеру использования на основные, запасные и ложные; по назначению - на войсковые, учебные, трассовые и специальные. В зависимости от типа эксплуатируемых самолётов, размеров территории, несущей способности аэродромных покрытий и др. характеристик А. делятся на классы. В А. различают две основные части: собственно территорию А. (лётную зону) и примыкающее к ней воздушное пространство - аэроторию.
Лётная зона - гл. часть А. В её состав входят: лётное поле, боковые и концевые полосы безопасности и возд. подходы. Лётное поле представляет собой участок А., на к-ром расположены одна или неск. лётных полос, рулёжные дорожки, места стоянки самолётов. Лётная полоса - специально подготовленный и оборудованный участок земли, обесп |
