аэродинамическая труба

Рис. 1. Схема дозвуковой компрессорной аэродинамической трубы.

аэродинами́ческая труба́ — экспериментальная установка для исследования явлений и процессов, сопровождающих обтекание тел потоком газа. Принцип действия А. т. основан на принципе относительности Галилея: вместо движения тела в неподвижной среде изучается обтекание неподвижного тела потоком газа. В А. т. экспериментально определяются действующие на летательный аппарат аэродинамические силы и моменты, исследуются распределения давления и температуры по его поверхности, наблюдается картина обтекания тела (см., например, Визуализация течений), изучается аэроупругость и т. д. (см. также Аэродинамический эксперимент, Измерения аэродинамические).

А. т. в зависимости от диапазона Маха чисел M разделяются на дозвуковые (M = 0,15—0,7), трансзвуковые (M = 0,7—1,3), сверхзвуковые (M = 1,3—5) и гиперзвуковые (M = 5—25); по принципу действия — на компрессорные (непрерывного действия), в которых поток воздуха создаётся специальным компрессором, и баллонные с повышенным давлением; по компоновке контура — на замкнутые и незамкнутые.

Компрессорные трубы имеют высокий коэффициент полезного действия, они удобны в работе, но требуют создания уникальных компрессоров с большими расходами газа и большой мощности. Баллонные А. т. по сравнению с компрессорными менее экономичны, поскольку при дросселировании газа часть энергии теряется. Кроме того, продолжительность работы баллонных А. т. ограничена запасом газа в баллонах и составляет для различных А. т. от десятков секунд до несколько минут. Широкое распространение баллонных А. т. обусловлено тем, что они проще по конструкции, а мощности компрессоров, необходимые для наполнения баллонов, относительно малы. В А. т. с замкнутым контуром используется значительная часть кинетической энергии, оставшейся в газовом потоке после его прохождения через рабочую область, что повышает коэффициент полезного действия трубы, при этом, однако, приходится увеличивать общие размеры установки.

В дозвуковых аэродинамических трубах исследуются аэродинамические характеристики дозвуковых самолётов, вертолётов, а также характеристики сверхзвуковых самолётов на взлётно-посадочных режимах; кроме того, они используются для изучения обтекания автомобилей и других наземных транспортных средств, зданий, монументов, мостов и других объектов. На рис. 1 показана схема дозвуковой А. т. с замкнутым контуром, а на рис. 2 фотография модели самолёта в дозвуковой аэродинамической трубе. Испытываемая модель устанавливается в рабочей части трубы — отсеке, где создаётся поток с заданными скоростью, плотностью и температурой газа. Перед рабочей частью размещаются элементы А. т., обеспечивающие высокую равномерность потока: форкамера — цилиндрический отсек диаметр D и длиной L ~ D и специально спрофилированное дозвуковое сопло — конфузор. В начале форкамеры устанавливается хонейкомб — решётка из калибров, трубок, расположенных вдоль оси А. т. для устранения скосов потока и размельчения крупных вихрей. За ним располагаются сетки, выравнивающие значения скоростей в поперечном сечении потока и уменьшающие турбулентные пульсации скорости. Важную роль играет коэффициент поджатия А. т. — отношение площади поперечного сечения форкамеры к площади поперечного сечения рабочей части. С ростом коэффициент поджатия уменьшается неоднородность в поле скоростей потока, а также степень турбулентности. В обычных А. т. коэффициент поджатия равен 8—10, в специальных малотурбулентных — 15—20. Из рабочей части через дозвуковой диффузор и колена с поворотными лопатками, уменьшающими потери энергии и предотвращающими образование вихрей в нём, поток поступает в компрессор, который повышает полное давление, компенсируя его потери по контуру трубы. За компрессором располагаются обратный канал, включающий диффузор, колена поворотных лопаток и воздухоохладитель, поддерживающий постоянную температуру газа в потоке. Эллиптическое сечение рабочей части наиболее крупной дозвуковой А. т. в нашей стране имеет размеры 12×24 м². Широко распространены и удобны для проведения модельного эксперимента дозвуковые А. т. с прямоугольной рабочей частью. Мощность компрессоров дозвуковых А. т. изменяется от нескольких сотен кВт до 30 МВт.

Компрессорная трансзвуковая аэродинамическая труба по схеме аналогична дозвуковой. Для реализации непрерывного перехода через скорость звука в ней используется дозвуковое сопло и рабочая часть с перфорацией стенок, которая также уменьшает влияние границ потока на обтекание модели. Для увеличения Рейнольдса числа Re трансзвуковые А. т. обычно выполняются с повышенным давлением, достигающим (3—5)·10⁵ Па. Промышленные трансзвуковые А. т. имеют поперечные размеры рабочей части до 3 м и мощность компрессора до 100 МВт.

В баллонных трансзвуковых А. т. для создания соответствующего газового потока широко используются эжекторы (рис. 3). При этом расход сжатого воздуха в А. т. с эжекторами при M = 1 может быть в 3—4 раза меньше, чем в прямоточной (без эжекторов). В некоторых случаях для получения трансзвуковых скоростей газового потока используется модификация ударной трубы — Людвига труба.

В сверхзвуковых аэродинамических трубах для получения соответствующих скоростей газа применяются Лаваля сопла. Они могут быть сменными или регулируемыми (с гибкими стенками), Торможение сверхзвукового потока после рабочей части сопровождается волновыми потерями полного давления, связанными с образованием скачков уплотнения. Применение регулируемого сверхзвукового диффузора позволяет существенно снизить эти потери. Мощности компрессоров крупных сверхзвуков А. т. с характерными размерами поперечного сечения рабочей части 1,5—2,5 м составляют 50—100 МВт. В незамкнутой прямоточной баллонной сверхзвуковой А. т. (рис. 4) нет обратного канала, а заданное давление в форкамере при падающем по времени давлении в баллонах поддерживается с помощью регулирующего дросселя.

Создание гиперзвуковых аэродинамических труб является сложной проблемой, так как моделирование гиперзвукового полёта требует воспроизведения в А. т. давлений торможения от долей до сотен МПа и температур торможения до 10⁴ К. При гиперзвуковых числах Маха интенсивно растут потери полного давления при торможении потока и соответственно потребные перепады давления в А. т. При числах M ≥ 4,5 воздух в А. т. необходимо нагревать для предотвращения его конденсации (см. Скачок конденсации). Температура, до которой необходимо нагреть воздух, при М = 10 составляет около 10³ К, а при М = 20-(2,5-2,8)·10³ K. Обычно для исследования гиперзвуковых летательных аппаратов используется комплекс экспериментальных установок, поскольку не существует одной А. т., удовлетворяющей всем необходимым для моделирования полёта параметрам.

Гиперзвуковые баллонные А. т. «классического типа» аналогичны сверхзвуковым баллонным А. т. с временем действия порядка десятков секунд. В таких трубах подогрев осуществляется в омических, электродуговых или регенеративных подогревателях. Мощность подогревателей для труб с рабочей частью диаметр 1 м составляет 16—40 МВт. Максимальное давление в А. т. с дуговым подогревателем равно 18—20 МПа, что позволяет моделировать полёт гиперзвуковых летательных аппаратов только на больших высотах. Большой перепад давлений, необходимый для гиперзвуковых А. т., обеспечивается системой эжекторов или вакуумной ёмкостью (рис. 5).

Ряд важнейших особенностей гиперзвукового полёта моделируется в различных специальных газодинамических установках. Наиболее широкое применение для исследований при больших давлениях торможения и натурных числах Re нашли ударные трубы, полезные результаты получаются в импульсных трубах. Время действия этих установок очень мало (0,005—0,1 с), поэтому, несмотря на большие значения теплового потока, область критического сечения сопла не разрушается. Для получения гиперзвуковых скоростей обтекания, близких к натурным, используются баллистические установки. Теплозащитные покрытия исследуются в тепловых трубах с электродуговыми подогревателями. Полёт на очень больших высотах моделируется в вакуумных аэродинамических трубах. Для исследования некоторых закономерностей гиперзвуковых течений используются гелиевые трубы.

Историческая справка. Появление и развитие А. т. теснейшим образом связано с развитием авиации. Первые А. т. были построены в 1871 В. А. Пашкевичем в России и Ф. Уэнхемом в Великобритании, а в последующие годы К. Э. Циолковским и Н. Е. Жуковским в России, Л. Прандтлем в Германии, братьями У. и О. Райт в США, А. Г. Эйфелем во Франции и т. д. В 20—30-е гг. развитие А. т. шло в основном по пути увеличения их мощности и размеров рабочей части. Во второй половине 40-х гг. начала быстрыми темпами развиваться реактивная авиация. Необходимость решения возникших при этом проблем аэродинамики и динамики полёта привела к тому, что в начале 50-х гг. создаются крупные трансзвуковые и сверхзвуковые А. т. Важнейший элемент трансзвуковой трубы, обеспечивший принципиальную возможность проведения исследований в области перехода через скорость звука, — перфорированная рабочая часть — был впервые в мире разработан в нашей стране (ЦАГИ, 1946). Мощный импульс, способствовавший развитию гиперзвуковых А. т. и появлению специальных гиперзвуковых газодинамических установок, был получен в 60-е гг. в связи с созданием баллистических ракет и спускаемых космических аппаратов. Специфические задачи, возникающие при отработке самолётов вертикального и короткого взлёта и посадки, привели к созданию в 70-х гг. нового поколения дозвуковых А. т. с перфорированными стенками рабочей части. Проблема существенного отставания значений получаемых в А. т. чисел Re от реализующихся на практике для многие самолётов на трансзвуковых скоростях полёта была решена в 80-е гг., когда была разработана и реализована концепция криогенной аэродинамической трубы.

Начиная с 60-х гг. всё более широкое применение в А. т. находят информационно-измерительные системы с электронно-вычислительных машин, обеспечившие существенное увеличение объёма фиксируемой информации при одновременном резком сокращении времени на её обработку. Всё более широко используются электронно-вычислительные машины и в системах автоматического управления аэродинамическими трубами.

Литература:
Поуп А., Гойн К., Аэродинамические трубы больших скоростей, пер. с англ., М., 1968;
Основные данные иностранных аэродинамических труб и газодинамических установок, М, 1968;
Основные данные аэродинамических труб и газодинамических установок США, М., 1968;
Криогенные аэродинамические трубы, М., 1978.

О. В. Лыжин.

Рис. 2. Модель самолёта в дозвуковой аэродинамической трубе.

Рис. 3. Схема баллонной трансзвуковой эжекторной аэродинамической трубы.

Рис. 4. Схема сверхзвуковой баллонной аэродинамической трубы.

Рис. 5. Схема баллонной гиперзвуковой аэродинамической трубы.