Измерение числа Маха и скорости потока

Важнейшими определяемыми параметрами при аэродинамических исследованиях являются скорость потока и число Маха. Непосредственное их измерение, например, путем наблюдения за движением частиц жидкости, затруднительно из-за необходимости отслеживать весьма тонкие физические эффекты. Поэтому для их определения используют косвенные методы, основанные, прежде всего, на измерении давления.

Измерение скорости несжимаемой среды (М <1) основано на использовании уравнения Бернулли:

,

т.е. для ее определения надо найти перепад между полным р₀ и статическим давлением. Здесь ξ коэффициент насадка, учитывающий его геометрическую форму и размеры, положение приемных отверстий и положение в потоке.

Для определения давлений р₀ и р применяют комбинированные насадки, включающие насадок полного и статического давлений (Рис. 7.17), наружная форма которого подбирается такой, чтобы величина ξ была как ближе к единице.

Рис. 7.17. Комбинированные насадки: а) – насадок Пито – Прандтля и его характеристики по углам скоса; б) – насадок NPL; в) – насадок с круглыми боковыми отверстиями.

Другим, пожалуй, самым простым методом определения малых скоростей, является определение перепада статических давлений р_а и р_в в двух сечениях потока

,

где μ – коэффициент перепада, учитывающий потери давления при измерениях.

При определении больших дозвуковых скоростей при определении перепада давлений необходимо учитывать влияние сжимаемости, которое осуществляется введением поправочного коэффициента δ:

.

Число Маха определяется по зависимости:

,

где к – показатель адиабаты.

Измерение сверхзвуковых скоростей основано на определении угла наклона ударной волны β₀ при конусе, вершина которого помещена в исследуемую точку потока, а ось совмещена с направлением скорости (Рис 7.18).

Положение скачка уплотнения регистрируется с помощью его визуализации.

При этом следует иметь в виду, что если угол раскрытия конуса больше (θ>θ_пр), а число маха меньше (М<М_пр) некоторых предельных величин то ударная волна отделяется от вершины конуса, становится криволинейной и рассматриваемый способ определения V и M не применим (Рис. 7.19).

Рис. 7.18. Изменение угла наклона головной ударной волны на конусе в зависимости от числа М.

Рис. 7.19. Условия существования присоединенной головной волны у клина.

Определение числа М сверхзвукового потока производится по известной формуле Рейнольдса:

,

где р – статическое давление набегающего потока;

- полное давление за прямым скачком уплотнения.

Для повышения точности измерения регистрация р и должна производиться различными насадками: - трубкой Пито расположенной в конфузоре, а р – насадком, расположенном в рабочей части трубы с конической или оживальной головкой (Рис. 7.20).

Рис. 7.20. Способы измерения числа М в рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы:

а) статического давления р; б) полного давления ; в) статического давления р₁ на поверхности клина; г) – полного давления в отклоненном потоке.

Для определения числа М сверхзвукового потока можно воспользоваться так же измерением статического давления р₁ на поверхности клина и давления , измеряемого трубкой полного напора за косым скачком уплотнения (Рис. 7.21).

Рис. 7.21. Клиновой насадок для измерения числа М.

Другим, принципиально отличающегося от рассматриваемого метода измерения скорости потока является применение термоанемометров. Принцип их действия основан на изменении скорости охлаждения помещенной в поток нагретой электрическим током проволочки. Потери тепла на единицу длинны проволочки и на один градус разности температур среды и проволоки определяется по уравнению Кинга:

,

где В, С – функции температуры, свойств среды и проволочки.

Термоанемометр показан на рисунке 7.22 Для определения скорости потока термоанемометр включается в мост Уитстона при помощи которого регистрируется измерение сопротивления проволочки с изменением ее температуры под воздействием потока.

Рис. 7.22. Термоанемометр.

Этот способ измерения скорости потока является единственным при определении величин турбулентных пульсаций в потоке.

Дата добавления: 2014-01-07; Просмотров: 3940; Нарушение авторских прав?; Мы поможем в написании вашей работы!