На защиту выносятся 2 страница

Рис. 1.9. Картина течения на поверхности модели крыла на закритических углах атаки: 1 - поперечное течение вдоль передней кромки; 2 - вихревое течение; 3 - срыв с передней кромки; 4 - вихревые структуры в задней части

крыла; 5 - линия турбулентного отрыва.

Визуализация методом шелковинок трехмерной картины течения при отрыве в задней части прямоугольного крыла описана в [66]. Сравнительные картины течения на поверхности крыла при визуализации саже-масляными

покрытиями представлены в [67]. Есть несколько работ, посвященных визуализации картин течения при отрыве потока на модели прямого крыла, с одной стороны консольно закрепленного к стенке аэродинамической трубы, см. работы [68,69,70].

Оказалось, что при срыве потока на модели крыла возникает самовращение крыла вокруг вертикальной оси [71]. Это явление объясняется периодическими изменениями обтекания при срыве. Вихри на правой и левой частях крыла возникают не одновременно, а по очереди, т.е. обтекание несимметричное. Это приводит к появлению вращающей силы переменного направления, из-за чего крыло начинает совершать колебания вокруг вертикальной оси.

Моделирование ламинарно-турбулентного перехода в отрывных и, особенно, в трехмерных течениях является сложной задачей, пути решения которой могут быть найдены лишь при комплексном подходе, опирающемся на численное моделирование и физический эксперимент. Трудности математического описания связаны с тем, что разработка моделей ламинарно-турбулентного перехода и процессов турбулизации потока в трехмерных отрывных течениях пока далека от завершения. В настоящее время моделирование обтекания летательного аппарата при числах Яе~10⁵ позволяет получать аэродинамические характеристики обтекания с удовлетворительной точностью вплоть до углов атаки, при которых формируется глобальный отрыв потока без повторного присоединения потока к поверхности [72].

При больших углах атаки (критических) для получения адекватного описания течения необходимо учитывать, что обтекание летательного аппарата не только трехмерно, но и нестационарно, что требует решения нестационарных уравнений с соответствующими моделями турбулентности. Поэтому моделирование, в данном случае, представляет собой одну из самых наиболее трудных задач, решения которой пока нет.

1.2. Методы управления отрывом и улучшения аэродинамических характеристик крыла.

Проблема ламинаризации обтекания в нашей стране впервые изучалась Г.И. Петровым [73] и Г.П. Свищевым [74]. Ими были поставлены экспериментальные натурные исследования течения в пограничном слое крыла [73] и специальных ламинарных крыльев [74] в ЦАГИ более 50 лет назад. Г.И.Петров обнаружил в натурных условиях на крыле самолета возрастающие колебания в ламинарном пограничном слое, предсказанные теорией гидродинамической устойчивости. Однако эти результаты были обнародованы только недавно. Наиболее известны результаты Шубауэра и Скремстеда [75], которым удалось при очень низкой турбулентности потока в аэродинамической трубе экспериментально обнаружить собственные колебания пограничного слоя и их определяющую роль в процессе разрушения ламинарного режима. Их результаты также были несколько лет закрыты и опубликованы только в 1947 г. Исторический обзор создания теории устойчивости ламинарного пограничного слоя приведен в монографии Шлихтинга [2]. Однако в этой монографии практически не упоминаются труды советских ученых, которые, между тем, внесли крупный вклад в исследования данной проблемы. Прежде всего, это пионерские работы Л.Д. Ландау, Г.П. Свищева, Г.И. Петрова, В.В. Струминского и представителей их научных школ, М.А. Гольдштика, В.Н. Штерна и их учеников в Институте теплофизики в Новосибирске, В.Н. Жигулева, A.B. Тумина, A.B. Федорова и их учеников в МФТИ, М.И. Рабиновича в Н. Новгороде, О.С. Рыжова и Е.Д. Терентьева с сотрудниками в ВЦ РАН, А.И. Рубана в ЦАГИ и других.

Важные экспериментальные результаты получены в работах A.C. Гиневского и его коллег, В.И. Иевлева и A.A. Павельева с сотрудниками, А.Н. Секундова и его коллег в ЦИАМ, Л.Ф. Козлова и В.В. Бабенко в Киеве.

Большой комплекс летных исследований перехода на различных летательных аппаратах ведется в ЦАГИ.

В ИИ IM СО РАН исследования проблемы перехода, начатые по инициативе академика В.В. Струминского, успешно продолжаются и в настоящее время под руководством В.Я. Левченко, В.В. Козлова, Ю.С. Качанова, С.А. Гапонова и A.A. Маслова [76-79], а также B.C. Косорыгиным и В.И. Корниловым. Исследования в натурных условиях на метеоракетах проводятся под руководством A.M. Павлюченко [80].

Не менее важным, чем переход в пограничном слое, для практической аэродинамики является явление отрыва потока. Как отмечается в работе [81], при отрыве изменяются важнейшие интегральные характеристики крыла - сопротивление и подъемная сила. Исследования отрывных течений имеют целью увеличение несущих свойств и управляемости самолета. Управляя отрывом, создают требуемые управляющие усилия и моменты и обеспечивают допустимые тепловые потоки. Сложность и многообразие встречающихся в практике отрывных течений требуют детального изучения структур потоков и исследования их основных элементов: отрыва, смешения, присоединения и возвратного течения. Большой вклад в аэродинамику отрывных течений внесли советские ученые В.С.Авдуевский, О.М.Белоцерковский, С.М.Белоцерковский, В.В.Сычев, М.И.Ништ, В.Я.Нейланд, Л.В.Гогиш, Г.Ю.Степанов, Н.Ф.Краснов, В.Н.Кошевой, В.Т.Калугин, И.Т.Швец, Г.И.Таганов, Р.К.Тагиров, Ю.А.Демьянов, Г.И.Столяров, А.И.Зубков, Я.П.Коробов и другие.

Есть общее свойство течений в пограничном слое и при отрыве - это их гидродинамическая неустойчивость. Именно развитие неустойчивых колебаний в ламинарном пограничном слое приводит к возникновению турбулентности. С другой стороны, например, явление отрыва турбулентного пограничного слоя, имеет аналогию с переходом ламинарного пограничного слоя в турбулентный [82]. И при переходе и при отрыве на крыле возникают разнообразные вихревые структуры, определяющие картину течения.

Предотвращение срыва потока является одной из основных задач по управлению отрывными течениями. Начало изучению методов воздействия на отрыв положил Л. Прандтль; полученный им результат описан Г. Шлихтингом в [2]. Прандтль исследовал отрыв потока на модели в форме шара. Он показал, что если перевести пограничный слой на шаре из ламинарного в турбулентное состояние, то местоположение линии отрыва изменяется. Для ламинарного пограничного слоя линия отрыва лежит приблизительно на экваторе шара. Прандтль установил на шаре в его передней части проволочное кольцо, которое вызвало искусственную турбулизацию пограничного слоя. Вследствие этого линия отрыва сдвинулась на заднюю половину шара, и область отрыва стала меньше в размерах. Сила лобового сопротивления шара значительно снизилась.

Результаты, полученные в работах [56-60], открыли новые возможности в разработке методов управления обтеканием, поскольку было обнаружено, что указанные крупномасштабные вихри обладают высокой чувствительностью к внешним воздействиям. Из работ других авторов, изучавших отрывные течения в двумерном приближении, известно, что с помощью звука можно добиться, в определенном диапазоне частот акустического поля, углов атаки модели и скоростей потока, полного устранения срыва [83-93]. Впоследствии было показано, что при воздействии звука существенно изменяется пространственная структура срывной зоны [94-95]. Оказалось также, что создавая дополнительные возмущения течения внутри области отрыва (с помощью точечных выступов на поверхности крыла) можно аналогичным образом влиять на вихревые структуры и управлять обтеканием [96]. Полученные данные о восприимчивости трехмерного срывного течения к внешним воздействиям послужили основанием для проведения описанных ниже сравнительных исследований обтекания крыльев с различной формой поверхности.

Также существуют альтернативные методы управления отрывом, изложенные в фундаментальной работе [97], предполагающие такое воздействие, чтобы устранить отрыв и обеспечить присоединенное течение. В последних работах по этой тематике используются вихрегенераторы, вдув струй и использование само-отклоняющихся щитков в области отрыва [98,99,100,101].

Одним из важных ресурсов управления отрывом потока и улучшения аэродинамических качеств летательных аппаратов является модификация их несущей поверхности. Исследования [102] показали, что наличие на ней волнистой поверхности в трансверсальном потоку направлении открывает совершенно новые возможности в решении указанной задачи. Предпосылкой работ по этой теме послужило появление летательных аппаратов с эластичной оболочкой, способной образовывать волны на поверхности крыла, в частности парапланов.

Отрыв потока на стреловидных крыльях изучался В.В. Струминским и другими сотрудниками ЦАГИ ещё в 40-х годах 20 века в связи с появлением самолетов с такими крыльями [103]. Было показано, что отрыв начинается с концевых частей крыла, с его законцовок, и постепенно распространяется на всю поверхность крыла. Были предложены конструктивные решения, препятствующие отрыву потока. В настоящее время появляются новые работы об отрыве потока на стреловидных крыльях [104,105].

Исследования отрыва потока в других конфигурациях, помимо обтекания аэродинамических профилей и крыльев, показывают, что трехмерность поля скоростей является универсальным свойством течения в крупномасштабных отрывных областях. Нестационарные и квазистационарные пространственные вихревые структуры наблюдались разными авторами при отрыве потока на телах вращения [57,58,59], при отрыве потока на пластине, имеющей поперечное ребро [106,107,108,109], перед уступом поверхности и за ним [110,111].

Они наблюдались при обтекании двумерного препятствия на плоской поверхности, ограниченной боковыми стенками [111], в угловых конфигурациях и полуканалах [112], и в прямоугольных кавернах [113]. Также их можно наблюдать и при турбулентном течении и наложенных пульсациях потока [114,115].

Глава II. МЕТОДЫ ИССЛЕДОВАНИЙ. 2.1. Аэродинамические установки и координатные устройства.

Эксперименты проводились на двух дозвуковых аэродинамических трубах. Первая часть исследований была выполнена в дозвуковой малотурбулентной аэродинамической трубе Т-324 Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения РАН в Новосибирске (рис. 2.1). Установка имеет закрытую рабочую часть квадратного сечения размерами 1000x1000x4000 мм. Степень турбулентности свободного потока в рабочей части е < 0,04%, а поперечная неоднородность средней скорости потока в центральной зоне рабочей части менее 0,1% [116, 117]. Высокое качество потока достигается за счет установки в форкамере мелкоячеистых турбулизирующих сеток и семнадцатикратного поджатия потока.

Рис. 2.1. Дозвуковая аэродинамическая труба Т-324.

Вторая часть исследований была выполнена в дозвуковой аэродинамической трубе МТ-324. Эта труба является уменьшенной копией трубы Т-324, выполненной в масштабе 1:5 (рис.2.2). Существует возможность использования данной установки как с открытой, так и с закрытой рабочей частью. Закрытая рабочая часть имела размеры 200x200x700 мм. Степень турбулентности набегающего потока в закрытой рабочей части составляла е ~

Для получения, в экспериментах на трубе Т-324, количественных данных о распределении средней скорости, пульсациях скорости в пограничном слое и распределении статического давления с помощью термоанемометрии и методики пневмометрических измерений был применен автоматизированный измерительный комплекс (АИК), позволяющий проводить измерения в автоматическом режиме без участия человека.

Применение АИК обосновывалось, во-первых, необходимостью получения большого количества информации о структуре потока в измеряемой области, что требовало, соответственно, высокую точность перемещения датчика. Во-вторых, из-за большой продолжительности эксперимента АИК исключал вероятность ошибки измерения и вероятность отклонения от первоначально заданных параметров эксперимента за счет человеческого фактора.

0,1%, в открытой рабочей части - е = 0,4%. В данной работе эксперименты были проведены в открытой рабочей части.

Рис. 2.2. Малая дозвуковая аэродинамическая труба МТ-324.

АИК был создан под руководством В.В. Козлова в лаборатории №8 ИТПМ СО РАН инициативной конструкторской группой в составе A.B. Бойко, И. Д. Зверкова и A.M. Сорокина [118]. Автоматизированный измерительный комплекс имеет блочную конструкцию (рис. 2.3). Весь

комплекс позволяет перемещать датчик с точностью до 5 микрон по координате У и до 20 микрон по координате НиХ.

Рис. 2.3. Общий вид измерительного комплекса. 1- компьютер; 2- блок термоанемометров; 3 - блок датчиков давления; 4 - блок управления шаговыми двигателями; 5 - рама, 6 - основание координатного устройства; 7 - ходовая рейка оси У со штангой и датчиком; 8 - герметизирующий колпак из органического стекла.

Управление комплексом производилось с помощью специального программного обеспечения установленного на компьютере. Существовала возможность управления датчиком, как в ручном режиме, так и в автоматическом, используя заранее заданный файл координат. Считывание данных могло производиться как автоматически с заданным интервалом или по команде оператора.

Координатное устройство было вмонтировано в проём существующего окна рабочей части аэродинамической трубы с помощью дюралевой рамы 5, на которую были установлены монтажные проушины, по своим посадочным размерам подходившие к крепежным болтам данного окна (рис. 2.3). Таким образом, створка данного проёма открывается до упора наружу, а на её место устанавливается рама координатного устройства. Само координатное

устройство представляет собой жёсткую конструкцию 6, которая крепится к раме 5 на трёх основных болтах и одном плавающем зажиме (рис. 2.3). Такое решение позволяет избежать деформации плоскости ходовых реек 1 и 7 (рис. 2.4) координатного устройства при его монтаже в аэродинамическую трубу. Все провода и механизмы при такой компоновке находятся вне рабочей части аэродинамической трубы. В рабочей части аэродинамической трубы

Рис. 2.4. Общий вид координатного устройства. 1,7 - ходовые рейки координаты X; 2 - замкнутая металлическая линия; 3 - штанга датчика; 4 - поперечная ходовая рейка координаты 5 - основание фалыпстенки; 6 - вертикальная ходовая рейка координаты У.

находилась только штанга с датчиком, которая двигалась по трём координатам.

Подвижная фальшстенка была сконструирована таким образом, чтобы максимально уменьшить подсасывание воздуха через щели. Таким образом, обеспечивалась герметичность рабочей части аэродинамической трубы. Загромождение рабочей части такой конструкции фальшстенки составляет менее 0.1% от сечения рабочей части аэродинамической трубы и на поток существенного влияния не оказывает. Штанга 1 в сечении имеет симметричный удобообтекаемый профиль (рис. 2.5).

Рис. 2.5. Вид внутри трубы. 1 - штанга датчика; 2 - органическая стеклянная фальшстенка; 3 - направляющие фальшстенки.

Чтобы полностью устранить подсос внешнего воздуха в рабочую часть, весь механизм был накрыт прозрачным герметичным колпаком 8 (рис. 2.3). Вскоре после включения потока под колпаком устанавливалось давление, равное давлению в рабочей части, и подсос сквозь щели прекращался. За счёт применения фалыпстенок из оргстекла и установки стекла в свободные места рамы площадь остекления позволяла осуществлять визуальный контроль над датчиком.

Рис. 2.6. Ходовая рейка.

Исполнительный механизм перемещения датчика состоял в качестве основных комплектующих изделий фирмы National Instrument и Intelligent Motion Systems. Ходовые рейки фирмы Time and Precision Industries Limited имеют мощное основание (рис 2.6), выполненное из высококачественного алюминия. Для дополнительного контроля малых перекосов, а также для контроля пропущенных шагов в результате лёгкого подклинивания, на ходовых рейках установлены контроллеры. Программное обеспечение позволяет сверять количество импульсов, отправленных на шаговый двигатель, с фактическим числом выполненных шагов и, в случае необходимости, компенсировать пропущенные шаги.

В экспериментах на трубе МТ-324 было применено координатное устройство ручного управления (рис. 2.7, а), которое позволяло перемещать датчик по оси Y с точностью до 0,01 мм. По оси X и Z точность перемещения составляла 1 мм. С помощью специальной базовой площадки координатное устройство устанавливалось над рабочей частью, тем самым влияние на поток было не существенно (рис. 2.7, б). Штанга, на которую устанавливался датчик, имела также симметричный удобообтекаемый профиль.

Рис. 2.7. Координатное устройство и схема измерений. 1 - координатное устройство; 2 - базовая площадка; 3 - открытая рабочая часть трубы МТ-324; 4 - модель крыла; 5 - штанга с датчиком на конце.

2.2. Экспериментальные модели крыльев.

Исследования были проведены с помощью следующих типов моделей крыльев:

1. Прямое крыло малого удлинения X = 0,7 (рис. 2.8). Хорда модели составляла Ь = 291мм, размах - 1 = 200мм.

^___________ ~ i	к _______________________ с = 12% —-----------------------------------------------
^44 ----------- — 1	———--------------------------- """""---------
«26%	«74%
4----------------------------	100% ----------------------------------------------------------------------------------------------------------- ►

Рис. 2.8. Профиль крыла малого удлинения X = 0,7.

2. Прямое крыло умеренного удлинения X = 2 (рис. 2.9). Хорда модели составляла Ь = 100мм, размах — 1 = 200мм.

------- А	^кс= 16% -------- ^
^__ I----- 3 - 29% ь	71%
4------------------------------------ ь

100%

Рис. 2.9. Профиль крыла умеренного удлинения X =2.

3. Прямое крыло среднего удлинения X = 4,8 (рис. 2.10). Хорда модели составляла Ь = 195мм, размах — 1 = 945мм.

с ^= 10% '	к ^1"""-----------------------------------------
	' --------------------------------------- —---------------- ~
< 26%	- 74%
<4----------------	-------------------------------------------------------- ь

100%

Рис. 2.10. Профиль крыла среднего удлинения X = 4,8.

4. Прямое крыло большого удлинения А, = 9,8 (рис. 2.11). Хорда модели составляла Ь = 100мм, размах -1 = 980мм.

----- 'к
- . 29% ^	71%
4------------------------------------ ►

100%

Рис. 2.11. Профиль крыла большого удлинения X = 9,8.

5. Прямое крыло малого удлинения X = 1,37 (рис. 2.12). Хорда модели составляла Ъ. = 226мм, размах — 1 = 310мм.

^------------- i	с = 16% ----------------------------------
------ 1	^——
29%	71%
м---------------------------------------------------------------------------------------------------------------- ►

100%

Рис. 2.12. Профиль крыла малого удлинения X =1,37.

6. Прямое крыло умеренного удлинения X = 3,7 (рис. 2.13). Хорда модели составляла Ь = 188мм, размах -1 = 703мм.

------- J	к ~--------------- —_ с = 16% ------------------ —
	,------------------------
«23%	< ^76% ►
4-------------------	—-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- ►

100%

Рис. 2.13. Профиль крыла умеренного удлинения X =3,7. 2.3. Методики экспериментов.

2.3.1. Визуализация методом саже-масляных покрытий и шелковинок.

Основным способом визуализации картины течения был метод саже- масляных покрытий. Этот термин здесь употребляется условно, поскольку в реальности использовалась не сажа, а порошок двуокиси титана, смешанный с керосином. Метод состоит в следующем: разведённый до необходимой концентрации состав кистью наносился на верхнюю поверхность модели, затем крыло устанавливалось в рабочую часть аэродинамической трубы и оставлялось там под воздействием набегающего потока до полного высыхания раствора. Время испарения в экспериментах составляло от 5 до 30 минут. Образовавшаяся картина дает представление об усредненных по времени предельных линиях тока на поверхности крыла. После проведения эксперимента картины течения фотографировались. Достоверность результатов, полученных этим методом, визуализации поверхностных линий тока при срыве, ранее проверялась Зверковым И.Д. [118] сравнением с данными жидкокристаллической визуализации [119]. Были получены схожие картины обтекания, различающиеся в некоторых деталях.

Вторым способом визуализации был метод шелковинок. Этот метод представляет собой набор «шелковинок» прикреплённых на верхнюю поверхность модели крыла. «Шелковинки»- это тоненькие невесомые ниточки длиной около 2 см. При обтекании крыла «шелковинки» распрямлялись по направлению потока. Таким образом, можно было наблюдать картину течения вблизи поверхности крыла. Результат визуализации фиксировался на фотоаппарат.

2.3.2. Термоанемометрические измерения.

Не смотря на бурное развитие техники измерений, проблема диагностики потоков жидкости газов, в частности с целью определения скорости потока и её пульсаций, до сих пор остаётся достаточно сложной. В особенности это относится к измерениям количественных характеристик векторных полей пульсаций скорости течения. Необходимые свойства такого рода измерительных приборов (такие, как высокое пространственное разрешение, широкий диапазон частот, высокая точность измерения, малое влияние датчика на поток, удобство использования и др.), как правило, лишь отчасти присущи большинству существующих методов измерений. Новая эра в вопросах диагностики, как до звуковых, так и после звуковых потоков ассоциируется с появлением в 30-х годах термоанемометра, значительно расширившего возможности исследования.

Устройство и принцип действия термоанемометра основан на зависимости теплообмена нагретого проводника с течением газа от числа Рейнольдса, а, следовательно, и от скорости течения. Наиболее распространенным являются проволочные датчики термоанемометра. Чувствительный элемент термоанемометра представляет собой очень тонкую металлическую нить, которая нагревается электрическим током до 200- 400°С. Нить охлаждается протекающей жидкостью или газом, что вызывает падение ее температуры и, следовательно, уменьшения электрического, сопротивления нити. Материалами, из которых изготавливаются нити, обычно являются платина или вольфрам.

Конструкция датчика (рис. 2.14) в значительной степени определяется условиями конкретного эксперимента, характерными течения, наличием твердых поверхностей, величинами средней скорости, особенностями течения и т.д.;

Основным преимуществом термоанемометрического метода измерения скорости по сравнению с пневмометрическим является его малая инерционность. Это очень важно, так как для изучения физического механизма того или иного явления часто необходима информация о мгновенных значениях скоростей. Поэтому термоанемометрический метод является основным методом изучения турбулентного потока. Второе важное преимущество термоанемометра - это его высокая чувствительность, позволяющая измерять скорости потока порядка 0,5 м/с и ниже. Наконец, существенным достоинством термоанемометра является возможность изготовления датчиков весьма малых размеров, позволяющих проводить успешные измерения вблизи поверхности.

Существует два метода измерения: метод постоянного тока и метод постоянной температуры. В первом во время опыта поддерживается постоянной сила тока, и по изменению сопротивления можно судить о скорости потока. Постоянство силы тока обеспечивается включением нити датчика в электрическую цепь последовательно с питающей батареей и реостатом (рис. 2.15). Сопротивление нити определяется по разности потенциалов на ее концах, измеренных параллельно включенным в цепь вольтметром.

Рис. 2.15. Электрическая цепь метода постоянного тока.

Во втором случае нить включается в одно из плеч моста сопротивления Уитстона (рис. 2.16), остальные плечи которого изготавливаются из материала с температурным коэффициентом, близким к нулю. Изменение скорости вызывает изменение температуры нити и ее сопротивления, в результате чего первоначально сбалансированный мост разбалансируется, и в диагонали моста появляется ток. Для восстановления равновесия моста температуру возвращают к первоначальному значению путем изменения сопротивления смежного плеча или вспомогательного сопротивления

Рис. 2.16. Электрическая цепь метода постоянной температуры. Измеряемой величиной является ток в нити, который можно определить, например, амперметром, включенным во внешнюю цепь. Таким образом, при методе постоянного сопротивления скорость определяется по величине силы тока (или напряжения), потребного для поддержания постоянной температуры, а, следовательно, и сопротивления нити. Теоретическое решение проблемы переноса тепла однородно нагретого цилиндра, обтекаемого в поперечном направлении, было найдено Кингом. Эксперименты, проведенные в более позднее время Коллисом и Вильямсом и другими исследователями, показали, что применительно к обтеканию нагретой нити термоанемометра закон охлаждения может быть записан следующим образом:

Е² = Ео² + В * и^п, (1)

где Ео, В, п - константы, зависящие от физических свойств газа или жидкости и материала нити; и — скорость потока; Е - напряжение на выходе термоанемометра.

На практике константы Ео, В, п определяются для каждого датчика

индивидуально путем тарировки. Статическая тарировка термоанемометра заключается в измерении осредненных скоростей потока с помощью какого- либо эталонного прибора и регистрации выходного напряжения термоанемометра. При умеренных скоростях течения эталонным прибором

служит обычно пневмометрический приемник. Однако в общем случае связь между Е и и в формуле (1) носит явно нелинейный характер (рис. 2.17, а),

СКОООС.ПЬ

ч» Г» С *

и

и

X'

скорость

Рис. 2.17. Зависимость Е от и. что создает дополнительные ошибки при расшифровке показаний термоанемометра. После создания линеаризатора стало возможным зависимость (1) приводить к линейному виду (рис. 2.17, б). В случае отсутствия линеаризатора тарировочная зависимость представляется в координатах Е² и и^п. Тогда кривая (1) будет иметь вид прямой (рис. 2.18), и

значения коэффициентов Е„ и В легко определить графически.

Дата добавления: 2015-05-08