Исследование теплообмена и сопротивления тел в неравномерных сверхзвуковых потоках газа

• Автор: Еремейцев, Игорь Геннадьевич
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 1984
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 152 c. : ил

Введ
Глава I
§ 1.1.
§ 1.2.
§ 1.3.
§ 1.4.
Глава 2,
§ 2.1.
§ 2.2.
§ 2.3.
Глава
е н и е
, Исследование неравновесных течений в сильно недорасширенных струях и около моделей, летящих с гиперзвуковой скоростью в аэробал-листических экспериментах
Течение в сверхзвуковой сильно недорасширен-ной осесимметричной струе
Неравновесное течение воздуха из сверхзвукового сферического источника
Расчет неравновесных квазиодномерных течений химически реагирующих газовых смесей
Расчет распределения неравновесных параглет-ров воздуха около моделей для условий аэро-баллистических экспериментов
, Лучистый и конвективный нагрев затупленных тел при сверхзвуковом обтекании потоком газа от источника
Сверхзвуковое обтекание затупленного осесимметричного тела потоком излучающего газа из источника
Обтекание сферически затупленного тела неравномерным потоком- излучающего газа
Трение и теплообмен в ламинарном и турбулентном пограничных слоях при обтекании осесимметричных тел неравномерным сверхзвуковым потоком
, Исследование аэродинамического нагрева и сопротивления затупленных тел при их обтекании набегающим потоком типа следа
'§ 3.1. Течение в окрестности критической точки затупленного тела
§ 3.2. Конвективный нагрев и сопротивление трения в ламинарном и турбулентном пограничных слоях затупленного тела при его гиперзвуковом обтекании неравномерным потоком типа следа
3 а к л ю ч е н и е
л и т е р а т У р а
п Р и л О к е н и е I
п Р и л О к е н и е 2

Решение важных научно-технических задач, возникших в последнее время, выдвинуло необходимость разработки высокопрочной тепловой защиты летательных аппаратов, предназначенных для движения в атмосфере с большими сверхзвуковыми скоростями. Актуальность данной проблемы обусловлена интенсивным развитием исследований космического пространства и планет Солнечной системы, а также созданием многоразовых космических аппаратов.
Для изучения свойств теплозащиты материалов и определения тепловых потоков к моделям летательных аппаратов необходимы экспериментальные исследования, при этом их проще и дешевле проводить в наземных условиях на экспериментальных установках, чем в летных условиях. Возникает проблема получения достаточно высоких тепловых потоков, которые были бы близки к натурным.
Большие тепловые потоки к модлям, соответствующие скорости потока около 20 км/с, получены экспериментально в смеси водорода с гелием лишь на ударных трубах / 93 /. Однако малые времена работы труб и нестационарные условия в газе при этих режимах создают трудности для измерения тепловых потоков к модели.
В настоящее время экспериментальные данные по конвективным тепловым потокам к поверхностям тел малочисленны, а по лучистым тепловым потокам практически отсутствуют, что связано с недостаточной мощностью современных ударных труб.
В последнее время все большее внимание уделяют экспериментальному исследованию в сильно недорасширенных струях, отказавшись от сопел с жесткими стенками. Этот способ нашел широкое применение при создании интенсивных молекулярных пучков для физических измерений / 62 /, при исследованиях обтекания моделей недорасширенными сверхзвуковыми струями / 23, 87, 99 /. С помощью
(2.1.3)

Уравнение энергии в (2.1.2) выписано с учетом приближения локально-одномерного плоского слоя и с пренебрежением влияния собственного излучения и отражения поверхности тела на параметры течения. Будем считать 11о ^ 71
Граничные условия на ударной волне с учетом неравномерности набегающего потока (1.2.9) имеют вид:
~niU)[cos(jb-y)cos(р-л)+&ъ(х)^ sr/rtfî-r)siï/(fi-u)] (х)=У}1(х.)[а0Ь(^Т)ЫЮ(р-Л)/& SIH(j$-r)COS(/-U)]
ps(x)=nz(x)[pjx) i-(l-énz(x)^°) 5inZ(JS-
k (x)= nuiLix) + (i -èZtf(x) f) Sinjz~?j]
cJ^cj^Cx) ,
y, гп =Ç6x) =ф)
do > 2 Ca > n3 JP
> Q(x)= (а^м-é,)"7'
Ii-M-jUm* > р-ЬН&Ю'
, H=MU)
где o( , jb , Y5 - углы наклона контура тела, ударной волны и вектора скорости невозмущенного потока газа к оси симметрии; da , С0 , do - соответственно значения dix), CU) и dix) на оси симметрии; М - число Маха набегающего потока. На поверхности тела
У = 0, t
Здесь нужно отметить, что значения функций dix), С(х), d(x), hjx) и р0(х), характеризующие параметры набегающего на тело потока газа, вычисляются по изэнтропическим формулам (1.2.9) или (1.2.10).