Развитие методов экспериментального исследования аэродинамических характеристик возвращаемых космических объектов

• Автор: Адамов, Николай Петрович
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2005
• Место защиты: Новосибирск
• Количество страниц: 200 с. : ил.

Содержание работы
Список обозначений
Список сокращений
ГЛАВА 1. Развитие методов измерения суммарных и распределенных
характеристик моделей ускорителей аэрокосмических систем
1.1. Описание модели и методика экспериментальных исследований
Реализация заданного диапазона изменения углов скольжения
Реализация шестикомпонентной весовой измерительной системы
Системы координат, используемые при измерении сил и моментов
1.2. Измерительное оборудование
1.2.1. Тензометрические весы
1.2.2. Градуировочное приспособление
1.3. Методика градуировок тензовесов
1.4. Методика проведения экспериментов и обработки их результатов
Определение истинных значений углов атаки и скольжения
1.4.1. Вычисление истинных значений аэродинамических коэффициентов
1.4.2. Вторичная обработка
1.5. Метрологическое обоснование достоверности результатов измерений
Влияние температурного дрейфа
Погрешности определения аэродинамических характеристик
1.6. Аэродинамические характеристики модели блока "А" - ускорителя системы "Энергия"57
1.7. Особенности дренажной модели и методика экспериментальных исследований
1.8. Методика обработки экспериментальных данных
Вторичная обработка результатов серии экспериментов
Вычисление суммарных аэродинамических характеристик
1.9. О погрешностях полученных результатов
1.10. Анализ результатов
Основные результаты главы
Литература
ГЛАВА 2. Метод экспериментального исследования аэродинамических
характеристик сверхзвуковых парашютов
2.1. Принципиальная схема испытательного стенда
2.1.1. Измерение углов атаки и скольжения ГТ
2.1.2. Измерение продольной силы
2.1.3. Киносъемка парашюта

2.2. Методика проведения экспериментов
2.2.1. Схема управления экспериментом
2.3. Математическое обеспечение обработки результатов экспериментов
2.3.1. Первичная обработка
2.3.1.1. Алгоритм определения углов атаки и скольжения ГТ
2.3.1.2. Расчет силы, действующей на систему "ПАРАШЮТ + ГТ" в направлении оси ГТ.

2.3.2. Вторичная обработка
2.4. Метрологическая аттестация измерительного комплекса
2.4.1. Тестирование системы измерения параметров пространственной ориентации ГТ
2.4.2. Экспериментальное определение динамических характеристик системы "ГТ+ТВ+ПУ" в отсутствии потока
2.4.3. Экспериментальное исследование пульсаций давления в рабочей части АТ Т-313
2.4.4. Воспроизводимость результатов измерений
2.5. Избранные результаты исследования сверхзвуковых парашютов в АТ Т
Основные результаты главы
® Список использованных источников
ГЛАВА 3. Сверхзвуковые пространственные течения при разделении
двухступенчатых аэрокосмических систем
3.1. Методика обработки результатов измерений
3.1.1. Системы координат, используемые при измерении сил и моментов
3.1.2. Измерение сил и моментов, действующих на модель второй ступени
3.1.3. Вычисление коэффициентов сил и моментов, действующих на модель второй ступени
3.2. Разделение схематизированных крылатых моделей
3.2.1. Погрешности измерения
3.2.2. Распределение давления
3.2.3. Суммарные аэродинамические характеристики
3.2.4. Расчетная газодинамическая схема взаимодействия ступеней
3.3. Разделение ступеней аэрокосмической концепции ELAC-EOS
3.3.1. Влияние первой ступени на вторую
Основные результаты главы
Литература
Заключение
Список работ, опубликованых по теме диссертации
Примечание

Список обозначений
0ХаЧ32а О 'Х'УТ
о'хуг и о3х5у823 ОіХіУЙ
Сх, Су, Сг, тх, тг и тг Ср и Кр
х У, г м'х, Му и м'х
01 •••Об Ко;

ио;

Рст.Ро Рі
- скоростная система координат;
связаная с тензометрическими весами система координат;
пространственная система координат;
- система координат !-й ступени;
- коэффициенты аэродинамических сил и моментов;
коэффициент давления;
компоненты аэродинамической нагрузки в связанной с тензометрическими весами системе координат;
- компоненты аэродинамической нагрузки;
коэффициент преобразования сигнала ко тензомоста в нагрузку С^-;
коэффициент влияния нагрузки О* на показания КО тензомоста.
величина выходного напряжения датчика О]; число Маха; число Рейнольдса;
статическое давление и давление торможения в рабочей части аэродинамической трубы;
давление в ий точке поверхности модели;
скоростной напор

• • • •-> в *
• • і - - • % «... «... . • • .... • • • * • • -'Г •: «.. . .... ^ - . в ' •- •: • і • ! • # • • . * * - • • • : *... • . 1 • * • • • •
* • • • • • • • • • ' . -10 • • • . • • • * • • • • • ; Ґ - # . ’ • « • * ' . * • *•., • :! • * . Г"'- • • • • •Л.* . * * . . * * 0° і
• • 0 • • • • і . «... • : « , ' * .#і • ; * • • ' Г - V Л Ц *• *• 4 • • . • *. • • * •. ... в.„. • . 1П .У • • . . . * 1 ■ ' • • :•! 0 2 • . • «т • ■ • • . • • • • • #. •“ 0 а0 • і.
.» * ♦ 1 : . .■». • -. • • ■ ■ • * • • • • .. ... .. ... • • «... • ^ # . • ' *' 1 .. • ! • * . * . V- *4у. •••• »•! - * * « • • 1 • Г • І
* • • * • . *
Рис. 1.7.
Учитывая нерегулярный характер распределения экспериментальных точек, а также их большое количество, принят следующий алгоритм вторичной обработки:
1. Задается первое приближение радиуса близости Я = 4° (удвоенный шаг изменения угла атаки в экспериментах).
2. Определяется количество экспериментальных точек, охватываемых этой окружностью (т.е. удовлетворяющих неравенству):
і/(апру ~)2 + 004• (српру -срп)2 <Я ,
(1.51)
где ап ру и фп ру - координаты расчетного узла в координатах ап-фп ; '
0.04 - коэффициент, обусловленный существенным неравенством шагов по направлениям ап и фп.
Если оно не превышает 36, то значение Я увеличивается на ДЯ = 3° и вновь выполняется пункт 2.