Экспериментально-аналитическая методика определения тепловых потоков на поверхности космических головных частей в полете

• Автор: Юрченко, Ирина Ивановна
• Шифр специальности: 05.07.02, 05.07.07
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2005
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 140 с. : ил.

СОДЕРЖАНИЕ
Введение.

Глава 1. Постановка летного эксперимента по измерению

аэродинамических тепловых потоков н его основные результаты.

1.1.Особенности постановки летного эксперимента

1.2.Конструкция калориметрического датчика для измерения аэродинамических тепловых потоков и способ расшифровки его показаний
1.3. Конструкция датчика для измерения аэродинамических тепловых потоков, основанного на методе гонкой стенки, и способ расшифровки

его показаний

1.4. Основные результаты.

Выводы по главе 1

Глава 2 . Определение критерия ту рбулентноламинарного перехода

режима течения на поверхности космических головных
частей
2.1. Способ построения критерия турбулентноламинарного перехода на поверхности космических головных частей.
2.2. Выявление универсального критерия перехода по результатам
летного эксперимента.
Выводы по главе 2
Глава 3. Экспериментальноаналитическая методика расчета коэффициентов теплообмена на поверхности космических головных частей в плотных слоях атмосферы в условиях турбулентноламинарного
перехода в пограничном слое.
3.1. Выбор эффективной температуры Тегг на основе результатов летного эксперимента для расчета срсднеожидаемой величины коэффициентов
теплообмена при турбулентном и ламинарном режиме течения
3.2. Определение разбросов величины коэффициентов теплообмена для
чисто турбулентного и ламинарного режима течения в пограничном
3.3. Определение среднеожидаемых величин и разбросов коэффициентов теплообмена при выведении с учетом явления перехода режима течения
в пограничном слое в ламинарный.
3.4. Особенности практического использования разработанной
методики
Выводы по главе 3.
Заключение
Литература


Флуктуации параметров атмосферы, в соответствии с данными Российской модели атмосферы [], приводят к разбросу до % при турбулентном и до % при ламинарном течении (см. В расчетах температурных режимов теплозащиты и конструктивных элементов, следует также учитывать колебания статической температуры, являющейся составной частью равновесной температуры воздушного потока. Непосредственно после старта до высот примерно 2 км пограничный слой на корпусе ракеты является ламинарным в силу малой скорости. В полете на высотах от 2 км до - км пограничный слой на головной части становится турбулентным из-за значительного увеличения скорости и, как следствие, числа Рейнольдса. Переходный режим обтекания имеет место от км до км. Выше км обтекание головной части можно с уверенностью считать ламинарным в силу малой плотности. Как показано на рис. Переход от турбулентного течения к переходному происходит примерно на 5-5 секунде полета и на 0-0 секунде к ламинарному. Согласно расчету суммарного поглощенного тепла по данным, приведенным на рис. Явление перехода режима течения в пограничном слое для безотрывных форм определяется во многом случайными факторами, обусловленными состоянием атмосферы (степень турбулентности, инверсия температуры, флуктуации плотности атмосферы, наличие ветров) Момент начала перехода и протяженность зоны перехода, существенно влияют на величину коэффициентов теплообмена и на максимальное значение температуры конструкции, которое достигается примерно на 0-0 секунде полета. Поэтому изучение этого явления -наиболее важная составная часть диссертационной работы. Целыо работы является обеспечение необходимой надежности расчетов тепловых потоков к головным частям ракет космического назначения и оптимизация выбора теплозащиты. Для достижения поставленной цели необходимо решить научную задачу разработки методики определения среднеожидаемых величин коэффициентов теплообмена и их разбросов, опирающейся на критерий турбулентно-ламинарного перехода, необходимо изучить причины, вызывающие переход, определить вид критерия перехода, его средние значения и разброс, соответствующие началу и концу турбулентноламинарного перехода. Также необходимо исследовать возможность получения универсального критерия турбулентно-ламинарного перехода для различных траекторий выведения и определить его среднеожидаемое значение и разброс. Такая методика может быть разработана только при помощи статистического анализа данных летного эксперимента о величинах тепловых потоков в течение полета и о начале перехода и протяженности зоны переходного режима течения в пограничном слое. ГКНПЦ им. М.В. ГКНПЦ им. М.В. Объектом исследования является процесс теплообмена на поверхности космических головных частей в полете в плотных слоях атмосферы с учетом флуктуаций параметров атмосферы и турбулентно-ламинарного перехода режима течения в пограничном слое на поверхности космических головных частей. Предметом исследования является физическая модель и расчетные схемы процесса теплообмена на поверхности космических головных частей. Рейнольдса ReCk = [PcUck/pc]rR = const, полученный на основе статистики летных измерений. Тей* = 0. Тг - Т) + 0. Те,т= Т0, если Те1г> Т0, где Тг - температура восстановления газового потока, То - температура торможения газового потока. Формализованная постановка задачи заключается в следующем: для каждой i -ой траектории было получено N; измерений, на основе которых были выявлены среднеожидаемые значения коэффициентов теплообмена и среднеквадратичные отклонения для турбулентного (признак п) и ламинарного режима течения. Далее при помощи введения определяющей температуры Эккерта Tolfp был проведен пересчет размерного коэффициента теплообмена в безразмерный - число Нуссельта Nuoiip. Осуществлен поиск эффективной температуры Тсп*, при использовании которой рассчитанное значение числа Нуссельта Nueir совпадет со срсднеожидаеммм по результатам летных измерений. В процессе исследования оказалось, что предложенная эффективная температура является универсальной для всех L траектории. Для построения границ начала и конца турбулентноламинарного перехода были проанализированы все измерения - сумма Nj по L траекториям.