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

Содержание к диссертации

Введение

Глава 1. Постановка летного эксперимента по измерению аэродинамических тепловых потоков и его основные результаты 37

1.1.Особенности постановки летного эксперимента 38

1.2. Конструкция калориметрического датчика для измерения аэродинамических тепловых потоков и способ расшифровки его показаний 42

1.3. Конструкция датчика для измерения аэродинамических тепловых потоков, основанного на методе «тонкой стенкш>, и способ расшифровки его показаний 51

1.4. Основные результаты 55

Глава 2 Определение критерия турбулентно-ламинарного перехода режима течения на поверхности космических головных частей 62

2.1. Способ построения критерия турбулентно-ламинарного перехода на поверхности космических головных частей 62

2.2. Выявление универсального критерия перехода по результатам летного эксперимента 65

Глава 3. Экспериментально-аналитическая методика расчета коэффициентов теплообмена на поверхности космических головных частей в плотных слоях атмосферы в условиях турбулентно-ламинарного перехода в пограничном слое 69

3.1. Выбор эффективной температуры Tejr на основе результатов летного эксперимента для расчета средиеожидаемой величины коэффициентов теплообмена при турбулентном и ламинарном режиме течения 70

3.2. Определение разбросов величины коэффициентов теплообмена для чисто турбулентного и ламинарного режима течения в пограничном слое 76

3.3. Определение среднеожидаемых величин и разбросов коэффициентов теплообмена при выведении с учетом явления перехода релшма течения в пограничном слое в ламинарный 77

3.4. Особенности практического использования разработанной методики 78

Заключение 81

Литература 83

Приложение 1

• Конструкция калориметрического датчика для измерения аэродинамических тепловых потоков и способ расшифровки его показаний
• Выявление универсального критерия перехода по результатам летного эксперимента
• Определение разбросов величины коэффициентов теплообмена для чисто турбулентного и ламинарного режима течения в пограничном слое
• Особенности практического использования разработанной методики

Введение к работе

В проектировании ракет космического назначения среди многих факторов, требующих внимания, большое место занимает проблема защиты космической головной части ракеты от разогрева в плотных слоях атмосферы. Эта проблема решалась изготовлением головных обтекателей из термостойких материалов и нанесением при необходимости на ловерхности головных обтекателей малотеплопроводных теплозащитных покрытий. Граничным условием для расчетов теплозащитных покрытий является аэродинамический тепловой поток, величина которого в процессе полета зависит от многих явлений. Турбулентно-ламинарный переход режима течения в пограничном слое на поверхности головной части, имеющий место при подъеме на высотах 36-60 км, сопровождается десятикратным уменьшением тепловых потоков. Максимальное значение температуры конструкции головных частей ракет, достигаемое на этих высотах, в сильной степени зависит от того, когда в полете произошла смена турбулентного режима обтекания ракеты, ламинарным режимом. Ввиду сложностей расчетов аэродинамических тепловых потоков традиционно головные обтекатели ракет покрывались теплозащитными материалами с запасом в соответствии с практическим опытом, то есть по показаниям датчиков температуры несущей конструкции, установленных под теплозащитой.

Актуальность проблемы. В различных литературных источниках [4, 8, 12, 71] в том числе и в Руководстве для конструкторов [9], описаны возможные способы расчета аэродинамических тепловых потоков без каких-либо комментариев о средних значениях данной величины и о ее флуктуадиях. В этих источниках можно найти различные данные о наличии турбулентно-ламинарного перехода, полученные в экспериментах в аэродинамических трубах или на баллистических установках, то есть в условиях, далеких от условий выведения ракет космического назначения. Поэтому их достоверность вызывала сомнения. На рис.1 приведено изменение во времени коэффициента теплообмена на цилиндрической

__J I I

Старый вариант

-*г— ТП7-пуск №2 —— ТП8-пуск №2 —о— ТП7-пуск №3

—— ТП8-пуск №3

—— ТП7-пуск №1 - - - - алам ~Ж— ТП7-пуск №4 ~д— ТП8-пуск №4 —о— ТП7 пуск №5

-о— ТП8 пуск №5
а+За

а-За

Рекомендации НИИ

* іоо

« 10

0.1

80 90 100 ПО

Время от старта, с Рис.1. Типичная зависимость коэффициента теплообмена от времени

полета.

проставке в полетах космической головной части «Рокот» в сравнении с

рекомендациями по турбулентно-ламинарному переходу, изложенным в

работе [70]. Ошибка в учете этого явления может привести к занижению

тепловых потоков, уменьшению теплозащиты, перегреву и разрушению

несущей конструкции. Тогда в течение 30 - 40 секунд ракета летела бы в

нештатном режиме. Поэтому при проектировании ракет тепловые потоки

считали, полагая пограничный слой турбулентным до тех пор, пока их

значения превышали значения тепловых потоков для ламинарного

пограничного слоя. При этом старом консервативном варианте расчета

обеспечивалась надежность, но существовал избыток теплозащиты.

Для того чтобы гарантировать необходимую надежность выведения головной части ракетами космического назначения и не перегружать ее конструкцию избытком теплозащиты, назрела необходимость разработать методику расчета величины коэффициента аэродинамического теплообмена, с помощью которой можно определить среднеожидаемую величину коэффициента теплообмена и ее разброс и увязать точность расчетов с требованиями надежности.

Для получения четкого представления об аэродинамических тепловых потоках и о флуктуациях этой величины с учетом не только явления

турбулентно-ламинарного перехода, но и колебаний параметров атмосферы, воздействий вибраций корпуса и свойств поверхности был организован летный эксперимент по измерению аэродинамических тепловых потоков к поверхности головных частей и по изучению явления турбулентно-ламинарного перехода. В рамках летного эксперимента, проводимого на ракетах «ГТротон-М», «Рокот», и ЖСЛВ, происходит накопление статистических данных о пределах турбулентно-ламинарного перехода в условиях полета, что позволяет определить среднеожидаемые значения аэродинамических тепловых потоков и их разброс. Данные летных измерений получены при полетах ракет с радиусом сферического скруглення головного обтекателя, различающимся в пределах порядка, и по существенно различающимся по теплоиапряженности траекториям. Это позволило проследить тенденции влияния различных газодинамических критериев (числа Рейнольдса, числа Маха ) и поверхностной шероховатости на аэродинамические тепловые потоки и разработать унифицированный метод расчета этой величины для любых головных частей, выводимых по любой траектории.

Аэродинамический тепловой поток q, поглощенный поверхностью конструкции и определяющий ее тепловое состояние, существенно зависит от температуры на поверхности этой конструкции Tw, так как определяется формулой:

q = а( T_r - T_w) где Т_г — температура восстановления газового потока в случае ламинарного пограничного слоя: Т_г = Т + (Pr)⁰' U²/2cp, и в случае турбулентного пограничного слоя: Т_г = Т + (Рг)⁰'³³³ U²/2c_P, где Рг - число Прандтля, U -скорость воздуха, Т- статическая температура воздуха, с_р - теплоемкость воздуха при постоянном давлении, а а - коэффициент теплообмена, в слабой степени зависящий от температуры на контактирующей с потоком поверхности конструкции Tw- Это свойство коэффициента теплообмена

делает его универсальной характеристикой воздушного потока и упрощает тепловые расчеты при проектировании ракет космического назначения.

Расчет параметров теплообмена (коэффициента теплообмена и температуры восстановления воздуха) проводится для отдельных точек по траектории, причем, в каждой расчетной точке рассматривается задача обтекания ракеты стационарным потоком в соответствии со средними значениями плотности и температуры в нижней атмосфере, приведенными в ГОСТ [10], Вариации плотности и температуры воздуха при расчете коэффициентов теплообмена не учитывались в отраслевых методиках. Флуктуации параметров атмосферы, в соответствии с данными Российской модели атмосферы [10], приводят к разбросу до 25% при турбулентном идо 40% при ламинарном течении (см. рисунки приложения 5), что подтверждается данными летных измерений. 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 35 - 40 км пограничный слой на головной части становится турбулентным из-за значительного увеличения скорости и, как следствие, числа Рейнольдса. Переходный режим обтекания имеет место от 35 км до 60 км. Выше 60 км обтекание головной части можно с уверенностью считать ламинарным в силу малой плотности. Как показано на рис.1, переход режима течения на поверхности головной части сопровождается изменением угла наклона кривой. Переход от турбулентного течения к переходному происходит примерно на 105-125 секунде полета и на 120-140 секунде к ламинарному. Согласно расчету суммарного поглощенного тепла по данным, приведенным на рис.1, разброс составил + 37%. Причем наибольший вклад в разброс значений коэффициентов теплообмена на элементах конструкции ракет обусловлен режимом течения в пограничном слое, а именно, в

турбулентном пограничном слое тепловые потоки на порядок выше, чем в ламинарном пограничном слое. 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 120-130 секунде полета. Поэтому изучение этого явления -наиболее важная составная часть диссертационной работы.

Целью 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 турбулентно-ламинарного 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.

Для решения поставленной научной задачи необходимо:

- разработать схему и порядок проведения летного эксперимента по измерению аэродинамических тепловых потоков к головным обтекателям при выведении ракет «Рокот», ЖСЛВ, «Протон-М» при помощи датчиков,

разработанных в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева и адаптированных под специфические условия полета;

- провести статистический анализ обширных данных летного
4>* эксперимента ГКНПЦ им. М.В. Хруничева при выведении ракет «Рокот»,

ЖСЛВ, «Протон-М» и на его основе получить среднеожидаемые значения и дисперсии числа Рейнольдса начала и конца перехода режима течения в пограничном слое;

провести целевой поиск данных по экспериментам в аэродинамических трубах, на баллистических трассах и летных экспериментов других источников с целью определения метода исследования перехода и выбора критерия перехода;

- сформировать и обосновать универсальный критерий турбулентно-
ламинарного перехода число Рейнольдса, и получить его среднеожидаемое
значение и разброс для начала и конца переходной зоны по траектории
полета;

- сформулировать и обосновать универсальный для любой головной
части и любой траектории критерий теплообмена Nu_eff — число Нуссельта,
рассчитанное по выбранной TefF, которая лежит между крайними
значениями, имеющимися в пограничном слое;

разработать метод расчета среднеожидаемых величин и среднеквадратичных отклонений коэффициентов теплообмена по всей траектории при турбулентном, переходном и ламинарном режиме обтекания ракет.

Объектом исследования является процесс теплообмена на поверхности

космических головных частей в полете в плотных слоях атмосферы с учетом

флуктуации параметров атмосферы и турбулентно-ламинарного перехода

режима течения в пограничном слое на поверхности космических головных

41 частей.

Предметом исследования является физическая модель и расчетные схемы процесса теплообмена на поверхности космических головных частей.

Основные положения, выносимые на защиту:

- метод расчета эффективной температуры T_eff на основе анализа
совокупности летных данных, при использовании которой получен
универсальный для любой головной части и любой траектории критерия
теплообмена Nueff- число Нуссельта;

- универсальный критерий турбулентно-ламинарного перехода режима
течения в пограничном слое на шероховатых космических головных частях -
число Рейнольдса Re_L-k = [peUek/uJiR = const, полученный на основе
статистики летных измерений. Принцип выбора параметров, входящих в
число Рейнольдса Reek;

критерий турбулентно-ламинарного перехода для гладких поверхностей Ree;

- схема и порядок проведения летного эксперимента по определению
границ турбулентно-ламинарного перехода и получению разбросов значений
коэффициентов теплообмена в пределах За, способ расшифровки датчиков
калориметрического типа и датчиков по методу «тонкой стенки»;

- методика расчета среди еожи даем ых значений коэффициента
теплообмена и среднеквадратичных отклонений его величины с учетом
флуктуации параметров атмосферы и перехода турбулентного режима
течения в ламинарный для цилиндрических элементов конструкции.

Математическую постановку проведенной экспериментально-аналитической работы, которая постоянно пополняется новыми летными данными, можно выразить ь виде последовательности процедур, представленных следующей формулой

i=\ j=l i=l i=l

где n — признак режима течения в пограничном слое: турбулентный режим или ламинарный, является функцией критерия турбулентно-ламинарного перехода Re_ek и определяется следующей операцией

n=J

-/(Rei+^RO,

Nf=[l, со] — количество измерений для і-ой траектории выведения, L-[4, со] - количество разных траекторий выведения,

Re^k ~ [РіДіек/ue]та - число Рейнольдса по параметрам на границе

пограничного слоя в звуковой точке на сферическом скруглении головного

обтекателя и по высоте поверхностной шероховатости к,

Тсіг — предложенная автором эффективная температура, описываемая

формулами:

Teff= 0.36( T_r-T) +0.81( T_w+T), если T_eff< То, Таг- То, если Теп> Т₀, где Т_г - температура восстановления газового потока, То — температура торможения газового потока.

Формализованная постановка задачи заключается в следующем: для каждой і -ой траектории было получено Nj 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 Т₀,_ф был проведен пересчет размерного коэффициента теплообмена в безразмерный — число Нуссельта Niionp. Осуществлен поиск эффективной температуры Т_С|у, при использовании которой рассчитанное значение числа Нуссельта Nu^r совпадет со среднеожидаемым по результатам летных измерений. В процессе исследования оказалось, что предложенная эффективная температура является универсальной для всех L траекторий. Для построения границ начала и конца турбулентно-ламинарного перехода были проанализированы все измерения - сумма Nj по L траекториям.

Новизна научных результатов диссертации заключается в том, что впервые задача турбулентно-ламинарного перехода режима течения в пограничном слое решена для условий полета ракет космического назначения с работающими маршевыми двигателями в широком спектре геометрических характеристик головных частей и поверхностной шероховатости вплоть до абсолютно гладких. Получено, что в условиях сильных фоновых возмущений потока при работе маршевых двигателей и совместного влияния шероховатости поверхности происходит уменьшение критического значения числа Рейнольдса перехода на порядок по сравнению с данными в аэродинамических трубах и в свободном полете. Проведенный анализ статистики летных измерений показал, что может быть найден универсальный критерий турбулентно-ламинарного перехода для головньгх частей независимо от геометрии и траектории выведения. Оказалось, что все данные летного эксперимента по переходу наилучшим образом могут быть скорректированы при использовании критерия Reefc. Для гладких головных частей было получено предельное среднеожидаемое значение числа Рейнольдса перехода Reo = [pdU^e/uJxR = 200 - число Рейнольдса по параметрам на границе пограничного слоя в звуковой точке на сферическом округлении головного обтекателя и по толщине потери импульса 0. Получен универсальный критерий теплообмена Nucff- число Нуссельта, рассчитанное по выбранной в диссертации эффективной температуре T_eff.

К новым результатам следует отнести схему и порядок проведения летного эксперимента при выведении ракет космического назначения по измерению коэффициентов теплообмена, который позволил определить среднеожидаемые значения и величину разброса За этой величины. Получены данные по 66 измерительным точкам. Этот эксперимент продолжается, что позволяет корректировать базу данных и сейчас.

Научная значимость диссертационной работы заключается в формировании и обосновании на основе статистики летных измерений универсальных критериев - критерия турбулентно-ламинарного перехода в

пограничном слое на поверхностях головных частей и критерия теплообмена, построенного по выбранной автором эффективной температуре с учетом вариации плотности и температуры в нижней атмосфере и учетом явления перехода.

Практическая значимость разработанной методики заключается в том, что расчет максимального с учетом За аэродинамического теплового потока к цилиндрическим отсекам на основе предложенного метода позволил снизить максимальные тепловые потоки в общей сложности до 15%, что соответствует десяткам килограмм в весе теплозащиты.

Этот метод позволяет увязать максимальные и минимальные значения коэффициента теплообмена с требованиями к надежности выведения ракеты. Полученные максимальные и минимальные значения коэффициентов теплообмена необходимы для построения прогнозов показаний датчиков температуры конструкции и для анализа телеметрии.

Достоверность результатов подтверждается статистикой летного эксперимента, сопоставимостью результатов исследования с данными других источников по экспериментам на затупленных наконечниках, обоснованностью выдвинутых гипотез и допущений [4, 33, 7, 36, 21].

Реализация и внедрение результатов работы. Результаты экспериментальных исследований, проведенных в работе, послужили подтверждением правильности тепловых расчетов конструкции головного обтекателя ракеты «Рокот», и представлены в отчетах предприятия [55-56]. Результаты расчетов по разработанной в диссертации методике расчета средних, максимальных и минимальных с учетом За значений коэффициентов теплообмена представлены по просьбе Заказчика ракеты ЖСЛВ при составлении прогнозов показаний датчиков аэродинамического теплового потока к бакам для пуска № 3 ракеты ЖСЛВ и в анализе показаний этих датчиков в отчетах предприятия [57, 58].

Апробация диссертационной работы. Основные положения диссертационной работы докладывались на НТС 8-го отделения ЦАГИ в

декабре 2003 года, а таюке на 10 научно-технических конференциях, в том числе: на третьей научно-технической конференции «Перспективы использования новых технологий и научно-технических решений в изделиях ракетно-космической техники разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева» в ИПУ РАН в 2003 году, на первой международной научно-технической конференци и «Аэрокосмические технологии» памяти академ ика В.Н.Челомея в НПО Машиностроения в мае 2004 года, и на Международной научно-технической конференции «Фундаментальные проблемы высокоскоростных течений» (ЦАГИ, г. Жуковский) в сентябре 2004 года.

Публикации. Основное содержание диссертации опубликовано в двух статьях в научно-технических журналах [54, 69], в 10 статьях в Трудах научно-технических конференций [59-68] и в четырех НТО [55-58].

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, трех глав, выводов к главам, общих выводов и пяти приложений. Список литературы включает 73 наименования.

Состояние вопроса. При разработке расчетного метода определения средиеожидаемых величин коэффициентов теплообмена и его разбросов, одной из главных задач является определение границ турбулентно-ламинарного перехода режима течения в пограничном слое на поверхности конструкции космической головной части. Для решения этой задачи необходимо выявить причины, вызывающие переход, и определить вид критерия перехода. Поэтому возникла необходимость изучения литературы по этой проблеме.

В существующей на сегодняшний день литературе подробно изучен вопрос о турбулизации течения, то есть о «прямом» переходе из ламинарного режима течения в пограничном слое в турбулентный.

«Для всей механики жидкости и газа фундаментальное значение имеет явление перехода ламинарной формы течения в турбулентную. Впервые это явление было подробно исследовано О. Рейнольдсом в восьмидесятых годах 19-ого столетия при изучении движения воды в трубах. В основе

теоретических исследований явления перехода ламинарного режима течения в турбулентный лежит представление о том, что ламинарное течение подвергается воздействию некоторых малых возмущений в случае течения в трубе связанных, например, с условиями при входе в трубу, а в случае пограничного слоя на обтекаемом теле — с шероховатостью стенки или неравномерностью внешнего течения. Затухание возмущений со временем должно было означать, что основное течение .ч.устойчиво; наоборот, нарастание возмущений со временем должно означать, что основное течение неустойчиво, и поэтому возможен его переход в турбулентное течение. Предпосылкой для создания теории устойчивости ламинарного течения служило впервые высказанное О.Рейнольдсом следующее предположение: ламинарное течение, представляя собой, решение гидродинамических дифференциальных уравнений и являясь поэтому всегда возможным течением, после перехода через определенную границу, а именно, после достижения числом Рейнольдса критического значения, становится неустойчивым и переходит в турбулентное течение. В 1914 г. Л.ГТрандтлю удалось экспериментальным путем, на примере обтекания шара, показать, что течение внутри пограничного слоя также может быть либо ламинарным, либо турбулентным и что процесс отрыва потока, а вместе с тем и вся проблема сопротивления зависят от перехода течения внутри пограничного слоя из ламинарной формы в турбулентную. В основе теоретического исследования такого перехода лежит предположение О.Рейнольдса о неустойчивости ламинарного течения. В 1929 г. В.Толмину после ряда неудачных попыток удалось впервые теоретически вычислить критическое число Рейнольдса для плоской пластины, обтекаемой в продольном направлении. Однако, потребовалось еще свыше десяти лет, прежде чем теория Толмина смогла быть подтверждена очень тщательными экспериментами Х.ДраЙдена и его сотрудников. Теория устойчивости пограничного слоя позволила объяснить влияние на переход ламинарной формы течения в турбулентную также других факторов ( градиента давления,

отсасывания пограничного слоя, числа Маха, теплопередачи). Эта теория получила важное применение, в частности, при исследовании несущих профилей с очень малым сопротивлением (так называемых ламинаризиро ванных профилей).» [7]. Рейнольдсом в результате его исследований течений в трубе был открыт закон подобия, названный в последствии его именем. Согласно этому закону, переход ламинарного режима течения в пограничном слое в турбулентный происходит всегда при приблизительно одинаковом числе Рейнольдса pu_cpd/u,, где Uc_p — средняя скорость движения жидкости. Для критического числа Рейнольдса перехода опыты дали значение, приблизительно равное Re_K-p = (pucpd/u.) _щ= 2300.

Уже Рейнольде высказал предположение, что критическое число Рейнольдса перехода тем больше, чем меньше уровень возмущений в жидкости на входе в трубу. По результатам экспериментов на плоской пластине, проведенных М. Ханзеном и представленных в работе [7], критическое число Рейнольдса, составленное для текущей длины х,

Ке^кр = (ріісрх/ц )кр= 3.2-10⁵.

Исследования Г.В. Эммонеа показали, что переход ламинарной формы течения в турбулентную в пограничном слое на пластине также состоит из беспорядочной смены во времени ламинарных и турбулентных состояний. В определенной точке внутри пограничного слоя внезапно возникает небольшое турбулентное образование неправильной структуры (турбулентное пятно), которое затем перемещается вниз по течению внутри клинообразной области. Такие турбулентные пятна появляются через неправильные промежутки времени в разных, неравномерно распределенных точках обтекаемой пластины. Внутри клинообразных областей, по которым перемещаются турбулентные пятна, преобладает турбулентная форма течения, а в соседних областях происходит непрерывная смена ламинарной и турбулентной форм течения.

В результате теоретических исследований В. Толмина на пластине было получено что, наименьшее число Рейнольдса, при котором еще

возможно нейтральное( то есть затухающее) возмущение, равно (U_K5i/v)_tp = Ябкр ⁼ 420 (нейтральная точка) и это значение меньше полученного в экспериментах значения (ЦсЗ/у)^, = 950 для точки перехода. Такое различие в критических числах Рейнольдса для пластины объясняется тем, что точка перехода расположена вниз по потоку от нейтральной точки, и расстояние между ними определяется интенсивностью нарастания неустойчивых возмущений. Теоретически также было получено, что наименьшая длина волны для неустойчивых возмущений равна Хшп ~ 65, где 5 - толщина пограничного слоя.

Экспериментальное подтверждение результатов теории устойчивости оказалось возможным получить после того, как удалось создать в наземных условиях воздушный поток со степенью турбулентности около 0,0008, при котором реализовалось верхнее предельное значение критического числа Рейнольдса на продольно обтекаемой пластине. При увеличении степени турбулентности до 0.01 точка перехода на продольно обтекаемой пластине смещается ближе к нейтральной точке. Таким образом, можно считать окончательно доказанным предположение Рейнольдса о том, что причиной перехода является неустойчивость ламинарного течения.

Центральное место в исследованиях 20-го столетия ламинарно-турбулентного перехода пограничного слоя в наземных лабораториях занимают задачи о влиянии неровностей на обтекаемой поверхности [32]. Теоретические модели, описывающие влияние неровностей на переход, отсутствуют в настоящее время. Авторы многочисленных работ на эту тему, пытались получить практические оценки положения точки перехода, так как за неровностями в турбулентной зоне наблюдались на порядок более высокие тепловые потоки. Как отмечается в работе [20], визуализация течения в дозвуковом потоке показала, что с неровности сходят подковообразные вихри. Они замыкают зону отрыва и формируют узкий дальний след. При докритических режимах, близких к критическим, в следе возникают дискретные вихреобразования, вызывающие возмущения скорости с

амплитудой 4-5% от скорости набегающего потока. Однако турбулизация течения еще не происходит. Как только достигается критический режим, вихри развиваются в турбулентные пятна, и образуется турбулентный клин. С увеличением высоты неровности его вершина резко смещается вверх по потоку и, когда вершина клина располагается на минимальном расстоянии от неровности, быстро восстанавливается эффективный режим турбулизации.

Эффект влияния неровностей на обтекаемой поверхности на переход в сверхзвуковом пограничном слое подробно исследован в аэродинамических трубах и представлен в работах [17, 18, 6, 20]. Сравнение с летными данными проведены в работе [6]. Оказалось что, диапазон результатов обработки экспериментов, выполненных в аэродинамических трубах на пластинах, конусах и полых цилиндрах с неровностями в виде сфер, полосочек песочной шероховатости и цилиндров, и приведенных в работе [6], а также данные летного эксперимента ЛИИ, которые находятся в пределах разброса. На основании этого в работе [6] подтверждается полученный ранее в работе [19] вывод о том, что неровности поверхности вносят в пограничный слой сильные возмущения, которые доминируют над всеми другими (акустический шум, вибрации и т.п.).

Однако, в другой работе [20] говорится о том, что при сверхзвуковых течениях режим самоподдерживающейся турбулентности наступает, если относительная высота поверхностной шероховатости по отношению к толщине пограничного слоя больше 3. В работах [17, 18] отмечено, что шероховатость, в 20 раз меньшая толщины вытеснения, не оказывает заметного влияния на положение области перехода.

Как отмечено в [21] настоящее время отсутствуют теоретические модели, описывающие влияние неровностей на ламинарно-турбулентный переход пограничного слоя, за исключением простейших случаев. Детальные исследования механизмов влияния неровностей на турбулизацию потока приведены в обзорах [7, 22, 23] 60-х годов и обзорах [24-26] 70-х годов. В работе [21] отмечается, что имеются лишь косвенные указания на то, что при

умеренных сверхзвуковых скоростях потока механизмы турбулизаіши подобны механизмам для дозвуковых течений. Для дозвуковых течений в работе [30] по результатам экспериментальных исследований на линии растекания цилиндра за двумерной неровностью найдены следующие определяющие параметры: R = U_eiVv_e; k* = к/х\; r\ = (v^(dV_e/dy)_>-o)'⁵> где U и V составляющие скорости.

Было получено для больших неровностей к* > 1.8 критическое значение числа Рейнольдса R* = 245. В работе [31] Поллом этот критерий R* = 245+35 распространен на случай сверхзвуковых скоростей при использовании для расчета коэффициента кинематической вязкости v_e определяющей температуры Т* = Т_с+0.1( T_w - Т_е ) +- 0.6 ( Т_г - Т_е ).

Механизм турбулизации за трехмерной неровностью, подробно описанный Шлихтингом [33] как простейший случай ламинарно-турбулентного перехода в дозвуковом потоке, может быть трансформирован на переход за трехмерной неровностью в сверхзвуковом потоке лишь в случае относительно большой неровности к* > 3. Причем, неровность даже в случае затупленных моделей располагалась вдали от кромок для острых конусов и носовых частей для затупленных моделей. «Интенсивность [20] воздействия определяется размерами неровности и значительно превосходит уровни воздействий пульсаций набегающего потока». Поэтому данный тип ламинарно-турбулентного перехода хорошо моделируется в аэродинамических трубах и широко представлен в литературе.

Шлихтинг [7], на стр. 502 пишет: «При очень небольшой высоте элементов шероховатости следует ожидать, что возмущения, вызываемые шероховатостью, лежат ниже уровня возмущений, определяемых степенью турбулентности внешнего течения. В этом случае шероховатость не оказывает никакого влияния на переход ламинарной формы течения в турбулентную. Это предположение подтверждается опытом. С другой стороны, при очень сильной степени шероховатости переход ламинарного

течения в турбулентное возникает непосредственно около элементов шероховатости...».

В экспериментальных работах Клебанова и Тидсторома [27], Тани и Сато [28] установлено, что микронеровности при к/8* < 0.3 ( где к — высота неровности, 5* = 1.721(v_eXk/iie) — толщина вытеснения в точке с координатой Xk ) являются эффективным преобразователем фона в волны Толмина-Шлихтинга, в то время как средние неровности k/5* ~ 1 являются не только эффективным преобразователем, но и мощным усилителем неустойчивых колебаний в пограничном слое [25].

При относительно слабом фоне внешних возмущений в потоке, как показано у Шлихтинга [7], при 0.3 < k/S* < 1.2 значение критического числа Рейнольдса перехода получается в соответствии с данными Драйдена [29] для дозвуковых течений Re = Uek/Ve = 900. Однако, следует помнить, что неровность поверхности сама по себе не является генератором неустойчивых возмущений, как отмечено в работе [21], а лишь усилителем и преобразователем.

Более поздние расчеты устойчивости течения в окрестности критической точки на теплоизолированной стенке [41], где профиль скорости Фолкнера-Скэна соответствует безразмерному градиенту давления в степени 0.5, малые (линейные) возмущения начинают усиливаться лишь после того, как число Рейнольдса Reo, рассчитанное по толщине потери импульса G, превысит критическое значение, равное 3000, и станет полностью турбулентным при Reo = 5000-6000. Но эксперименты в аэродинамических трубах на скругленных моделях показали, что переход происходит при более низких значениях чисел Рейнольдса [45]. В работе Стетсона [42], проведенных в ударной трубе, переход наступал при числах Рейнольдса Reo - 200-300, причем сразу по всей области сверхзвукового течения, то есть непосредственно за звуковой точкой на сферическом скруглении в области, в которой преобладает влияние шероховатости, где имеет место максимум

скоростного напора. Основным физическим механизмом турбулизации потока является порождение энергии турбулентности элементами поверхностной шероховатости за счет процесса схода вихрей, вызывающий быстрый переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный при превышении некоторого критического значения числа Рейнольдса [4]. Эту точку зрения подтверждают и ранние исследования перехода [11]. Шлихтинг отмечал, что переход течения в пограничном слое на обтекаемом теле из ламинарного режима течения в турбулентный зависит кроме числа Рейнольдса еще и от характера изменения давления, степени шероховатости поверхности и наличия возмущений во внешнем потоке-степени турбулентности. В работе [42] имеет место судя по всему критическое воздействие на переход как шероховатости поверхности, так и акустические вибрации потока в аэродинамической трубе. Но низкие значения чисел Рейнольдса перехода, как отмечено в [40], наблюдались на «гладких» моделях в экспериментах многих исследователей, в том числе в работе [43], где при числе Маха, равном 5, и температурном факторе, равном 0.25, оказалось Reo = 170-200 и в работе [44], где при числе Маха, равном 3, Reo = 215. Явление большого различия между результатами линейной теории устойчивости и экспериментальными данными получило название [41] «парадокса затупленного тела». Многие авторы [40, 36, 21] полагают, что это явление связано с критическим воздействием конечных (нелинейных) возмущений как со стороны поверхности ( шероховатость, вибрации) так и со стороны внешнего потока (степень турбулентности и акустические волны). В работе [40] отмечено, что в этом случае условия возникновения турбулентного течения в виде турбулентных пятен возникают не после относительно длительного роста малых возмущений, описываемого линейной теорией устойчивости, а почти сразу, если только интенсивность возмущений достаточно велика. В аэродинамических трубах, как показано в работах [48] и [49], существуют интенсивные акустические возмущения, генерируемые турбулентным пограничным слоем, развивающимся на

стенках сопла, которые и оказывают решающее влияние на переход. Результаты исследований на установках с малым уровнем возмущений [42-45], [48-49] или в экспериментах в свободном полете [50] демонстрируют почти на порядок большие значения числа Рейнольдса перехода. Течение в этих случаях оставалось ламинарным при Reo = 600-700 в работах [42-45], [48-49] и Re_B = 800-1200 в работе [50].

Данные летных экспериментов по переходу режима течения в пограничном слое на поверхностях ракет крайне немногочисленны. В работе Скуратова А.С. и др. [51] представлен наиболее разнообразный перечень различных экспериментальных данных по переходу, но, к сожалению, на острых конусах. Оказалось, что в России летные исследования проводились в ЛИИ в 60-е годы. Использовалась экспериментальная ракета, головная часть которой представляла собой острый конус с полууглом при вершине 7.5, выводимая пороховым двигателем. При подъеме ракет ЛИИ также происходил не «прямой», а «обратный» переход в пограничном слое из турбулентного в ламинарный. Результаты как по «прямому», так и по «обратному» переходу из различных источников приведены на рис. 2 в осях Мс и Re_e.

1.E+0S

1.Е+07

1.E+D6

б IVfe 3

Рис. 2.Сравнение чисел Рейнольдса переходя на остром конусе с данными по пепеходу на головных частях пакет в полете.

Следует разделить экспериментальные данные по исследованию перехода на рис. 2 на две группы.

1С первой группе следует отнести эксперименты, проводимые в условиях отсутствия или слабого влияния внешних возмущающих факторов. На рис. 2 к первой группе следует отнести:

і - летные данные США на внешней подвеске F-15 при i\_v= T_w/T« =1;

2 - летные данные США для конусов в свободном полете при T_w=l;

5 - приближающиеся к ним эксперименты в малошумной аэродинамической трубе НИЦ Ленгли при T_w=l;

9 - эксперименты Алымова В.Ф. на шлифованных моделях на баллистической установке ИЦ им. М.В. Келдыша.

Анализ данных рис. 2 показал, что именно такие экспериментальные данные можно сравнивать с результатами расчета начала ламинарно-турбулентного то есть «прямого» перехода в пограничном слое в рамках линейной теории устойчивости по e^N - методу для интегральной степени усиления N=10, T_w=1 ( кривые 7 и 8 ).

На рис. 2 приведены данные Алымова В.Ф. [1] по «прямому» переходу режима течения в пограничном слое на баллистической установке ИЦ им. М.В. Келдыша. Несмотря на то, что его данные близки к расчету по линейной теории возмущений, однозначной трактовке они не поддаются. Автор показал в своей работе, что при «прямом» переходе на острых и затупленных конических моделях турбулизация потока также происходит в районе носка модели. Несмотря на высокие значения числа РеЙнольдса перехода отдельные турбулентные пятна были зафиксированы в окрестности носка при числах РеЙнольдса, на порядок меньших. Это значит, что воздействие высоты поверхностной шероховатости проявляет себя в районе носка моделей и является необходимым условием для появления турбулентных вихрей.

Ко второй группе экспериментальных данных на рис. 2 следует отнести исследования перехода режима течения в пограничном слое при наличии различных возмущающих факторов таких, как:

акустические шумы в аэродинамических трубах;

вибрации моделей при отстреле на баллистических трассах;

наличие шероховатости на поверхности и сублимация материала с поверхности;

вибрации корпуса ракет при работающих маршевых двигателях.

В этих случаях речь идет о вынужденном переходе режима течения в пограничном слое. На рис. 2 к этой группе относятся следующие данные:

3 - аэродинамические трубы США, проведено 586 экспериментов;

4 - аэродинамическая труба ЦАГИ при Tw=l;

6 - летные данные ЛИИ при Tw=l;

а также летные данные ГКНПЦ им. MB. Хруничева при TV= 0.2- 0.8 на головных частях ракет: І0-ЖСЛВпуск№ 1;

1. - «Рокот» 5 пусков;

2. - ЖСЛВ пуск № 2;

3. - «Протон-М» 3 пуска,

Разброс чисел Рейнольдса перехода между первой и второй группами данных, представленными на рис. 2, объясняется наличием более сильных фоновых возмущений в экспериментах второй группы, к которым относятся и данные летного эксперимента на легких ракетах ЛИИ с работающим двигателем.

Дальнейшее развитие исследований по проблеме ламинарно-турбулентного перехода режима течения в пограничном слое привело к задаче поиска и построения критерия перехода в условиях испытаний на баллистических трассах и в аэродинам ических трубах.

Большой интерес представляет серия работ по исследованию ламинарно-турбулентного перехода на затупленных шероховатых моделях в

сверхзвуковом потоке с относительной высотой элементов шероховатости 0.І <, к/6 < 10. Наиболее интересным источником данных экспериментов в аэродинамических трубах являются результаты исследований, проведенных в США в 70-х годах по программе PANT. Конечным результатом этих исследований является корреляционное соотношение

Re_e = 215[^r⁷,

здесь Reo - число Рейнольдса перехода, рассчитанное по толщине потери

к Т импульса 6, —- - параметр, характеризующий интенсивность воздействия

неровности поверхности на пограничный слой.

Андерсон [L3] в исследованиях в аэродинамической трубе в рамках исследовательской программы PANT показал, что переход на наконечниках всегда происходит выше по потоку от звуковой точки, как отражено в неравенстве. Физической предпосылкой для этого неравенства является стабилизирующее влияние двух факторов, которое явно не отражено в уравнении PANT: существование отрицательного и нормального (поперек пограничного слоя ) градиента давления, которые возникают при обтекании выпуклых поверхностей.

В работе [34] отмечены следующие немаловажные с точки зрения практического применения недостатки наработок программы PANT:

- корреляционное соотношение не учитывает фоновые возмущеЕіия,
которые могут быть существенными при малых неровностях;

- неясно, можно ли использовать корреляцию для предельных случаев
гладкой поверхности.

Базу данных наземных экспериментальных исследований на затупленных шероховатых моделях на баллистических трассах существенно дополнили работы Реда [4, 35]. Ценность его экспериментальных данных состоит в том, что они получены при отстреле затупленных наконечников, изготовленных из реальных теплозащитных материалов, в атмосферу

баллистических стендов. То есть эти эксперименты были проведены в условиях малой степени турбулентности окружающего воздуха, но, в то же время, при наличии возможных вибраций модели, сохраняющихся после отстрела. Ре да первым введено понятие распределенной поверхностной шероховатости, что позволило обобщить в работе [4] широкий спектр данных собственных экспериментов на баллистических трассах и данных экспериментов в аэродинамических трубах других авторов [2-5, 11, 13-15] с целью получения критерия перехода для шероховатых наконечников. Реда получено, что результаты его собственных экспериментов хорошо описываются в рамках концепции, что переход происходит при некотором постоянном (критическом) значении числа Рейнольдса, построенного по высоте шероховатости поверхности к. Дерлинг описал данные испытаний в аэродинамических трубах по программе PANT через число Рейнольдса шероховатости формулами: [р_еи_ее/Мтя = 160 [p_kU_kk/p_eU_ee] -^l' Re_k = [p_kU_kk/u_w]TR = 160 = const.

При этом Реда подтверждено, что именно соотношения Дерлинга, полученные на основании имеющихся данных испытаний в аэродинамических трубах и согласующиеся с представлением о критическом числе Рейнольдса шероховатости, является единственной пригодной для описания результатов, полученных при испытаниях как на баллистической трассе, так и в аэродинамической трубе. Критерий Дерлинга Ret = [p_kU_kk/u,w]TR = 160 = const, стал признанным универсальным критерием перехода для испытаний затупленных наконечников на баллистических трассах и в аэродинамических трубах. Можно считать, что Реда этим выводом подвел итог под исследованиями перехода на скругленных шероховатых моделях при высоте поверхностной шероховатости к/0 > 0.5.

Чрезвычайно интересные выводы по результатам исследования гладких моделей к/0 < 0.5 в условиях наличия фоновых возмущений потока опубликованы Реда и А. Диметриадесом.

Л. Диметриадес [36] проводил исследования перехода вблизи горла сопла как

кТ на шероховатой, так и на гладкой поверхности при 0 < —^е- < 1. На рис. 3

Рис. 3. Сравнение данных настоящего исследования с формулой для затупленных тел, полученными в гиперзвуковых аэродинамических трубах по программе PANT, с данными на баллистических трассах Реда и исследованиями в горле сопла [36].

представлены данные А. Диметриадеса в сравнении с данными о переходе на затупленных телах, хорошо согласующиеся с данными Ладермана [2] и эмпирической формулой Андерсона ( программа PANT) [13]. Результаты измерений, приведенные на рис. 3, показывают, что при больших значениях

^И. данные А. Диметриадеса хорошо согласуются с данными других

в т„

авторов. Число Рейнольдса перехода Reo не зависит от —*. при 5Z*. < 0.1 и

лишь слабо зависят от этого параметра при —'-< 0.4. А. Диметриадес

отмечает, что данные, располагающиеся в левой части рис. 3, соответствуют течению с числом Маха, равным 3, и малым высотам поверхностной шероховатости [36]. Следовательно, данные, соответствующие малой шероховатости «не должны описываться зависимостями для шероховатых и затупленных тел и будут асимптотически стремиться к числу Рейнольдса

перехода, которое определяется характеристиками течения на стенках рабочей части в используемой для настоящих экспериментов аэродинамической трубе; можно полагать, что аналогичные результаты будут получаться для перехода пограничного слоя на теле с затупленной носовой частью, плавно сопрягаемой с усеченным конусом. К числу существенных характеристик таких течений относится, конечно, турбулентность во внешнем потоке, так как она может оказывать влияние на переход в течении на гладких стенках рабочей части и, следовательно, на предельное значение числа Рейнольдса перехода, соответствующее к=0» на рис. 3. Предельное значение числа Рейнольдса Reo по Диметриадесу, по толщине потери импульса на теплоизолированной плоской пластине, установленной в рабочей части сопла при числе Маха 3, оказалось равным 600 [39].

Эксперименты Алымова В.Ф. на баллистических трассах [40] на

моделях с микрошероховатостью —-= 10"² также продемонстрировали

близкое значение числа Рейнольдса перехода Reg - 720. Суммируя все вышеприведенные данные и основываясь на результатах работ [36-38] Диметриадес отмечает, что совместное влияние сильной шероховатости, большого отрицательного градиента давления ( на сферическом скруглении или в горле сопла ), а также, возможно, и кривизны поверхности приводит к подобию явлений перехода в различных ситуациях безотносительно от способа создания пограничного слоя и, следовательно, от турбулентности внешнего потока. Это явление он называет «режимом преобладающего влияния шероховатости», так как переход характеризуется постоянством числа Рейнольдса, вычисленного по характеристикам шероховатости в соответствии с уравнением Rek = PkUkk/^w = const, что подтверждается данными о влиянии шероховатости на переход [5, И, 13, 15]. Реда [35] в своих экспериментах по исследованию перехода на баллистической трассе, выполненных в условиях отсутствия шероховатости и градиента давления,

обнаружил сильную зависимость числа Рейнольдса перехода от единичного числа Рейнольдса. Реда [4] исследовал зависимость числа Рейнольдса перехода от единичного числа Рейнольдса при постоянной поверхностной шероховатости (для конкретного материала в данном случае - графита марки СМТ) на наконечниках с радиусами от 1.02 см до 3.18 см с высотой поверхностной шероховатости 10 мкм. Данные приведены на рис.4. «Значение единичного числа Рейнольдса на границе пограничного слоя для перехода оказалось постоянным для режима, в котором число Рейнольдса перехода, построенное по параметрам на границе пограничного слоя и расстоянию вдоль образующей Res увеличивалось более, чем на порядок» [4]. Поттер в своих работах [46] и [47] по исследованию перехода в условиях свободного полета также отметил сильное влияние переход единичного числа Рейнольдса. Этот факт также перекликается с асимптотическим поведением Ree для моделей с малой шероховатостью. При меньших

|*_ [fW№

«г

1.Е+06

.М.Е+05

1.Е+04 4

пчп/СМ

И]

ЖСЛВпуск№1

О ЖСЛВпуск№2

т~\

1.Е+04

1.Е-Ю5 1.Б+06 1.Е-Ю7

[р_еи_е/ц_е1_тк,см"

1.Е+08

Рис. 4. Число Рейнольдса перехода как функция единичного числа Рейнольдса, данные Реда [4] и данные лётного эксперимента.

значениях параметра шероховатости граница перехода смещается в область течения, в котором доминирующими становятся другие влияния, такие как, например, число Маха на внешней границе пограничного слоя и турбулентность во внешнем потоке. При этом как данные Ладермана, так и

Диметриадеса указывают на асимптотическое поведение (выход на константу) значений числа Рейнольдса Reo, вычисленного по толщине потери импульса и параметрам на границе пограничного слоя в точке перехода при стремлении к нулю высоты поверхностной шероховатости в условиях постоянства параметров внешнего потока. Таким образом, Л. Диметриадесом в исследованиях по ламинарно-турбулентному переходу на гладких моделях в условиях относительно слабых фоновых возмущений потока продемонстрирован выход на постоянное максимальное значение числа Рейнольдса перехода Reo - 600.

Несмотря на то, что данные по ламинарно-турбулентному переходу в условиях полета немногочисленны, по совокупности результатов наземных и летных испытаний, рассмотренных в изученной литературе, можно сделать следующие выводы о влиянии различных факторов на явление перехода:

1. Наиболее изученным на сегодняшний день является ламинарно-турбулентный переход, который был рассчитан теоретически в рамках линейной теории устойчивости: ламинарное течение после перехода через определенную границу, а именно после достижения числом Рейнольдса критического значения, становится неустойчивым и переходит в турбулентное течение.

2. Эксперименты в аэродинамических трубах на скругленных моделях показали, что [45, 42], переход наступал при более числах Рейнольдса Re« = 200-300, которые на порядок ниже полученных в расчетах теории устойчивости, причем сразу по всей области сверхзвукового течения, то есть непосредственно за звуковой точкой на сферическом скруглешш. Явление большого различия между результатами линейной теории устойчивости и экспериментальными данными получило название [41] «парадокса затупленного тела». Явление «парадокса затупленного тела» также характеризуется тем, что переход режима течения в пограничном слое наступает непосредственно за звуковой точкой на сферическом скруглении, где наиболее сильно влияние шероховатости и достигает максимума

единичное число Рейнольдса по параметрам на границе пограничного слоя. Турбулизация пограничного слоя в звуковой точке подчинена физическому механизму, основой которого является порождение энергии турбулентности элементами шероховатости за счет процесса схода вихрей, вызывающих быстрый переход ламинарного режима течения в турбулентный при превышении некоторого критического значения числа Рейнольдса.

3. Результаты исследований на установках с малым уровнем возмущений или в экспериментах в свободном полете демонстрируют почти на порядок большие значения числа Рейнольдса перехода. Течение в этих случаях оставалось ламинарным при Reo = 600-700 аэродинамических трубах с низким уровнем фоновых возмущений [42-45]. Чем больше интенсивность фоновых возмущений, тем ниже число Рейнольдса перехода ( см. рис. 2 ).

4. В экспериментальных работах установлено, что микронеровности при к/5* < 0.3 ( где к — высота неровности, 5* = 1.721(v_cXfc/Ue)⁰'⁵ — толщина вытеснения в точке с координатой xt ) являются эффективным преобразователем фона в волны Тол мина- Шлихтннга, в то время как средние неровности к/8* - 1 являются не только эффективным преобразователем, но и мощным усилителем неустойчивых колебаний. В случае большой неровности на поверхности к > 3 интенсивность ее воздействия определяется размерами неровности и значительно превосходит уровни воздействий пульсаций набегающего потока. Однако, следует помнить, что неровность поверхности сама по себе не является генератором неустойчивых возмущений, как отмечено в работе [21], а лишь усилителем и преобразователем.

5. При малых значениях параметра шероховатости к/8* < 0.3 граница
перехода смещается в область течения, в котором доминирующими
становятся другие влияния, такие как, например, число Маха на внешней
границе пограничного слоя и фоновые возмущения во внешнем потоке. При
этом как данные Ладермана, так и Диметриадеса указывают на
асимптотическое поведение ( выход на константу) значений числа

Рейнольдса Ree = 600, вьічислєнеіого по толщине потери импульса и параметрам на фанице пофаничного слоя в точке перехода при стремлении к нулю высоты поверхностной шероховатости в условиях постоянства параметров внешнего потока. Эта величина в пять раз меньше значений, рассчитанных по линейной теории устойчивости, но в 2-3 раза больше, чем на шероховатых моделях в условиях наличия фоновых возмущений потока.

6. Реда подведен итог под исследованиями перехода на скругленных шероховатых моделях при высоте поверхностной шероховатости к/6 > 0.5. Реда введено понятие распределенной шероховатости поверхности и провел обобщение совокупности данных по шероховатым наконечникам собственных экспериментов на баллистических трассах и данных экспериментов в аэродинамических трубах других авторов [2-5, 11, 13-15] с целью получения критерия перехода для шероховатых наконечников. Реда получено, что переход происходит при некотором постоянном (критическом) значении числа Рейнольдса, построенного по высоте шероховатости поверхности k, Ret = [pkUtk/Hwhn = 160 = const. Диметриадес называет это явление «режимом преобладающего влияния шероховатости», так как переход характеризуется постоянством числа Рейнольдса, вычисленного по характеристикам шероховатости в соответствии с уравнением Ret = ptU_tk/uw = const, что подтверждается данными о влиянии шероховатости на переход [5,11,13,15].

6. Данные, представленные в обзоре литературы, далее проанализированы в сравнении с данными летного эксперимента ПШГЩ им. MB. Хруничева для проведения обобщений по исследованию турбулентно-ламинарного перехода на ракетах космического назначения в условиях малой шероховатости поверхности и сильных фоновых вибраций.

На рис. 2-4 приведены данные летного эксперимента ГКНГЩ им. М.В. Хруничева при выведении ракет-носителей для сравнительного анализа явления турбулентно-ламинарного перехода в летном эксперименте и выявления его особенностей.

Разброс чисел Рейнольдса перехода во второй группе экспериментальных данных, приведенных на рис. 2, между данными при запуске легких ракет ЛИИ им. М.М. Громова с головной частью в виде острого шероховатого конуса и выведении ракет-носителей среднего и тяжелого класса, представленных в настоящей работе, находится в пределах половины порядка. Числа Рейнольдса перехода для ракет-носителей в 2-4 раза меньше, чем для ракет ЛИИ.

Объяснить разброс значений чисел Рейнольдса перехода можно наличием более широкого спектра и интенсивности колебаний корпуса головной части ракет космического назначения при работе маршевых двигателей первой ступени по сравнению с вибрациями малых ракет ЛИИ. Сильное различие представленных на рис. 2 двух групп данных по «обратному» переходу - данных ЛИИ и ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, говорит о том, какое большое влияние на переход оказывает явление «парадокса затупленного тела», которое характеризуется более низкими числами Рейнольдса перехода, а также тем, что на затупленном теле ламинарно-турбулентный переход режима течения в пограничном слое наступает непосредственно за звуковой точкой на сферическом скруглении, где наиболее сильно влияние шероховатости и достигает максимума единичное число Рейнольдса по параметрам на границе пограничного слоя: для острого конуса аналогичное число Рейнольдса монотонно растет вдоль образующей. Несмотря на то, что в полете ракет-носителей происходит процесс изменения режима обтекания головной части с турбулентного на переходный и далее ламинарный, всегда точка растекания на сфере остается ламинарной в силу малости толщины пограничного слоя, и турбулизация потока происходит за точкой растекания потока на сфере вблизи звуковой точки. Поэтому переход на сфере головной части ракеты-носителя всегда является «прямым» ламинарно-турбулентным. После того как в полете прекращается процесс усиления вихреобразования на элементах шероховатости на сферическом скруглении, в соответствии с летными

данными примерно через 3-5 секунд ( см. главу I) имеет место полностью ламинарное обтекание всей головной части ( порядка 10 метров).

На рис. 3 приведены также данные летного эксперимента настоящей работы. Каждая из четырех точек представляет собой осредненное по нескольким измерительным точкам значение для одной ракеты-носителя, запущенной от одного до нескольких раз по одинаковой траектории, что и отражено в надписи на рисунке. По данным рис. 3 можно сделать вывод, о том, что в полете турбулентно-ламинарный переход режима течения в пограничном слое наступает при числах Рейнольдса Reo, на порядок меньших, чем в наземных экспериментах происходит ламинарно-турбулентный переход. Возможно существование гистерезиса в явлении перехода, связанное с неизученным механизмом «разглаживания» вихревых структур турбулентного потока. Сильные вибрации корпуса в полете при работе маршевых двигателей могут быть причиной сохранения турбулентных вихревых структур в потоке при более низких плотностях потока. Проводя аналогию между, данными наземных экспериментов и летными данными, можно предположить, что и при турбулентно-ламинарном переходе в условиях стремящейся к нулю высоты поверхностной шероховатости число Рейнольдса перехода достигает некоторого предельного значения. На рис. 3 показан результат интерполяции летных данных по аналогии с тенденциями в результатах наземных экспериментов. При этом предельное число Рейнольдса турбулентно-ламинарного перехода составляет Ree =200. Это значение можно считать максимальным значением числа Рейнольдса при турбулентно-ламинарном переходе в условиях сильных фоновых вибрациях на гладких головных частях.

На рис. 4 приведены данные Реда [4] в виде зависимости;: числа Рейнольдса перехода, построенного по параметрам на границе пограничного слоя и расстоянию вдоль образующей от единичного числа Рейнольдса в сравнении с данными, полученными при выведении ракет космического назначения. Данные летного эксперимента настоящей работы также

демонстрируют зависимость от единичного числа Рейнольдса. Однако, значения чисел Рейнольдса Res и единичного числа Рейнольдса ъ экспериментах Реда [4] на два порядка ниже, чем в данных летного эксперимента при выведении ракет космического назначения. Это связано с тем, что турбулентно-ламинарный переход в полете ракет космического назначения происходит на участке работы двигателей Г ступени, который сопровождается вибрациями с частотами более 10 кГц, они и являются мощным источником возмущений в пограничном слое, что значительно уменьшает число Рейнольдса перехода.

Таким образом, по результатам сравнительного анализа различных данных по изучеїшю явления турбулентно-ламинарного перехода на затупленных телах, представленных в рассмотренной литературе,можно сделать следующие выводы:

1. В .ракетной технике из рассматриваемых в литературе факторов, способствующих развитию неустойчивости ламинарного течения, наибольшее внимание следует уделить шероховатости поверхности головной части и вибрациям корпуса ракеты при работающих двигателях, которые можно рассматривать как дополнительный генератор неустойчивых возмущений в пограничном слое. В полетах ракет космического назначения шероховатость поверхности на головной части невелика к/5* < 0.3 и является лишь преобразователем сильных фоновых возмущений в пограничном слое, генератором которых являются вибрации корпуса при работе маршевых двигателей. Как отмечено в работе [16], неустойчивость пограничного слоя наиболее эффективно вызывается возмущениями с динами волн равна Х< 105 и с фазовой скоростью с = Ц/2. При этом частота возмущений составит со = 2лс/к = лііе/105. В полете ракет космического назначения частота со = 100 кГц, что находится внутри спектра вибрационных частот головных частей ракет. Этот фактор может привести к уменьшению значения критического числа Рейнольдса. По всей вероятности в полете ракет мы имеем дело с совершенно другим типом перехода при сверхзвуковых скоростях потока в

условиях сильных фоновых возмущений при работе маршевых двигателей при малой относительной высоте поверхностной шероховатости 10^_1...10"³. Вследствие этого числа Рейнольдса перехода оказываются на половину порядка ниже данных в аэродинамических трубах и на порядок ниже данных в свободном полете (см. рис. 2).

2. Проводя аналогию между данными наземных экспериментов и
летными данными, можно предположить, что и при турбулентно-ламинарном
переходе в условиях стремящейся к нулю высоты поверхностной
шероховатости число Рейнольдса перехода достигает некоторого
предельного значения. При этом предельное число Рейнольдса турбулентно-
ламинарного перехода для космических головных частей в условиях
фоновых возмущений при работе маршевых двигателей ракет может
составить Ree =200.

3. По результатам анализа литературы, посвященной
экспериментальному изучению явления перехода режима течения в
пограничном слое из ламинарного в турбулентный, можно сделать
следующее заключение о методическом подходе к решению этой задачи:
следует воспользоваться постулатом, выдвинутым еще Шлихтингом, о том,
что переход режима течения в пограничном слое происходит при
достижении в звуковой точке сферического скруглення на головной части
ракеты критического значения числа Рейнольдса. Исследование явления
перехода сводится при этом к решению двух задач:

- выбор метода построения критического числа Рейнольдса, по которому
происходит наилучшая корреляция различных экспериментальных данных
по переходу режима течения в пограничном слое;

- определение значения критического числа Рейнольдса, при котором
происходит переход режима течения в пограничном слое.

Для решения этих двух задач во второй главе диссертации применен подход, использованный Реда при обработке наземного эксперимента.

Конструкция калориметрического датчика для измерения аэродинамических тепловых потоков и способ расшифровки его показаний

Особенность постановки летного эксперимента по измерению аэродинамических тепловых потоков при выведении ракет космического назначения подразумевает монотонный характер изменения по траектории коэффициента теплообмена, и, как следствие, аэродинамических тепловых потоков ( ракеты «Рокот»и «Протон-М» ), что позволяет использовать в летном эксперименте датчик калориметрического типа. Его основным элементом является медный цилиндр (см. рис. 4-7 приложения І) с зачеканенной в него термопарой хромель-коппель, который подвешен внутри металлического корпуса на тонких металлических штифтах. Наконечник установочного штифта имеет коническую заостренную форму для уменьшения площади контшсга с целью сведения к минимуму утечек тепла от чувствительного элемента к корпусу. Утечки тепла от чувствительного элемента сильно зависят от реальной площади контакта установочных штифтов с медным чувствительным элементом для каждого экземпляра калориметра. Реально получившуюся при изготовлении площадь контакта установочного нгпгфта с чувствительным элементом для каждого экземпляра датчика невозможно проконтролировать. Для ее определения проводятся тарировочные испытания [72], которые будут описаны ниже. Между корпусом и чувствительным элементом существует контролируемый зазор не менее 0.3 мм на лицевой поверхности и 3 мм по основной площади боковой поверхности чувствительного элемента. Пространство между корпусом и чувствительным элементом заполнено прокладкой из малотеплопроводного легкого материала. Поскольку корпус датчика изготовлен из нержавеющей стали, а чувствительный элемент из меди, значительной разницы температур не предполагается, что также уменьшит утечки тепла от чувствительного элемента. Термопара устанавливается внутри чувствительного элемента, представляющего собой медный цилиндр, на расстоянии от его лицевой поверхности, относящейся ко всей длине цилиндра, как 2:5. Температура именно этого слоя является среднемассовой температурой чувствительного элемента, а ее производная по времени используется для восстановления аэродинамических тепловых потоков по показаниям датчика. При этом для удобства установки термопары чувствительный элемент выполняется из двух полуцилиндров. Лицевая поверхность корпуса и чувствительного элемента шлифуются с целью уменьшения степени черноты до величин прядка 0.08 -0.12. Степень черноты заносится в паспорт и измеряется за 10-14 дней перед стартом. Лицевая поверхность чувствительного элемента закрывается защитной крышкой, которая снимается за четыре дня до старта. Датчик устанавливается в конструкцию так, чтобы лицевая поверхность чувствительного элемента и корпуса было заподлицо с поверхностью конструкции или заподлицо с ТЗП на конструкции с точностью - 0.1. Такое требование к установке не допускает выступание корпуса датчика над обтекаемой воздухом поверхностью, следовательно, исключает наличие местных скачков уплотнения перед корпусом датчика, искажающих параметры набегающего потока.

Диаметр чувствительного элемента составляет 12 мм, диаметр корпуса датчика с внешней окантовкой составляет 42 мм, посадочный диаметр корпуса - 36 мм. Датчик имеет три модификаций, отличающихся высотой чувствительного элемента, которая зависит от интеграла поглощенного теплового потока. Высота чувствительного элемента выбиралась такой, чтобы показания термопары не превышали +200 С. Также модификации датчика учитывают особенности конструкции, в которую они устанавливаются. Высота корпуса выбиралась такой, чтобы обеспечить температуру посадочного места не более +150 С. Датчики для конических участков головных обтекателей с углом 30 и более имеют чувствительный элемент высотой 17.5 мм ( см. рис.4 приложения 1) и корпус высотой 31 мм, для конических участков головных обтекателей с углом от 30 до 10 имеют чувствительный элемент высотой 9 мм ( см. рис. 5 приложения 1) и корпус высотой 31 мм, и для цилиндрических проставок головных частей датчики имеют чувствительный элемент высотой 4 мм ( см. рис. 6-7 приложения 1 ) и составной корпус с минимальной высотой 12 мм.

Каждая модификация датчика проходила динамические испытания в сборе с соответствующим фрагмеїггом конструкции с целью отработать надежность крепления датчика. Также для каждого датчика проводились тарировочньге испытания.

Ввиду сложности конструкции калориметра, состоящего из 4 различных материалов, а также многослойности конструкции головного обтекателя, в который устанавливается калориметр, измерить утечки тепла в корпус невозможно.

Поэтому для точного определения аэродинамических тепловых потоков к лицевой тепловоспринимающей поверхности калориметра была разработана численная модель каждого экземпляра датчика в сборе с соответствующим фрагментом конструкции. Эта модель использовалась на этапе разработки датчика, когда в условиях полета в зависимости от уровня тепловых потоков требовалось определить оптимальные размеры зазоров, контактов и отдельных элементов конструкции датчика, а также подобрать материал оптимальных теплофизических свойств. Также с помощью численной модели датчика были определены толщины чувствительного элемента и размеры корпуса, обеспечивающие требования по температуре посадочного места в головном обтекателе. Для проведения этих расчетов использовалась программа разработки специалистов ГКНПЦ им. М.В. Хруничева ( авторы Фролов В.Н. и Корзина M.CJ. Численная модель учитывает переменные во времени условия внешнего теплового потока, излучение с лицевой поверхности корпуса и чувствительного элемента, тепловые связи элементов датчика с конструкцией и теплозащитой. Численный эксперимент, моделирующий набегающий аэродинамический тепловой поток при выведении, для конкретного места установки каждого экземпляра датчика, позволил предсказать ожидаемые температуры чувствительного элемента, корпуса датчика как в местах контакта с сотовой конструкцией головного обтекателя, так и на тепловое принимаю щей поверхности. Температура на лицевой тепло воспринимающей и нижней поверхности чувствительного элемента различается не более, чем на 0.5 градуса в процессе всего времени измерений в полете ( около 170 секунд от момента старта ракеты). Были рассчитаны также температуры поверхности теплозащиты, тепло вое принимающей поверхности корпуса и чувствительного элемента датчика. В качестве примеров на рис. 9 приложения 1 эти данные представлены для калориметра ТП1 с 9 мм

Выявление универсального критерия перехода по результатам летного эксперимента

Летный эксперимент по исследованию турбулентно-ламинарного перехода следует отнести к исследованиям явления перехода режима течения в пограничном слое со слабым влиянием поверхностной шероховатости, как показано на рис. 3 Введения. Однако, как отмечено в Главе 1, влияние шероховатости в окрестности звуковой точки играет решающую роль в формировании характера течения на всей головной части. Поэтому при разработке универсального критерия перехода не следует пренебрегать полностью шероховатостью реальных теплозащитных покрытий головных частей. По результатам летного эксперимента можно сделать предположение, что в полете процесс турбулентно-ламинарного перехода (ламиниризации пограничного слоя), начавшись на сферическом скруглении, наступает одновременно по всей длине головной части ( порядка 10) м. Поэтому критерий перехода на головной части не должен зависеть от местной эффективной длины, а может быть построен по более универсальным характеристикам, используемым при исследованиях на затупленных нак нечниках Реда.

Это предположение позволяет провести выбор критерия перехода, аналогично критериальному анализу Реда для ламинарно-турбулентного перехода, приведенному ниже.

В летном эксперименте на ракетах-носителях значение критерия Дерлинга составило 45, что примерно в 4 раза меньше данных обобщений Реда. Разброс в 3-5 раз значений критерия Дерлинга объясняется неодинаковостью условий экспериментальных отработок, наличием различных источников фоновых возмущений газового потока, а таюке меньшей высотой поверхностной шероховатости теплозащитных покрытий головных частей ракет космического назначения. На рис. П-14 данные летного эксперимента на ракетах космического назначения ПСШТЦ им.М.В. Хруничева представлены в виде 4 точек, каждая из которых соответствует группе данных по четырем различным траекториям и представляет собой среднестатистическое значение начала «обратного» турбулентно-ламинарного перехода, то есть перехода из турбулентного режима течения в переходный: - ракета ЖСЛВ пуск№ I —8 измерительных точек; - ракета ЖСЛВ пуск № 2 — б измерительных точек; - ракета «Рокот» пуски № 1-5- 34 измерительных точки; - ракета «Протон-М» пуски № 1-3 — 18 измерительных точек. На рис. 11-14 помимо основной прямой также представлены пунктиром прямые, представляющие среднеквадратичный разброс летных данных. Анализ четырех вариантов зависимостей на рис. 11-14, построенных по результатам летных экспериментов ГКНПЦ им. М.В. Хруничева в рамках концепции, предложенной в работе Реда, показал, что введение температуры поверхности в возмущающий параметр и в параметр перехода ухудшает корреляцию данных по различным ракетам и траекториям выведения. Это явно демонстрируют рис. 12 и 13. Также приводит к рассогласованию летных данных ГКНГТЦ им. М.В. Хруничева попытка учесть параметры потока в пограничном слое на высоте поверхностной шероховатости, как показано на рис. 10. Это связано с тем, что высота поверхностной шероховатости в момент начала перехода и далее составляет менее 1% от толщины пограничного слоя, и параметры воздуха на этой высоте практически совпадают с параметрами на поверхности конструкции. А как показали исследования, введение температуры поверхности в возмущающий параметр нецелесообразно.

Выводы по главе 2 Анализируя данные по изучению перехода рис. 11-14 как на сферически затупленных наконечниках можно сделать следующие выводы: 1. Наилучшая корреляция данных летного эксперимента на ракетах космического назначения получена (см.рис.14) при использовании зависимости (1), при этом критерием перехода является число Рейнольдса Re t =[/?е»Л///Лт7!= построенное по высоте поверхностной шероховатости и параметрам потока на границе пограничного слоя в звуковой точке, что очень близко к среднему значению, равному 20, по результатам статистической обработки летных данных. 2. При наземных и при летных экспериментах шероховатость поверхности в районе носка объекта является необходимым условием зарождения турбулентных вихрей и максимально проявляет себя в звуковой точке на сферическом скруглении, поэтому при построении критического числа Рейнольдса перехода следует пользоваться параметрами потока в звуковой точке; 3. Значение критического числа Рейнольдса перехода в сильной степени зависит от наличия возмущающих газовый поток факторов ( шумы, вибрации и т. д.); оказалось, что в полете переход из турбулентного режима течения в пограничном слое в переходный происходит при числах Рейнольдса, на порядок меньших, чем при переходе из ламинарного в турбулентный в аэродинамических трубах и на баллистических трассах. Причиной этого может служить наличие интенсивных вибраций корпуса ракеты при работающих маршевых двигателях первой ступени ракеты. Как отмечалось в выводах введения, фоновые возмущения потока в условиях совместного влияния шероховатости поверхности приводят к уменьшению критического значения числа Рейнольдса перехода.

Определение разбросов величины коэффициентов теплообмена для чисто турбулентного и ламинарного режима течения в пограничном слое

Разброс показаний датчиков аэродинамического теплового потока внутри каждой группы экспериментальных данных для чисто турбулентного и ламинарного режима течения в пограничном слое объясняется следующими факторами: 1) вариации плотности и температуры в нижних слоях атмосферы для различных широт могут привести к разбросу значений коэффициента теплообмена для турбулентного режима течения в пределах 23.6 %, для ламинарного режима течения - в пределах 40% ( см. рисунки приложения 5); 2) погрешность расшифровки датчиков составляет для датчиков по методу «тонкой стенки» и калориметров 3% и 5% соответственно( см. главу 1); 3) траекторные отклонения значении высоты могут привести к погрешности в значениях коэффициента теплообмена до 2.5 %, скорости-до 1%.

Анализ кривых среднеожидаемых, максимальных и минимальных коэффициентов теплообмена на рис. 15 и 16 показал, что разброс значений коэффициентов теплообмена составляет За =0.27 при турбулентном режиме течения в пограничном слое; разброс значений коэффициентов теплообмена составляет За =0.42 при ламинарном режиме течения в пограничном слое.

Помимо перечисленных выше факторов значительное влияние на разброс величин коэффициентов теплообмена имеет момент начала и конца перехода режима течения в пограничном слое на поверхности космической головной части из турбулентного в ламинарный.

В результате исследования, проведенного в главе 2, критерием для определения начала и конца переходной зоны принято число Рейнольдса, Reet = /ye//ie]m, построенное по параметрам на границе пограничного слоя в звуковой точке на носке и высоте поверхностной шероховатости. По результатам обработки 66 измерительных точек среднеожидаемое значение числа Рейнольдса Re начала перехода из турбулентного режима течения в ламинарный составило 20, конца перехода - 4. Разброс величины Reek составил 4.65. Среднеожидаемое, максимальное и минимальное значение коэффициента теплообмена определяется в зависимости от запаса от 1а до За отрезком прямой, соединяющей турбулентное значение при ReCk начала перехода и ламинарное значение при Re конца перехода. На рис. 20 приведены значения среднеожидаемых, максимальных и минимальных коэффициентов теплоотдачи с учетом три сигма для пусков ракеты «Рокот» и первого пуска ракеты ЖСЛВ в виде функции числа Рейнольдса по

эффективной температуре Teff. Разброс в телеметрических данных при турбулентном и ламинарном режиме течения включает флуктуации плотности и статической температуры в атмосфере. Разброс в переходной зоне увеличивается за счет явления перехода. Следует отметить, что найденное для расчета среднеожидаемого значения коэффициента теплообмена число Рейнольдса Reeff на дает корреляции различных траекторий по турбулентно-ламинарному переходу режима течения в пограничном слое. Поэтому графики для разных ракет в переходной зоне смещены относительно друг друга. 3.4. Особенности практического использования разработанной методики

Уточнение расчетов аэродинамических тепловых потоков влияет на выбор толщины теплозащитных покрытий в двух аспектах: толщина теплозащиты пропорциональна поглощенному ее поверхностью тепловому потоку; высокий уровень тепловых потоков прогревает поверхностный слой теплозащиты до температур, при которых начинается испарение и унос теплозащитного материала (440 С..530 С).Учет процесса уноса приводит к дополнительному увеличению толщины теплозащиты. Например, на космической головной части ракеты «Рокот», используемой при пусках отечественных спутников в 80-х годах, на цилиндрической проставке было нанесено теплозащитное покрытие толщиной 5 5 мм. В соответствии применяемым ранее способом учета явления турбулентно-ламинарного перехода в расчетах тепловых потоков температура на поверхности теплозащиты достигала 589 С, на унос теплозащиты закладывалось 1,5 мм. Оставшиеся 4 мм покрытия обеспечивали на силовой конструкции допустимую температуру 150 С. Если расчет тепловых потоков для этого пуска выполнить с учетом границ турбулентно-ламинарного перехода по предлагаемой в настоящей работе методике, то поверхности теплозащиты температура не превысит 436 С и

Особенности практического использования разработанной методики

При разработках новых головных обтекателей для ракет «Рокот» и «Протон-М» в 1997-1998 годах, когда впервые оказался критичным вопрос о весовой сводке, была предпринята попытка учесть турбулентно-ламинарный переход с использованием числа Рейнольдса Re0!]p = 5-10 , рассчитанного по определяющей температуре Эккерта и условной длине 10 м, что позволило примерно на 10% понизить поглощенный конструкцией тепловой поток. Однако, в результате исследования правильности применения данного критерия, проведенного в главах 1 и 2, оказалось, что универсальным по всем траекториям критерием для турбулентно-ламинарного перехода является число Рейнольдса Reek, что внесло коррективы в величину максимального теплового потока. Расчет максимального с учетом За аэродинамического теплового потока к цилиндрическим отсекам на основе предложенного метода, который согласуется с результатами данных летного эксперимента, позволило снизить максимальные тепловые потоки в общей сложности до 15%, что соответствует десяткам килограмм в весе теплозащиты.

Этот метод позволяет увязать максимальные и минимальные значения коэффициента теплообмена с требованиями к надежности выведения ракеты. Полученные максимальные и минимальные значения коэффициентов теплообмена необходимы для построения прогнозов показаний датчиков температуры конструкции и для расшифровки телеметрии. результате анализа данных летного эксперимента по измерению аэродинамических тепловых потоков при выведении ракет космического назначения предложен способ построения универсального критерия теплообмена для головных частей числа Нуссельта NUeff = Nu (Tctr), как функции эффективной температуры Teff 2. Разработана экспериментально-аналитическая методика, которая опирается на выполненный в Главе 2 критериальный анализ границ зоны турбулентно-ламинарного перехода режима течения в пограничном слое и содержит описание инженерного метода расчета среднеожидаемых значений коэффициента теплообмена при использовании предложенной автором эффективной температуры при чисто турбулентном и ламинарном режиме течения в пограничном слое на корпусе ракеты, а также флуктуации в пределах За. Получено что, значение разброса За =0.27, при чисто турбулентном и За =0.42 чисто ламинарном режиме течения в пограничном слое. По результатам обработки 66 измерительных точек среднеожидаемое значение числа РеЙнолъдса Reek начала перехода из турбулентного режима течения в ламинарный составило 20, конца перехода — 4. Разброс величины Resk составил 4.65. Среднеожидаемое, максимальное и минимальное значение коэффициента теплообмена определяется в зависимости от запаса от 1а до За. сигма отрезком прямой, соединяющей турбулентное значение при ReCb начала перехода и ламинарное значение при Re,. конца перехода. 3. Предложенный метод расчета коэффициентов теплообмена с использованием эффективной температуры Tefr в случае необходимости позволяет рассчитать максимальные и минимальные значения коэффициента теплообмена с любым запасом от 1а до За. Этот метод дает возможность снизить до 15% предельные значения коэффициентов теплообмена и, как следствие, массу теплозащиты в случае необходимости за счет изменения требования к надежности. Также полученные максимальные и минимальные значения коэффициентов теплообмена необходимы для построения прогнозов показаний датчиков температуры конструкции и для расшифровки телеметрии.

В итоге проведенных исследований получены перечисленные ниже основные результаты научного и практического характера. 1. Метод построения безразмерного критерия теплообмена числа Нуссельта Niieff на основе предложенной в диссертации эффективной температуры Тед-, которая лежит между крайними значениями температуры в пограничном слое, позволил сделать этот критерий универсальным для любых головных частей, выводимых по произвольным траекториям. 2. Критерий турбулентно-ламинарного перехода для затупленных головньгх частей число Рейнольдса Reet-fpeUek/UelrR const, который сформирован в результате проведенного в диссертации критериального анализа и универсальность которого подтверждена наилучшей корреляцией всех данных летного эксперимента по турбулентно-ламинарному переходу режима течения в пограничном слое, позволяет определить границы турбулентно-ламинарного перехода на поверхности космических головных частей. Среднеожидаемое значение числа Рейнольдса Reek начала перехода из турбулентного режима течения в ламинарный составляет 20. В условиях сильных фоновых возмущений потока при работе маршевых двигателей и совместного влияния шероховатости поверхности происходит уменьшение критического значения числа Рейнольдса перехода на порядок по сравнению с данными в аэродинамических трубах и в свободном полете. 3. Критерий турбулентно-ламинарного перехода для гладких головных частей в условиях стремящейся к нулю высоты поверхностной шероховатости число Рейнольдса Ree =200 позволяет проводить расчеты независимо от обработки поверхности. 4. Порядок и схема проведения летного эксперимента на ракетах космического назначения позволили измерить величины тепловых потоков по траектории полета, оценить разбросы величины коэффициента теплообмена вследствие флуктуации параметров атмосферы в пределах За = 0.27 при чисто турбулентном и За = 0.42 чисто ламинарном режиме течения в пограничном слое, а также определить границы турбулеЕггно перехода в условиях полета. 5. Экспериментально-аналитическая методика расчета тепловых потоков для цилиндрических поверхностей затупленных головных частей ракет космического назначения, основанная на результатах анализа данных летного эксперимента по измерению аэродинамических тепловых потоков и результатах критериального анализа условий начала и конца явления турбулентно-ламинарного перехода, позволяет уточнить на 15% по сравнению с известным методом расчета максимальные значения коэффициентов теплообмена и уменьшить вес теплозащиты на десятки килограммов.

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

Методика определения погрешности измерения температуры с помощью термопар в элементах конструкций из неметаллических функционально неразрушаемых материаловБоровкова Татьяна Владимровна

Экспериментально-аналитическая методика определения тепловых потоков на поверхности космических головных частей в полетеЮрченко Ирина Ивановна

Разработка методики определения аэродинамических характеристик рулевых поверхностей в закрученном потоке винтокольцевых устройств Неманов Иван Олегович

Методика определения обликовых характеристик электрических исполнительных устройств как подсистем контуров управления полетом высокоманевренных БПЛАСинявская, Юлия Адольфовна

Методика определения безопасности воздействия перегрузок "голова-таз" при катапультировании на больших скоростях полетаШибанов, Виктор Юрьевич

Разработка методики определения материальных потоков системы ТЭС-закрытая тепловая сетьЛяпин Александр Игоревич

Разработка методики определения параметров ремонтного потока кабелей 6-10 кВ крупного промышленного предприятия для повышения эффективности службы эксплуатацииЭндомбе Коссо Макс Гилен

Разработка методики определения аэродинамических характеристик дирижаблей в неравномерном потоке вязкого газаЧжоу Цзяньхуа

РАЗРАБОТКА И РЕАЛИЗАЦИЯ МЕТОДИКИ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ЖИДКОЙ ФАЗЫ ВЛАЖНО ПАРОВОГО ПОТОКА В ЭЛЕМЕНТАХ ПРОТОЧНЫХ ЧАСТЕЙ ТУРБОМАШИНТищенко Виктор Александрович

Методика определения энергетической эффективности электроприводов гелиоустановок с концентрацией потока лучистой энергииПшеннов Виктор Борисович