автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Экспериментально-аналитическая методика определения тепловых потоков на поверхности космических головных частей в полете

На правах рукописи

Юрченко Ирина Ивановна

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

Специальности: 05.07.02 - Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов;

05.07.07 - Контроль и испытания летательных аппаратов и их систем

Автореферат диссертации на соискание учёной степени кандидата технических наук

Москва - 2005

Работа выполнена в конструкторском бюро «Салют» Федерального государственного унитарного предприятия «Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева» (ФГУП «ГКНПЦ им. М.В. Хруничева).

Научный руководитель: кандидат технических наук, профессор

Карраск Владимир Константинович

Научный консультант- кандидат физико-математических наук, доцент Иванов Анатолий Васильевич.

Официальные оппоненты:

доктор технических наук Ребров Сергей Григорьевич (ФГУП «ИЦ им. М.В. Келдыша»);

кандидат физико-математических наук Думнов Геннадий Евгеньевич.

Ведущая организация: Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный

аэрогидродинамический институт им. профессора

Н.Е.Жуковского» (г. Жуковский, Московской области).

Защита состоится «_»_ 2005г. в_часов на

заседании диссертационного совета ДС 403.003.01 при Федеральном государственном унитарном предприятии «Государственный космический научно-производственный центр им. М. В. Хруничева» по адресу:, г. Юбилейный, Московской области, ул. Тихонравова, дом 27.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке КБ

«Салют» ФГУП «ГКНПЦ им. М.В. Хруничева».

Автореферат разослан «_»_2005г

Ученый секретарь диссертационного совета 403.003.01

доктор технических наук, профессор

Чаплинский

2906-4 _ 26704

114Ш7

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. 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 поверхности головных обтекателей малотеплопроводных теплозащитных покрытий. Ввиду сложностей расчетов аэродинамических тепловых потоков традиционно головные обтекатели ракет покрывались теплозащитными материалами с запасом в соответствии с практическим опытом.

При этом существовали различные методики расчета тепловых потоков. На рис. 1 приведено изменение во времени коэффициента теплообмена на цилиндрической части головного обтекателя в полетах ракеты «Рокот» в сравнении с рекомендациями НИИ. Их применимость требовала проверки, так как они опирались на данные измерений в наземных лабораториях, в которых изучалось явление «прямого» ламинарно-турбулентного перехода режима течения на моделях, в то время как для расчетов температурных режимов ракет важен момент начала «обратного» турбулентно-ламинарного перехода.

1000

Рис. 1. Типичная зависимость коэффициента теплообмена от времени полета. 5 юс. национальная .

библиотека \

Ошибка в учете этого явления может привести к занижению тепловых потоков, уменьшению теплозащиты, перегреву и разрушению несущей конструкции При этом 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 обеспечивалась надежность, но существовал избыток теплозащиты

Для минимизации веса конструкции при обеспечении необходимой теплозащиты требуется надежная методика определения аэродинамических тепловых потоков, содержащая алгоритм расчета среднеожидаемой величины коэффициента теплообмена и его дисперсии Величина аэродинамических тепловых потоков характеризуется большим (порядка 74%) разбросом, связанным с флуктуациями плотности и температуры в атмосфере и явлением турбулентно-ламинарного перехода в пограничном слое, сопровождающимся десятикратным уменьшением тепловых потоков Поскольку в наземных лабораториях воспроизводился и изучался «прямой» переход из ламинарного режима течения в турбулентный, то для исследования «обратного», турбулентно-ламинарного перехода необходим анализ летных испытаний.

Задача летного эксперимента, порядок и схема которого предложены в диссертации, заключалась в получении статистики величин тепловых потоков и определении моментов начала и конца перехода турбулентного режима течения на поверхностях космических головных частей различной геометрии, выводимых в широком спектре траекторий, в ламинарный.

Основой диссертационной работы является критериальный анализ, выполненный с целью выявления универсального критерия перехода и разработки методов определения режимов обтекания конструкции космических головных частей по траектории

Задача идентификации и синтеза универсального критерия аэродинамического теплообмена на головных частях ракет по результатам летного эксперимента является составной частью разработки методики расчета коэффициента теплообмена с учетом флуктуаций параметров атмосферы и явления турбулентно-ламинарного перехода Полученные результаты позволили не

только разработать методику расчета, но и сделать ряд обобщении по проблеме турбулентно-ламинарного перехода и вывести единый критерий перехода для космических головных частей - число Рейнольдса Reek = [реиек/цс]тк = const, построенное по параметрам на границе пограничного слоя в звуковой точке на сферическом скругление и высоте поверхностной шероховатости

Данные летных измерений получены при полетах ракет с радиусом сферического скругления головного обтекателя, различающимся в пределах порядка, и по существенно различающимся 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 Результаты обработки летного эксперимента легли в основу экспериментально-аналитической методики, представленной в настоящей диссертационной работе.

Цели и задачи диссертации. Целью проведенной работы является обеспечение необходимой надежности расчетов тепловых потоков к головным частям ракет космического назначения и оптимизация выбора теплозащиты.

Для достижения поставленной цели была решена научная задача разработки экспериментально-аналитической методики определения тепловых потоков к поверхности космических головных частей, опирающейся на универсальный критерий турбулентно-ламинарного перехода.

Для решения поставленной 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 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;

- 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;

- построить и обосновать универсальный для любой головной части и любой траектории критерий теплообмена N11^ -число Нуссельта, рассчитанное по выбранной Тсд, которая лежит где-то между крайними значениями, имеющимися в пограничном слое;

- разработать метод расчета среднеожидаемых величин и среднеквадратичных отклонений коэффициентов теплообмена по всей траектории полета ракет.

Объектом исследования является процесс теплообмена на поверхности космических головных частей в полете в плотных слоях атмосферы с учетом флуктуаций параметров атмосферы и явления турбулентно-ламинарного перехода режима течения на поверхности ракеты.

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

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. Вариации плотности и температуры воздуха при расчете коэффициентов теплообмена не учитывались в отраслевых методиках. Флуктуации параметров атмосферы, в соответствии с данными Российской модели атмосферы , приводят к разбросу до 25% при турбулентном, и до 40% при ламинарном течении, что подтверждается данными летных измерений. 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, приводящего к большим числам 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 показаний датчиков по сравнению с наклоном турбулентного течения Концом переходной области, то есть переходом от переходного к ламинарному режиму течения в пограничном слое считается точка излома жепериментальной кривой и приближения угла ее наклона наклоном расчетной ламинарной зависимости. Переход от турбулентного течения к переходному происходит примерно на 105-125 секунде полета и на 120-140 секунде к ламинарному.

Основные поло,кения, выносимые на защиту:

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

- критерий турбулентно-ламинарного перехода режима течения в пограничном слое на шероховатых космических головных частях - число Рейнольдса Reck = [peUek/|ie]TR = const на основе статистики летных измерений. Принцип выбора параметров, входящих в число Рейнольдса Reek;

- критерий турбу лентно-ламинарного перехода для гладких поверхностей Ree;

- схема и порядок организации летного эксперимента по определению границ турбулентно-ламинарного перехода и получению разбросов значений коэффициентов теплообмена в пределах За, способ расшифровки датчиков;

алгоритм расчета среднеожидаемых значений коэффициента теплообмена и среднеквадратичных отклонений его величины для цилиндрических элементов конструкции с учетом флуктуаций параметров атмосферы и турбулентно-ламинарного перехода режима течения

Математическую постановку проведенной

экспериментально-аналитической работы, которая постоянно пополняется новыми летными данными, можно выразить в виде последовательности операций по формуле

/=1 J-1 J=1 i=\

где n - признак режима течения в пограничном слое (турбулентный режим или ламинарный) является функцией критерия турбулентно-ламинарного перехода Reek и определяется следующей операцией

N,=[1, оо] - количество измерений для ьой траектории выведения, Ь=[4, оо] - количество разных траекторий выведения, Яеек = [реЧск/ц^та - число Рейнольдса по параметрам на границе пограничного слоя в звуковой точке на сферическом скруглении головного обтекателя и по высоте поверхностной шероховатости к, - предложенная автором эффективная температура, определяемая соотношениями: Те{Г = 0.36(ТГ-Т) + 0.81(Т„ +Т), еслиТеП <То, Те1Г = Т0, если Те«- > То,

где Тг - температура восстановления газового потока, Т0 -температура торможения газового потока.

Формализованная постановка задачи заключается в следующем' для каждой 1 -ой траектории было получено N1 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 Топр был проведен пересчет размерного коэффициента теплообмена в безразмерный - число Нуссельта Миопр Осуществлен поиск эффективной температуры Т^, при использовании которой рассчитанное значение числа Нуссельта N11^ совпадет со среднеожидаемым по результатам летных измерений В процессе исследования оказалось, что предложенная эффективная температура является универсальной для всех Ь траекторий. Для построения границ начала и конца турбуленшо-ламинарного перехода были проанализированы все измерения - сумма Н по Ь траекториям.

Новизна научных результатов диссертации заключается в том, что впервые задача турбулентно-ламинарного перехода

Г L

V

/

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 головных частей независимо от геометрии и траектории выведения, и все данные летного эксперимента наилучшим образом могут быть скоррелированы при использовании критерия Reek Для гладких головных частей было получено предельное среднеожидаемое значение числа Рейнольдса перехода Ree = [peUe0/He]TR = 200 - число Рейнольдса по параметрам на границе пограничного слоя в звуковой точке на сферическом скруглении головного обтекателя и по толщине потери импульса 6. Получен универсальный критерий теплообмена Niieff - число Нуссельта, рассчитанное по выбранной в диссертации эффективной температуре Teff.

К новым результатам следует отнести схему и порядок проведения летного эксперимента при выведении ракет космического назначения по измерению коэффициентов теплообмена при помощи калориметрических датчиков, способ их тарировки и расшифровки, обеспечивающий необходимую точность.

Научная значимость диссертационной работы заключается в формировании на основе статистики летных измерений универсального 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 Зст 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.

Публикации. Основное содержание диссертации опубликовано в двух статьях в научно-технических журналах [1, 16], в 10 статьях в Трудах научно-технических конференций [2-15] и в четырех научно-технических отчетах [2-5].

Достоверность результатов подтверждается статистикой летного эксперимента, сопоставимостью результатов исследования с данными других источников по экспериментам на затупленных наконечниках, обоснованностью выдвинутых гипотез и допущений

Апробация диссертации Основные положения диссертационной работы докладывались на НТС 8-го отделения ЦАГИ в декабре 2003 года, а также 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 конференции «Аэрокосмические технологии» памяти академика В.Н Челомея в НПО Машиностроения в мае 2004 году, и на Международной научно-технической конференции

«Фундаментальные проблемы высокоскоростных течений» (ЦАГИ, г.Жуковский) в сентябре 2004 года

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

II. ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность темы, сформулирована цель исследования, поставлена научная задача, определены методы исследования и представлен обзор данных различных авторов, который использован при анализе полученных экспериментальных данных

В первой главе диссертации «Постановка летного эксперимента по измерению аэродинамических тепловых потоков и его основные результаты» дано обоснование летного эксперимента и выведены положения о возможности получения универсального критерия турбулентно-ламинарного перехода.

Задачи летного эксперимента заключались в следующем: измерение распределения аэродинамических коэффициентов теплообмена по поверхности космической головной части в зависимости от параметров траектории полета;

- выявление факторов, определяющих момент начала и конца турбулентно-ламинарного перехода по траектории полета космической головной части на основе статистической обработки полученных зависимостей от времени коэффициентов теплообмена;

синтез универсального безразмерного критерия теплообмена по полученным среднеожидаемым значениям коэффициентов теплообмена;

- определение разбросов За величин коэффициентов теплообмена.

Проведение летного эксперимента по измерению тепловых потоков на ракетах космического назначения имеет специфику, связанную с обеспечением надежности и безопасности использования предназначенных для эксперимента датчиков. Поэтому были спроектированы и изготовлены новые датчики, выдерживающие весь спектр динамических нагрузок при выведении ракет и интенсивный разогрев конструкции. Измерения аэродинамических тепловых потоков проводятся датчиками калориметрического типа (головные обтекатели ракет «Рокот» и «Протон-М»), а также датчиками, основанными на методе «тонкой стенки» на ракете ЖСЛВ.

С целью получения распределения тепловых потоков по длине космической головной части датчики при пусках ракет «Рокот» и «Протон-М» устанавливались после каждого излома образующей, причем по два датчика в одинаковых условиях. Для минимизации влияния на тепловой поток локального падения давления установка каждой пары датчиков проводилась на расстоянии далее, чем половина размера каждой проставки, от излома образующей.

Оба типа используемых датчиков являются датчиками измерения температуры, поскольку датчиков непосредственного измерения аэродинамического теплового потока в условиях

выведения нет. Поэтому большое внимание в диссертационной работе было уделено тарировкам, способу расшифровки и оценке точности измерений

В результате проведения летного эксперимента по измерению коэффициента теплообмена на головных частях ракет космического назначения получены данные, которые можно объединить в 4 группы по параметрам траектории выведения и по геометрическим характеристикам:

1) пуски № 1-5 в по одной траектории ракеты «Рокот», имеющей головной обтекатель с радиусом скругления порядка долей метра - в 4-х сечениях по 2 датчика;

2) пуски № 1-2, 4 в по одной траектории ракеты «Протон-М», имеющей головной обтекатель с радиусом скругления порядка долей метра - в 3-х сечениях по 2 датчика;

3) пуск № 1 ракеты ЖСЛВ с радиусом скругления 1.2 м и радиусом цилиндрической части 1 7 м - 8 датчиков;

4) пуск № 2 ракеты ЖСЛВ с радиусом скругления 1.2 м и радиусом цилиндрической части 1.7м- 6 датчиков.

В качестве примера на рис. 2 приведены показания датчиков, полученные в виде зависимостей температуры чувствительного элемента датчика от времени полета ракеты «Рокот».

Несмотря на то, что в полете ракет-носителей происходит процесс изменения режима обтекания головной части в целом с турбулентного на переходный и далее ламинарный, всегда точка растекания на сфере остается ламинарной в силу малости толщины пограничного слоя. Поэтому переход на сфере головной части ракеты-носителя всегда является «прямым» ламинарно-турбулентным, что позволяет сравнивать летный эксперимент с любыми данными по ламинарно-турбулентному переходу Из обзора литературы следует, что наиболее изученным на сегодняшний день является ламинарно-турбулентный переход, который был рассчитан теоретически в рамках линейной теории устойчивости: ламинарное течение после достижения числом Рейнольдса критического значения, становится неустойчивым и переходит в турбулентное течение Исследования на затупленных моделях в наземных лабораториях из многих источников показали

90 100 ПО 120 130 140 150 160 170

Время от старта, сек

Рис. 2. Показания датчиков на цилиндрической проставке космической головной части ракеты «Рокот», что, переход наступал при на порядок меньших числах Рейнольдса, причем сразу по всей области сверхзвукового течения, то есть непосредственно за зв> ковой точкой на сферическом скруглении, где наиболее сильно влияние шероховатости и достигает максимума единичное число Рейнольдса по параметрам на границе пограничного слоя. Явление большого различия между результатами линейной лзории устойчивости пограничного слоя и экспериментальными данными получило название «парадокса затупленного тела». При этом основным физическим механизмом турбулизации является усиление фоновых возмущений потока (в условиях полета - вибраций при работе маршевых двигателей) элементами шероховатости Данные летных экспериментов по переходу режима течения в пограничном слое на поверхностях ракет крайне немногочисленны. В работе Скуратова А С (ЦАГИ) представлен, в частности, наиболее разнообразный перечень различных экспериментальных данных по переходу, но, к сожалению, на острых конусах Оказалось, что в России летные исследования «обратного» перехода проводились в ЛИИ им М.М. Громова в 60-е годы. Использовалась экспериментальная ракета, головная часть которой представляла собой острый шероховатый

конус с полууглом при вершине 7.5 ,

выводимая пороховым двигателем. Результаты по переходу из различных источников приведены на рис 3 в осях Ме и Ree (числа Маха и Рейнольдса по параметрам на границе пограничного слоя) можно разбить на две труппы по уровню фоновых возмущений газового потока.

I. Данные с низким уровнем фоновых возмущений:

1 - летные данные США на внешней подвеске F-15;

2 - летные данные США для конусов в свободном полете; 5- малошумная аэродинамическая труба НИЦ Ленгли;

9 - эксперименты Алымова В.Ф. на баллистической установке ФГУП «Центр Келдыша».

II. Данные с высоким уровнем возмущений потока:

3 - аэродинамические трубы США (проведено 586 измерений);

4 - аэродинамическая труба ЦАГИ;

6 - летные данные ЛИИ на острых конусах;

а также летные данные ГКНПЦ им М.В. Хруничева на космических головных частях ракет: 10- ЖСЛВ пуск № 1;

11 - «Рокот»;

12 - ЖСЛВ пуск № 2;

13 - «Протон-М».

Именно явлением «парадокса затупленного тела», которое характеризуется более низкими числами Рейнольдса перехода, можно объяснить сильное различие представленных на рис. 3 данных по «обратному» переходу: данных на острых конусах ЛИИ и затупленных головных частях ГКНПЦ им. М.В. Хруничева.

Также объяснить разброс значений чисел Рейнольдса перехода можно наличием широкого спектра и интенсивности колебаний корпуса головной части ракет космического назначения при работе маршевых двигателей первой ступени. Вследствие этого числа Рейнольдса перехода оказываются в 3-4 раза ниже данных в аэродинамических трубах и на порядок ниже данных в свободном полете.

Полет ракет происходит в условиях постоянного изменения параметров внешнего течения. Можно представить полет ракеты по траектории в виде последовательности квазистационарных временных интервалов, в пределах каждого считать постоянными параметры внешнего воздушного потока. Уменьшение плотности по траектории полета, и как следствие, уменьшение числа

Рейнольдса, приводит в конце концов к ситуации, когда в звуковой точке на скруглении происходит неполная турбулизация потока, а образуется переходная структура течения. Этот момент времени по траектории полета является началом турбулентно-ламинарного перехода на головной части. 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 имеет место полная ламиниризация течения на всей головной части (порядка 10 метров). Это наблюдение позволяет не только использовать все летные данные для статистического определения границ переходной зоны, но и провести сравнение летных данных по переходу с данными наземных экспериментов на скругленных моделях. Можно предположить, что критерий перехода на головной части не должен зависеть от эффективной длины, а может быть построен по более универсальным характеристикам, используемым при исследованиях на затупленных наконечниках Реда.

Рис. 3. Сравнение чисел Рейнольдса перехода на остром конусе с данными по переходу на головных частях ракет в полете.

Результаты летного эксперимента рассматривались в виде зависимостей размерного коэффициента теплообмена от различных чисел Рейнольдса: Reonp- построенного по определяющей температуре Эккерта, Re«, - построенного по параметрам набегающего потока, Reo - построенного по параметрам торможения за прямым скачком и радиусу скругления, Re3B -построенного по параметрам в звуковой точке на скруглении и по *

радиусу скругления, Reek, построенного по параметрам на границе пограничного слоя в звуковой точке сферического скругления г

головной части ракеты-носителя и по высоте поверхностной шероховатости. Оказалось, что момент начала переходной зоны, то есть смена турбулентного режима течения переходным, характеризуется по всем четырем группам летных данных одним и тем же значением Reek = 20. При этом значении Reek и число Рейнольдса Rcunp различается в 5 раз для различных траекторий, как показано на рис. 4. Наилучшая корреляция всех данных летного эксперимента по началу и концу турбулентно-ламинарного перехода режима течения в

Рис. 4. Расслоение значений числа Рейнольдса Кеопр для различных траекторий выведения в момент начала турбулентно-ламинарного перехода на космических головных частях различных ракет.

пограничном слое получается при использовании числа Рейнольдса Reek, построенного по параметрам на границе пограничного слоя в звуковой точке на носке и высоте поверхностной шероховатости, которая доя теплозащиты головных частей составляет 100 мкм. Критерий перехода- числа Рейнольдса Reek и его среднеожидаемое значение 20, были получены и в результате критериального анализа по методу Реда.

С целью выявления критерия перехода для гладких космических головных частей был проведен анализ влияния на ламинарно-турбуленгный переход поверхностной шероховатости. На рис. 5 представлены данные А Диметриадеса в горле сопла в сравнении с данными о переходе на затупленных телах Ладермана и эмпирической формулой Андерсона (PANT). Результаты измерений, приведенные на рис. 5, показывают, что при больших значениях параметра шероховатости кТ^ данные А. Диметриадеса

<9Г„

хорошо согласуются с данными других авторов. На рис 5 приведены также данные летного эксперимента настоящей работы. Каждая из четырех точек представляет собой осредненное по

Рис. 5. Сравнение данных настоящего исследования с данными для затупленных тел, полученными в гиперзвуковых аэродинамических трубах по программе PANT с данными на баллистических трассах Реда и исследованиями в горле сопла Деметриадеса.

нескольким измерительным точкам значение для одной ракеты-носителя, запущенной от одного до нескольких раз по одинаковой траектории, а пунктирные прямые соответствуют разбросу ±ст. По данным рис. 5 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. 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. Предельное значение числа Рейнольдса Ree по Диметриадесу, вычисленное по толщине потери импульса на теплоизолированной плоской пластине, установленной в рабочей части сопла при числе Маха, равном 3. оказалось равным 600. Предельное число Рейнольдса турбулентно ламинарного перехода в полетах ракет составляет Ree =200. Это ¡начете можно считать максимальным значением числа Рейнольдса при турбулентно-ламинарном переходе в условиях сильных фоновых вибрациях на гладких головных частях.

Во второй главе «Определение критерия турбулентно-ламинарного перехода режима течения на поверхности космических головных частей» проведено критериальное исследование границ турбулентно-ламинарного перехода в пограничном слое на поверхности космической головной части.

Исследование явления перехода сводится к решению двух

задач:

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

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

В работах Андерсона по программе PANT, Дерлинга, Ладермана, Ван-Дриста, Финсона, Реда количественное описание ламинарно-турбулентного перехода режима течения в пограничном слое на сферически скругленных моделях как в аэродинамических трубах, так и на баллистических трассах, применением способа

построения зависимости параметра перехода на основе числа Рейнольдса по параметрам на границе пограничного слоя в звуковой точке на сфере и по толщине потери импульса Ree от возмущающих факторов в виде функции

{параметрперехода} = А{возмущающШ фактор)", где А- есть критическое значение числа Рейнольдса. В случае, если удается получить значение числа п близким к 1, то после несложных преобразований получается некоторое постоянное значение числа Рейнольдса перехода

^перехода = {параметрперехода) ■ (возмущающгй фактор = А = const

Реда были рассмотрены следующие варианты таких зависимостей, которые представлены в виде.

формула Реда: Re„ = A{k/0\, (1)

формула PANT: Reö = A[kTwl6Te}n, (2)

формула Ван Дриста:

Г/Т. =1+0.9(TJT4 -1)+0.04Ш.2, (3)

формула Дерлинга: Re^ = A[pkukk/pauß\ (4)

При этом Реда по результатам наземных испытаний получено, что параметром перехода, обеспечивающим наилучшую корреляцию данных многих авторов, является критерий Дерлинга Reek = [реиек/це]та =160.

На рис. 6 данные летного эксперимента на ракетах космического назначения разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева представлены в виде четырех 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 № 1 - 8 измерительных точек;

- ракета ЖСЛВ пуск № 2 - 6 измерительных точек;

- ракета «Рокот» пуски № 1-5- 34 измерительных точки;

-ракета «Протон-М» пуски № 1-3 - 18 измерительных

точек.

Помимо основной прямой также представлены пунктиром прямые, представляющие среднеквадратичный разброс летных

данных. Анализ четырех вариантов зависимостей, построенных по результатам летных данных в рамках концепции, предложенной в работе Реда, показал, что наилучшая корреляция данных летного эксперимента на ракетах космического назначения получена при использовании зависимости (1). При этом критерием перехода является число Рейнольдса Леек=18, построенное по высоте поверхностной

- — ЯШ 3 в 3 — 3 =1 -»-ЖСЛВ пуск №1 -♦-ЖСЛВ пуск №2 Рокот - 5 пусков а Эксперимент Реда

ч - ЛЬ ■ —

ТСС ■

Е К 1

чч 'ч Б 1 "1 - Про- ГОН-] м-: 3 пус г « " 1 та 1

" ч 1 £ 1 ~1

гН ■м— — — — _ — - — ^Г^Ч — _ _ _ -

- — — - - — — — — — -

1_V, __ А V — й_

„10 'о. »4

» 1 N N ч ч

¡_ 1 Ч _ 1 ч Ч ч ч

01 1 ь/е 10

Рис. 6. Сравнение данных летного эксперимента с данными испытаний по баллистической трассс Реда.

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.

В третьей главе «Экспериментально-аналитическая методика расчета коэффициентов теплообмена на поверхности космических головных частей в плотных слоях атмосферы в условиях турбулентно-ламинарного перехода в пограничном слое» изложен метод расчета коэффициента теплообмена на космических головных частях в полете в плотных слоях атмосферы.

Коэффициент теплообмена а при выведении ракет космического назначения для конических и цилиндрических проставок головной части, согласно результатам В С. Авдуевского,

можно рассчитать по формулам для пластины в потоке с учетом выбора для каждой расчетной точки на поверхности головной части Хзфф - эффективной длины пластины в качестве характерного размера. В этих предположениях размерный коэффициент теплообмена для турбулентного режима течения в пограничном слое можно определить по формуле

Отурб = 0 0296 (Ке*)08Рг-°б7ц*ср/Хэфф, а для ламинарного режима течения в пограничном слое по формуле

<хЛам = 0.332 (Яе*)° 5Рг"° б7ц*Ср/ХЭфф, где Яе*= р*и Хэфф/ц*, причем р* и ц* являются функциями температуры. Иногда бывает удобно использовать также и безразмерный коэффициент теплообмена - число Нуссельта, определяемый для турбулентного режима течения в пограничном слое по формуле

N^ = 0.0296 (Яе*)0 8 Рг°33, а для ламинарного режима течения в пограничном слое по формуле №1лам = 0.332 (11е*) Рг033.

Среди известных способов расчета параметров сжимаемого пограничного слоя существует метод введения «эффективной» температуры. Основная идея этого метода состоит в том, что законы трения, полученные для несжимаемого течения, сохраняются и для сжимаемого течения, если только для плотности и коэффициента вязкости ввести их значения, соответствующие подходящим образом выбранной эффективной температуре Т* Исследователями были предприняты многочисленные попытки улучшить способ эффективной температуры путем выбора для Т* значения, лежащего между максимальным и минимальным значениями температуры внутри пограничного слоя. Эккерт предложил взять за эффективную температуру значение Топр в соответствии с формулой

Топр= 0.22( Тг - Т) + 0.5( 300 +Т).

Для определения среднеожидаемых значений коэффициента теплообмена по данным летных измерений были выделены 4 основных группы данных для наиболее простого случая аэродинамического теплообмена - теплообмена на цилиндрической поверхности космической головной части Для каждой из 4-х групп экспериментальных данных были определены средние, максимальные и минимальные с учетом Зет значения коэффициента теплообмена а. На рис 7 представлены

в качестве примера восстановленные по показаниям датчиков на цилиндрических поверхностях при пусках ракеты «Рокот» коэффициенты теплообмена а в зависимости от числа Рейнольдса Явек- Также на этих рисунках представлены кривые среднеожидаемых, максимальных и минимальных коэффициентов теплообмена а с учетом За, полученные по результатам летных измерений.

Для каждой траектории (группы экспериментальных данных) проведен подбор новой эффективной температуры Те^, при использовании которой число Нуссельта N1^ совпадет со среднеожидаемым, полученным из результатов летных измерений.

На рис. 8 кривые среднеожидаемых, максимальных и минимальных коэффициентов теплообмена представлены в безразмерных координатах как функции коэффициента

Рис. 7. Среднеожидаемые, минимальные и максимальные значения коэффициентов теплообмена в соответствии с разработанной методикой в сравнении со старым вариантом расчёта на примере ракеты «Рокот».

теплообмена - числа Нуссельта N11^ от числа Рейнольдса Яе^, построенного по местной эффективной длине пластины по В С. Авдуевскому и новой эффективной температуре при

использовании которой число Нуссельта N11^ совпадает со среднеожидаемым безразмерным коэффициентом теплообмена при чисто турбулентном и чисто ламинарном режиме течения в пограничном слое.

Оказалось, что среднеожидаемый безразмерный коэффициент теплообмена при чисто турбулентном и ламинарном режиме течения в пограничном слое может быть хорошо приближен для всех групп экспериментальных данных при использовании эффектавной температуры в соответствии с формулами:

Тей- = 0.36( Тг - Т ) + 0.81( Ти +Т), если ТеГГ < Т0, Тей-= То, если Тс[{ > То,

где Тг - температура восстановления газового потока, Т0 -температура торможения. Универсальность критерия N11^ наглядно продемонстрирована на рис 8, где приведены графики

1 Е+05

1 Е+04

1.Е+03

4з

=г

1 Е+02

1.Е+01 1.

Рис. 8. Значения среднеожидаемых, максимальных и минимальных коэффициентов теплоотдачи с учетом три сигма числа Нуссельта N11,^ в для пуска X® 1ракеты ЖСЛВ и пяти пусков ракеты «Рокот» с учетом границ перехода*в зависимости от числа Рейнольдса Re.fr.

Е+03 1 Е+04 1.Е+05 1.Е+06 1 Е+07

Niieff = Niieff (Тей) для ракеты ЖСЛВ пуск №1 и пяти пусков ракеты «Рокот».

Разброс показаний датчиков аэродинамического теплового потока внутри каждой группы экспериментальных данных для чисто турбулентного и ламинарного режима течения в пограничном слое объясняется следующими факторами:

вариациями плотности и температуры в плотных слоях атмосферы для различных широт, которые могут привести к разбросу значений коэффициента теплообмена для турбулентного режима течения в пределах 23.6 %, для ламинарного режима течения - 40% ;

погрешностями расшифровки датчиков до 3% и 5% для датчиков по методу «тонкой стенки» и калориметров соответственно;

траекторными отклонениями значений высоты могут привести к погрешности в значениях коэффициента теплообмена до 2.5 %, скорости - 1%.

Анализ кривых среднеожидаемых, максимальных и минимальных коэффициентов теплообмена показал, что разброс значений коэффициентов теплообмена составляет За =0.27, значение а составит 0 09 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 из турбулентного в ламинарный.

В результате исследования, проведенного во второй главе, критерием для определения начала и конца переходной зоны принято число Рейнольдса, Reek = [PeUek/|ijTR, которое построено 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 Reek начала перехода из турбулентного режима течения в ламинарный составило 20, конца перехода - 4.

Разброс величины составил 4 65 Среднеожидаемое, максимальное и минимальное значение коэффициента теплообмена определяется в зависимости от запаса от о до 3 о отрезком прямой,

соединяющей турбулентное значение при Reek начала перехода и ламинарное значение при Reek конца перехода.

На рис. 8 приведены значения среднеожидаемых, максимальных и минимальных коэффициентов теплоотдачи с учетом 3 о для пусков ракеты «Рокот» и первого пуска ракеты ЖСЛВ в виде функции числа Рейнольдса по эффективной температуре Tefi\ 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 не 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.

В третьей главе диссертации рассмотрены также вопросы практического применения разработанного метода

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 5мм. В соответствии с применяемым ранее способом учета явления турбулентно-ламинарного перехода в расчетах тепловых потоков температура на поверхности теплозащита 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 на

поверхности теплозащиты температура не превысит 436° С и явление уноса теплозащитного материала можно не учитывать Это экономит 1 5 мм теплозащиты, и с учетом уточненных тепловых потоков толщина необходимой теплозащиты составит 3 м\т

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 Reonp = 5-105, 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 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.

В заключении приведены основные результаты научного и практического характера.

1. Метод построения безразмерного критерия теплообмена числа Нуссельта Nu^r на основе предложенной в диссертации эффективной температуры Tcff, 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 головных частей число Рейнольдса Reek = [PeUek/^JiR = const, который сформирован в результате проведенного в диссертации критериального анализа, универсальность которого подтверждена наилучшей корреляцией всех данных летного эксперимента по турбулентно-ламинарному переходу режима течения в пограничном слое, позволяет определить границы турбулентно-ламинарного перехода для 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 Reg =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 флуктуаций 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 турбулентно 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

Основные работы, отражающие содержание диссертации:

1 Ибраева И И (Юрченко) Исследовние границ начала и конца турбулентно-ламинарного перехода в пограничном слое в летном эксперименте при выведении ракет космического назначения. Ученые записки ЦАГИ. Том XXXVI. №1-2. 2005.

2 Ибраева И И, Каракотин И.Н., Петроковский С.А. Результаты сравнения данных расчета и телеметрического контроля аэродинамических тепловых потоков к поверхности головного обтекателя по траектории выведения ракеты «Рокот» с

имитаторами КА «Иридиум» Техническая справка, № 14С19-1153-2002-446. 2002.

3 Ибраева И.И., Каракотин И.Н., Петроковский С.А. Результаты сравнения данных расчета и телеметрического контроля аэродинамических тепловых потоков к поверхности головного обтекателя по траектории выведения ракеты «Рокот» с имитаторами КА «Иридиум», КА «Иридиум» и КА «Грейс». Техническая справка. № 14С19-1153-2002-446 Дополнение 1. 2002.

4. Владимиров А.В., Ибраева ИИ, Каракотин И.Н., Киселев Л.Н., Кудинов А С Прогноз показаний датчиков температуры конструкции на блоке ЗЛ12КРБ при пуске РН С8ЬУ-Р01. Технический отчет № 12КРБ-1153-2004-470-ТО. 2004.

5 Владимиров А В., Ибраева И.И., Каракотан И.Н., Киселев Л Н, Кудинов А С. Анализ телеметрии с датчиков температуры конструкции на разгонном блоке ЗЛ12КРБ при пуске РН С8ЬУ-Р01. Технический отчет № 12КРБ-1153-2004-477-ТО. 2004.

6. Ибраева И И Исследование границ начала и конца перехода в пограничном слое на конических и цилиндрических элементах конструкции на основе анализа ЛКИ Труды Гагаринских чтений. 2002.

7 Ибраева И И Исследование границ начала и конца перехода в пограничном слое на конических и цилиндрических элементах конструкции на основе анализа ЛКИ Труды XVI конференции молодых ученых и специалистов в РКК «Энергия». 2002.

8. Ибраева ИИ Исследование границ начала и конца перехода в пограничном слое на конических и цилиндрических элементах конструкции на основе анализа данных летного эксперимента при выведении РКН «Рокот» и РН ЖСЛВ Труды Научных чтений по авиации, посвященных памяти Н Е. Жуковского. 2003.

9. Ибраева И.И. Определение границ перехода в пограничном слое на конических и цилиндрических элементах конструкции на основе анализа данных летного эксперимента при выведении РКН «Рокот» и РН ЖСЛВ Сборник тезисов 2-ой международной научной конференции «Ракетно-космическая техника: фундаментальные и прикладные проблемы» 2003

10. Ибраева ИИ. Исследование границ начала и конца перехода в пограничном слое на конических и цилиндрических элементах конструкции на основе анализа данных летного эксперимента при выведении ракет-носителей Сборник тезисов Международной научно-технической конференции «Фундаментальные проблемы высокоскоростных течений». г.Жуковский. 2004 215с

11. Ибраева И И. Исследование границ начала и конца перехода в пограничном слое на конических и цилиндрических элементах конструкции на основе анализа данных летного эксперимента при выведении ракет «Рокот» и вБЬУ Сборник статей второй научно-практической конференции молодых ученых и специалистов «Исследования и перспективные разработки в авиационной в авиационной промышленности». 2004 165-170с

12. Ибраева ИИ Определение границ перехода в пограничном слое на конических и цилиндрических элементах конструкции на основе анализа данных летного эксперимента при выведении РКН «Рокот» и РН «ЖСЛВ» Труды XXVIII академических чтений по космонавтике 2004 237с.

13 Ибраева ИИ Исследование границ начала и конца перехода в пограничном слое на конических и цилиндрических элементах конструкции на основе анализа данных летного эксперимента при выведении ракет «Рокот» и СБЬУ. Труды Третьей научно-технической конференции «Перспективы использования новых технологий и научно-технических решений в изделиях ракетно-космической техники разработки ГКНПЦ им М В Хруничева» 2003

14 Ибраева И И Исследование границ начала и конца перехода в пограничном слое на конических и цилиндрических элементах конструкции на основе анализа данных летного эксперимента при выведении ракет «Рокот» и индийской ракеты ЖСЛВ. Сборник тезисов Первой международной научно-технической конференции «Аэрокосмические технологии» 2004 264-265с

15 Ибраева И И Исследование границ начала и конца перехода в пограничном слое на конических и цилиндрических элементах конструкции на основе анализа данных летного эксперимента при выведении ракет «Рокот» и ЖСЛВ Сборник тезисов докладов XXX Гагаринских чтений 2004

16. Юрченко И И. Исследование турбулентно-ламинарного перехода в пограничном слое в летном эксперименте при выведении ракет космического назначения. Двойные технологии. № 3. 2005.

3±

»24340

РНБ Русский фонд

2006-4 26704

Введение.

Глава 1. Постановка летного эксперимента по измерению аэродинамических тепловых потоков и 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 «тонкой стенки», и способ расшифровки его показаний.

1.4. Основные результаты.

Выводы по главе 1.

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

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

2.2. Выявление универсального критерия перехода по результатам летного эксперимента.

Выводы по главе 2.

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.

3.1. Выбор эффективной температуры Teff на основе результатов летного эксперимента для расчета среднеожидаемой 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 слое. ф- 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.

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 поверхности 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 флуктуациях. 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

100 s н CQ 10 1

0.1

50 60 70 80 90 100 110 120 130 140

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 Старый вариант Ь— ТП7-пуск №2 ТП8-пуск №2 ТП7-пуск №3 ТП8-пуск №3 ТП7-пуск №1 алам

ТП7-пуск №4 ТП8-пуск №4 ТП7 пуск №5 ТП8 пуск №5 а+За •а-За

- Рекомендации НИИ 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 «Протон-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 скругления головного обтекателя, различающимся в пределах порядка, и по существенно различающимся по теплонапряженности 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 Ту/, так как определяется формулой: q = а( Tr - Tw) где Тг — температура восстановления газового потока в случае ламинарного

Г\ с л пограничного слоя: Tr = Т + (РгГ U /2ср, и в случае турбулентного пограничного слоя: Tr = Т + (Рг) ' U /2ср, где Рг - число Прандтля, U -скорость воздуха, Т- статическая температура воздуха, ср - 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 и до 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 ГКНГГЦ им. М.В. Хруничева и адаптированных под специфические условия полета;

- провести статистический анализ обширных данных летного 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 Nueff — 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 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.

Основные положения, выносимые на защиту:

- метод расчета эффективной температуры TeQ- 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 Reek = [pcUck/jue]TR = 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 среднеожидаемых значений коэффициента теплообмена и среднеквадратичных отклонений его величины с учетом флуктуаций 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

1 7=1 J=1 i=l где п - признак режима течения в пограничном слое: турбулентный режим или ламинарный, является функцией критерия турбулентно-ламинарного перехода Reek и определяется следующей операцией r t n = f m

Ni=[l, oo] — количество измерений для i-ой траектории выведения, L=[4, oo] - количество разных траекторий выведения,

Reek = [реиек/Це]tr - число Рейнольдса по параметрам на границе пограничного слоя в звуковой точке на сферическом скруглении головного обтекателя и по высоте поверхностной шероховатости к,

Teff — предложенная автором эффективная температура, описываемая формулами:

Trfr = 0.36( Тг - Т ) + 0.81 ( Tw +Т), если Teff < Т0,

Tetr = То, еСЛИТе1Г>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; из*мерений, 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 Тоир был проведен пересчет размерного коэффициента теплообмена в безразмерный — число Нуссельта Niionp. Осуществлен поиск эффективной температуры Teir, при использовании которой рассчитанное значение числа Нуссельта Nuetr 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 головных частей независимо от геометрии и траектории выведения. Оказалось, что все данные летного эксперимента по переходу наилучшим образом могут быть ^ скоррелированы при использовании критерия Reefc. Для гладких головных частей было получено предельное среднеожидаемое значение числа Рейнольдса перехода Reo = [реис0/р.е]п1 — 200 - число Рейнольдса по параметрам на границе пограничного слоя в звуковой точке на сферическом скруглении головного обтекателя и по толщине потери импульса 0. Получен универсальный критерий теплообмена Nucfr — число Нуссельта, рассчитанное по выбранной в диссертации эффективной температуре Tetr.

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 Зс 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 также 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 конференции «Аэрокосмические технологии» памяти академика 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.

Выводы по главе 3

1. В 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^r (Tetr), 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 флуктуаций в I пределах Зет. 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 Рейнольдса Reek начала перехода из турбулентного режима течения в ламинарный составило 20, конца перехода - 4. Разброс величины Regt составил 4.65. Среднеожидаемое, максимальное и минимальное значение коэффициента теплообмена определяется в зависимости от запаса от la до За. сигма отрезком прямой, соединяющей турбулентное значение при ReCk начала перехода и ламинарное значение при Reek конца перехода.

3. Предложенный метод расчета коэффициентов теплообмена с использованием эффективной температуры Тс1т в случае необходимости позволяет рассчитать максимальные и минимальные значения коэффициента теплообмена с любым запасом от la 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.

Заключение

В итоге проведенных исследований получены перечисленные ниже основные результаты научного и практического характера.

1. Метод построения безразмерного критерия теплообмена числа Нуссельта Niietr на основе предложенной в диссертации эффективной температуры Teir, 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 головных частей число Рейнольдса Reek=[peUek/pe]TR=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 Reo =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 флуктуаций 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 турбулентно 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.

1. Laderman A.J. Effect of Surface Roughness on Blunt Body Boundary -Layer Transition. J. Spacecraft. Vol.14. No4. April 1977. 253-255p.

2. Reda D.C., Leverance R. Boundary-layer Transition Experiments on Pre-Ablated Graphite Nosetips in a Hyperballistics Range. AIAA PAPER. N0.76-356. См. также: Ракетная техника и космонавтика, т.15. №3. 1977. 22-24р.

3. Reda Д.К. Корреляция данных по переходу пограничного слоя на поверхности наконечника при испытаниях на баллистической трассе. Ракетная техника и космонавтика, т. 19. №4. "апрель 1981.

4. Diriing R.B. Asymmetric Nose tip Shape Change During Atmospheric Entry. AIAA PAPER. N0.77-779.1977.

5. Скуратов A.C., Федоров A.B. Ламинарно-турбулентный переход пограничного слоя за неровностью на линии растекания скользящего цилиндра в сверхзвуковом потоке. Механика жидкости и газа. № 6. 1991.

6. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М: Наука. 1969.

7. Авдуевский B.C. и др. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике. М: Машиностроение. 1975. 404-408с.

8. Авдуевский B.C., Землянский Б.А. Руководство для конструкторов. Том I. Методы расчета теплообмена на поверхности летательных аппаратов при двумерном и пространственном обтекании. ГОНТИ№ 1. 1985.

9. ГОСТ 24631-81. Атмосферы справочные параметры. Издание официальное. М. 1981.

10. Smith А.М.О., Clutter D.W. The Smallest Height of Roughness Capable of Affecting Boundary-layer Transition. Journal of the Aero/Space Sciences. April 1959. 229-245p.

11. Эккерт Э.Р., Дрейк P.M. Теория тепло-массообмена. M. — JI.: Госэнергоиздат. 1961. 680с.

12. Anderson A.D. Passive Nosetip Technology ( PANT) Program, Interim Report. Volume X. Appendix A: Boundary Layer Transition on Nosetips with Rough Surfaces. SAMSO-TR-74-86. Jan. 1975.

13. Van Driest E.R. and Blumer C.D. Boundary-layer Transition at Supersonic Speeds: Roughness Effects with Heat Transfer. AIAA Journal. Vol. 5. p. 603-607. April 1968. См. также: Ракетная техника и космонавтика, т.6. №4. 1968. 33-39 с.

14. Finson M.L. An Analyses of Nosetip Boundary Layer Transition Data. AFOSR-TR-76-1106. Aug. 1976.

15. Жигулев B.H., Тумин A.M. Возникновение турбулентности Новосибирск: Наука. 1987.

16. Van Driest E.R., Blumer C.B. Boundaiy-layer transition at supersonic speeds- three dimensional roughness effects ( spheres ). J. Aerospace Sci. V.29. No.8. 1962. 909-916p.

17. Potter J.I., Whitfield J.D. J. Fluid Mech. Effects of slight nose bluntness and roughness on boundary- layer transition in supersonic flow. V.12. 1962. 501535 p.

18. Скуратов A.C., Федоров A.B. Экспериментальное исследование ламинарно-турбулентного перехода за трехмерной неровностью в пограничном слое на остром конусе. Изв. АН СССР. МЖГ. №4. 1990. 60-66с.

19. Скуратов А.С., Федоров А.В. Ламинарно-турбулентный переход пограничного слоя за неровностью на линии растекания скользящего цилиндра в сверхзвуковом потоке. Изв. АН СССР.МЖГ. № 6. 1991. 28-35с.

20. Скуратов А.С., Федоров А.В., Плоцкий А.И. Влияние неровностей обтекаемой поверхности на ламинарно-турбулентный переход пограничного слоя, Обзоры, переводы, рефераты ЦАГИ.обзор № 725.1992.

21. Tani I. Effect of two-dimensional and isolated roughness of laminar flow.- In: Boundary Layer and Flow Control. Vol.2. 1961. 637-656 p.

22. Von Doenhoff A. E., Braslow A.L. The effect of distributed surface roughness on laminar flow. In: Boundary Layer and Flow Control. Vol.2. 1961.

23. Braslow A.L. A review of factors affecting boundary-layer transition.-NASA TN D-3384. 1966. 27p.

24. Morcovin M.V. Instability, transition to turbulence and predictability. -In: AGARD AG-236. 1978. 33p.

25. Tani I. Some thoughts on boundary layer transition. In: Laminar Turbulent Transition. ( IUTAM Symp. Stuttgart/Germany). 1979. 264-276p.

26. Klebanoff P.S., Tidstrom R.D. Mechanism by with a two-dimensional roughness element induces boundary-layer transition. Phys. of Fluids, vol.15. 1972. 1173-1188 p.

27. Tani I., Sato H. Boundary layer transition by roughness element. J.Phys. Soc. Japan. No 11. 1972. 1284p.

28. Dryden H.L. Review of published data on the effect of roughness on transition from laminar to turbulent flow. J. Aeronautical Sci. vol.20. 1972. 477p.

29. Poll D.I.A. Three-dimensional boundary-layer transition via the mechanisms of "attachment line contamination" and cross flow instability. Proc. IUTAM Symp. On Laminar-Turbulent Transition, Stuttgart (Germany ): Springer-Verlag. 1979. 252-262 p.

30. Poll D.I.A. Boundaiy-layer transition on the wind-ward face of Space Shuttle during reentry. AALA Paper. No 85-0899. См. также: Аэрокосмическая техника. №8. 1987. 5-14с.

31. Гапонов С.А., Маслов А.А. Развитие возмущений в сжимаемых потоках, Новосибирск: Наука. 1980.144с.

32. Шлихтинг Г. Возникновение турбулентности. М.: Изд-во иностр. Лит. 1962.

33. Бэтт Р.Г. Легнер Г.Л. Обзор результатов исследования воздействия шероховатости поверхности на переход пограничного слоя на наконечниках. Аэрокосмическая техника, т.1. № 10. 1983. 3-24с.

34. Реда Д.К. Экспериментальное исследование перехода в ^ пограничном слое на острых тонких конусах в сверхзвуковом полете.

35. Ракетная техника и космонавтика, т. 17. №8. 1979. 6-17с.

36. Диметриадес А. Влияние шероховатости на переход пограничного слоя в горле сопла. Ракетная техника и космонавтика, т. 19. №4. 1981. 33-42с.

37. Решотко Е., Программа исследования перехода. Ракетная техника и космонавтика, т.13. № 3. 1975. 8-13с.

38. Харвей В.Д., Стенбек П.С., Андерс Ж.Б., Кэри А.М. Исследование возмущений в истекающем потоке и перехода пограничного слоя на стенках сопла с числом Маха 5. Ракетная техника и космонавтика, т. 13. №3. 1975. 70-79с.

39. Laderman A.J. Effect of Wall Temperature on Turbulent Supersonic Boundary Layer. J. Spacecraft. Vol.16. No 7. July 1978.723-729 p.

40. Широков H.H, Поскачеев Ю.Д., Юделович М.Я., Алымов В.Ф. Экспериментальное исследование перехода пограничного слоя на конических и сферических моделях, свободно летящих по баллистической трассе, НТО ИЦ им. М.В. Келдыша. № 013544. 1980.

41. Merkle C.L. Stability and Transition in Boundary Layer on Reentry Vehicles Nosetips. AFOSR TR 76-1107.1976.

42. Stetson K.F. Boundary Layer Transition on Blunt Bodies with Highly Cooled Boundary Layer. J.A.S vol.27. No2. I960.

43. Widhopf J.F., Hall R., Transition and Turbulent Heat Transfer Measurements on a blunt conical Nosetips. AAIA Paper 72-212. 1972.

44. Deveikis W.D., Walkner R.W., Local Aerodynamic Heat Transfer and Boundary Layer Transition. US NASA TN D-907.1961.

45. Dunlap R., Kultlie A.M. Effect of Cooling on Boundary Layer Transition on a Hemisphere in a Simulated Hypersonic Flow. J.A.S. vol.29. No 12. 1962.

46. Поттер Ж.И. Исследование влияния давления окружающей среды на переход пограничного слоя. Ракетная техника и космонавтика, т.8. №10. 1968.

47. Поттер Ж.И. Переход пограничного слоя на конусах, летящих со сверхзвуковыми скоростями. Ракетная техника и космонавтика, т.17. №8. 1975.

48. Laufer J. Aerodynamic Noise and Supersonic Wind Tunnel. J.A.S. vol.28. No 9. 1961.

49. Пейт, Шуллер. Влияние излучения аэродинамического шума на переход пограничного слоя в сверхзвуковых и гиперзвуковыхаэродинамических трубах. Ракетная техника и космонавтика, т.7. № 3. 1969.

50. Buglia J.J. Heat Transfer and Boundary Layer Transition on a Highly Polished Hemisphere-Cone in Free Flight at Mach Number up to 3,14. US NASA TND-955. 1961.

51. Колина Н.П. Влияние ступенчатого изменения температуры поверхности на теплообмен при ламинарном течении в пограничном слое. Труды ЦАГИ. Вып 1315. 1971.

52. Землянский Б.А., Маринин В.П. К теории калориметра на проницаемой поверхности. Механика жидкости и газа. №5, 1974.

53. Ибраева И.И. (Юрченко) Исследовние границ начала и конца турбулентно-ламинарного перехода в пограничном слое в летном эксперименте при выведении ракет космического назначения. Ученые записки ЦАГИ. Том XXXVI. №1-2. 2005.

54. Владимиров А.В., Ибраева И.И., Каракотин И.Н., Киселев Л.Н., Кудинов А.С. Прогноз показаний датчиков температуры конструкции на блоке ЗЛ12КРБ при пуске РН GSLV-F01. Технический отчет № 12КРБ-1153-2004-470-ТО. 2004. Л2.о.

55. Владимиров А.В., Ибраева И.И., Каракотин И.Н., Киселев Л.Н., Кудинов А.С. Анализ телеметрии с датчиков температуры конструкции на разгонном блоке ЗЛ12КРБ при пуске РН GSLV-F01. Технический отчет № 12КРБ-1153-2004-477-ТО. 2004.14с.

56. Ибраева И.И. Исследование границ начала и конца перехода в пограничном слое на конических и цилиндрических элементах конструкции на основе анализа ЛКИ. Труды Гагаринских чтений. 2002. -568 с.

57. Ибраева И.И. Исследование границ начала и конца перехода в пограничном слое на конических и цилиндрических элементах конструкции на основе анализа ЛКИ. Труды XVI конференции молодых ученых и специалистов в РКК «Энергия». 2002.Т. 1. 110 —Ибо.

58. Юрченко И.И. Исследование турбулентно-ламинарного перехода в пограничном слое в летном эксперименте при выведении ракет космического назначения. Двойные технологии. № 3. 2005. 2.6-2>\с.

59. Омельченко К.Г., Шманенков В.Н. Проведение серий расчетов по определению внешних тепловых и силовых нагрузок на поверхности элементов конструкции ГО и температурных режимов ТЗП на участке выведения РН «Рокот». НТО № 1-к/97-01. 1997.6b

60. Нагамацу, Шиир, Грейбер, Переход гиперзвукового ламинарного пограничного слоя в турбулентный на конусе при числах Маха от 9.1 до 16. ЦАГИ «Обзоры. Переводы. Рефераты». 1968.

61. Ибраева И.И., Федоров О.Г. Техническое задание на испытания датчика калориметрического теплового потока. № Рокот-1153-97-387-ТЗ. 1997. 39О.

62. Ибраева И.И., Федоров О.Г. Техническое задание на разработку калориметрического датчика теплового потока, № 1153-ЗОЗУГО-ТЗ 2045. 1997. 42 с.1. Рисунки к введению

63. Рис. П.1 Л. Схема установки датчиков теплового потока на космической головной части ракеты «Рокот».о

64. Рис. П.1.2. Схема установки датчиков теплового потока на космической головной части ракеты «Протон-М».1Д.

65. Плоскость расположения датчикоб Т160 77 63

66. Плоскости расположения датчикоб Т1561. Л 59--------ftr1. Разгонный блок 12KPFI

67. Рис. П.1.3. Схема установки датчиков теплового потока на головной части ракеты ЖСЛВ.термопаракорпустеплозащитачувствительный элемент штифт

68. Рис. П.1.4. Калориметр ТП1 и ТП2 с чувствительным элементом 17,5 мм.термопарачувствительный элементустановочный штифткорпус

69. Рис. П.1.5. Калориметр с чувствительным элементом 9 мм.установочный штифттермопарачувствительный элементкорпус

70. Рис. П.1.6. Калориметр с чувствительным элементом 4 мм, предназначенный для установки в толстую конструкцию.установочный штифттермопарачувствительный элементкорпус

71. Рис. П. 1.7. Калориметр с чувствительным элементом 4 мм, предназначенный для крепления на тонкой конструкции.1. Ппастила

72. Рис. П. 1.8. Датчик, установленный на баках головной части ракеты ЖСЛВ.1. Время от старта, сек

73. Рис. П.1.9. Температура на поверхности теплозащиты головной части и на поверхности калориметра ТП1- пуск № 1 РН «Протон-М».120и g§ 100л >>ь