RU2616108C1 - Способ определения аэродинамического нагрева высокоскоростного летательного аппарата в опережающих лётных исследованиях на крупномасштабной модели - Google Patents

Способ определения аэродинамического нагрева высокоскоростного летательного аппарата в опережающих лётных исследованиях на крупномасштабной модели Download PDF

Info

Publication number
RU2616108C1
RU2616108C1 RU2015153527A RU2015153527A RU2616108C1 RU 2616108 C1 RU2616108 C1 RU 2616108C1 RU 2015153527 A RU2015153527 A RU 2015153527A RU 2015153527 A RU2015153527 A RU 2015153527A RU 2616108 C1 RU2616108 C1 RU 2616108C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
model
nature
temperature
flight
aerodynamic
Prior art date
Application number
RU2015153527A
Other languages
English (en)
Inventor
Андрей Романович Горбай
Николай Валерьевич Григорьев
Original Assignee
Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" filed Critical Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова"
Priority to RU2015153527A priority Critical patent/RU2616108C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2616108C1 publication Critical patent/RU2616108C1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • G01M99/002—Thermal testing
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/08—Aerodynamic models
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N25/00—Investigating or analyzing materials by the use of thermal means
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01K—MEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01K17/00—Measuring quantity of heat

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Biochemistry (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Immunology (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиационно-космической техники. Способ определения аэродинамического нагрева натуры в опережающих летных исследованиях на модели включает определение высоты и скорости полета модели, теплопроводности, объемной теплоемкости и степени черноты материала ее теплозащиты, а также аэродинамического теплового потока на наружной поверхности натуры в сходственных с моделью точках из условия подобия в этих точках распределений температуры в материалах теплозащиты модели и натуры. Температуру и кондуктивный тепловой поток на наружной поверхности модели определяют из решения интегральных уравнений по измеренным в материале теплозащиты с помощью термопар температурам. Последовательно определяют высоту полета модели, статические температуру и давление воздушного потока на высоте полета модели, теплопроводность материала теплозащиты модели, объемную теплоемкость материала теплозащиты модели и степень черноты материала теплозащиты модели. В материале теплозащиты модели устанавливают термопары и проводят опережающие летные исследования на модели. После проведения испытаний последовательно определяют на наружной поверхности модели температуру, кондуктивный тепловой поток и аэродинамический тепловой поток. Изобретение направлено на повышение точности определения аэродинамического нагрева натуры. 5 ил.

Description

Область техники
Изобретение относится к области авиационно-космической техники и технологии, а именно к способам определения аэродинамического нагрева высокоскоростного летательного аппарата (далее натуры) в опережающих летных исследованиях на крупномасштабной модели (далее модели) и может быть использовано для теплового проектирования натуры по данным ее аэродинамического нагрева. Определение аэродинамического нагрева натуры, необходимого для ее теплового проектирования, по известному из опережающих летных исследований аэродинамическому нагреву модели осуществляют из условия подобия распределений температуры в материалах теплозащиты модели и натуры.
Уровень техники
Известен способ применения теории подобия для краевых задач нестационарной теплопроводности, рассмотренный в книге «Приближенные решения нелинейных задач теплопроводности» (Л.И. Кудряшев, Н.Л. Меньших, М.: Машиностроение, 1979). Для выяснения необходимых условий подобия в краевой задаче нестационарной теплопроводности, включающей в себя дифференциальное уравнение переноса тепла в теле заданной геометрической формы с начальным и граничным (учитывающим аэродинамический нагрев и излучение радиацией) условиями, выполняют некоторые линейные преобразования, которые позволяют получить формулировку задачи в безразмерном виде. Анализ безразмерного вида краевой задачи позволяет сделать вывод о том, что температурные поля в телах заданной геометрической формы будут подобными, если эти тела будут геометрически подобны, а также, если числа подобия, полученные в результате применения линейных преобразований, будут равны. Для краевой задачи нестационарной теплопроводности без внутренних источников теплоты такими числами подобия будут числа Био, Больцмана, Фурье и безразмерная температура.
Основным недостатком применения данного способа при определении аэродинамического нагрева натуры в опережающих летных исследованиях на модели является отсутствие при задании этого нагрева в граничном условии краевой задачи нестационарной теплопроводности зависимости числа подобия Био от числа подобия Нуссельта, являющегося функцией чисел подобия Маха, Прандтля, Рейнольдса, безразмерных температуры и вязкости.
Известен способ определения температуры и теплового потока на поверхности тела по данным температурных измерений в нем, рассмотренный в книге «Обратные задачи теплообмена» (О.М. Алифанов, М.: Машиностроение, 1988). Способ определения указанных характеристик на поверхности исследуемого тела основан на решении соответствующих интегральных уравнений путем итерационной минимизации квадратичного функционала невязки расчетной и измеренной в отдельных точках внутри тела с помощью термопар температур. Минимизацию квадратичного функционала невязки обычно осуществляют методом сопряженных градиентов с остановом итерационного процесса по номеру итерации, согласованному с погрешностью измерения температуры в теле. Проведенные расчеты показывают, что при этом можно обеспечить точность восстановления температуры и тепловых потоков на поверхности тела, соизмеримую с точностью температурных измерений в нем.
Основными недостатками данного способа являются отсутствие опыта его применения в летном эксперименте, а также некоторая сложность установки термопар в исследуемом теле.
Наиболее близким способом, принятым за прототип, по совокупности признаков, является способ проведения аэротермодинамических исследований на летающих моделях в интересах создания многоразового воздушно-космического корабля «Буран», рассмотренный в книге «Жаростойкие и теплозащитные конструкции многоразовых аэрокосмических аппаратов» (В.Я. Гофин, Москва Мир, 2003). Реализация способа включала определение высоты и скорости полета модели, теплопроводности, объемной теплоемкости и степени черноты материала ее теплозащиты, проведение опережающих летных исследований на модели с измерениями температуры и кондуктивного теплового потока, а также определением аэродинамического теплового потока на ее наружной поверхности. Значения высоты и скорости полета летающей модели «Бор-5», представляющей собой в масштабе 1:8 копию «Бурана», определялись из равенств для модели и «Бурана» чисел подобия Маха и Рейнольдса. Величины теплопроводности, объемной теплоемкости и степени черноты материала теплозащиты модели выбирались, в основном, из соображений работоспособности материала теплозащиты в условиях более высокой, по сравнению с «Бураном», температуры наружной поверхности модели.
Опережающие летные исследования на модели «Бор-5» проводили следующим образом. Модель выводилась на суборбиту ракетой-носителем, после чего разделялась с ней и продолжала автономный полет по баллистической траектории. Далее модель входила в верхние слои атмосферы и выполняла исследовательскую программу. По завершении исследовательского участка траектории ее полета в атмосфере бортовая система управления переводила модель в крутую спираль для уменьшения скорости полета, после чего выпускался парашют, на котором она приземлялась. Значения температуры и кондуктивного теплового потока на наружной поверхности модели «Бор-5» на исследовательском участке траектории ее полета непосредственно измерялись с помощью термопар и калориметрических датчиков, соответственно.
Основным недостатком применения данного способа при определении аэродинамического нагрева натуры в опережающих летных исследованиях на модели является использование ограниченного набора чисел подобия, что в итоге приводит к невозможности определения этого нагрева. Другим недостатком применения этого способа является высокая погрешность определения температуры и кондуктивного теплового потока на наружной поверхности модели, при их непосредственном измерении термопарами и калориметрическими датчиками, соответственно.
Раскрытие изобретения
Технический результат, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, заключается в повышении точности определения аэродинамического нагрева натуры в опережающих летных исследованиях на модели.
Для достижения указанного технического результата в предлагаемом способе определения аэродинамического нагрева натуры в опережающих летных исследованиях на модели, в отличие от известного, высоту и скорость полета модели, теплопроводность, объемную теплоемкость и степень черноты материала ее теплозащиты, а также аэродинамический тепловой поток на наружной поверхности натуры в
Figure 00000001
сходственных с моделью точках определяют из условия подобия в этих точках распределений температуры в материалах теплозащиты модели и натуры по координате yi и времени полета τ. При этом температуру и кондуктивный тепловой поток на наружной поверхности модели определяют из решения соответствующих интегральных уравнений по измеренным в материале теплозащиты с помощью термопар температурам, для чего вводят в рассмотрение изобарическую теплоемкость ср и показатель адиабаты κ воздушного потока, характерный наружный размер l, характерную толщину теплозащиты δ, высоту h=h(τ) и скорость Vh=Vh(τ) полета, статические температуру Th=T(h) и давление ph=p(h), а также динамическую вязкость μ0h=μ(T0h) при температуре торможения
Figure 00000002
воздушного потока на высоте полета, теплопроводность
Figure 00000003
и динамическую вязкость
Figure 00000004
воздушного потока при температуре наружной поверхности
Figure 00000005
, теплопроводность λ=λ(τ), объемную теплоемкость С=С(τ) и степень черноты ε=ε(τ) материала теплозащиты, аэродинамический тепловой поток
Figure 00000006
на наружной поверхности, коэффициент излучения абсолютно черного тела σ; задают числа подобия Био
Figure 00000007
, Нуссельта
Figure 00000008
, Маха
Figure 00000009
, Прандтля
Figure 00000010
, Рейнольдса
Figure 00000011
, безразмерные температуру
Figure 00000012
и вязкость
Figure 00000013
, Больцмана
Figure 00000014
и Фурье
Figure 00000015
, изобарическую теплоемкость воздушного потока ср=1005Дж/(кг⋅К), характерные наружные размеры натуры lН и модели lМ, характерные толщины теплозащиты натуры δН и модели δМ, высоту hH=hH(τ) и скорость VhH=VhH(τ) полета натуры, теплопроводность λН=λН(τ), объемную теплоемкость СН=СН(τ) и степень черноты εН=εН(τ) материала теплозащиты натуры, затем, используя эти данные, последовательно определяют:
- высоту полета модели hM=hM(τ) из решения уравнения, полученного из равенств для модели и натуры чисел Маха, Рейнольдса, безразмерных температуры и вязкости:
Figure 00000016
где ТhH=T(hM), рhH=p(hM) - статические температура и давление воздушного потока на высоте полета модели, соответственно; ThH=T(hH), phH=p(hH) - статические температура и давление воздушного потока на высоте полета натуры, соответственно;
Figure 00000017
- безразмерная динамическая вязкость при температурах торможения
Figure 00000018
и
Figure 00000019
воздушного потока на высотах полета модели и натуры, соответственно;
- скорость полета модели VhM=VhM(τ), полученную из равенства для модели и натуры числа Маха:
Figure 00000020
- теплопроводность материала теплозащиты модели λМ=λМ(τ), полученную из равенств для модели и натуры чисел Био, Нуссельта, Прандтля и безразмерной вязкости:
Figure 00000021
- объемную теплоемкость материала теплозащиты модели СМ=СМ(τ), полученную из равенства для модели и натуры числа Фурье:
Figure 00000022
- степень черноты материала теплозащиты модели εМ=εМ(τ), полученную из равенств для модели и натуры чисел Больцмана и Маха:
Figure 00000023
Далее задают начальное распределение температуры
Figure 00000024
и координаты точек установки
Figure 00000025
и
Figure 00000026
термопар в материале теплозащиты модели; устанавливают в этих точках термопары; затем проводят опережающие летные исследования на модели, во время которых с помощью установленных термопар измеряют температуры
Figure 00000027
и
Figure 00000028
, а после проведения испытаний, используя эти данные, последовательно определяют:
- температуру
Figure 00000029
на наружной поверхности модели из решения интегрального уравнения:
Figure 00000030
где
Figure 00000031
и
Figure 00000032
- функции Грина первой краевой задачи теплопроводности;
- кондуктивный тепловой поток
Figure 00000033
на наружной поверхности модели из решения интегрального уравнения:
Figure 00000034
где
Figure 00000035
,
Figure 00000036
и
Figure 00000037
- функции Грина смешанной краевой задачи теплопроводности;
- аэродинамический тепловой поток
Figure 00000038
на наружной поверхности модели, полученный из условия теплового баланса:
Figure 00000039
где σ=5,67⋅10-8 Вт/(м2⋅К4) - коэффициент излучения абсолютно черного тела;
- аэродинамический тепловой поток
Figure 00000040
на наружной поверхности натуры, полученный из равенств для модели и натуры чисел Био, Маха и безразмерной температуры:
Figure 00000041
Таким образом, точность определения аэродинамического теплового потока на наружной поверхности натуры достигается за счет того, что высоту и скорость полета модели, теплопроводность, объемную теплоемкость и степень черноты материала ее теплозащиты, а также данный тепловой поток определяют из равенств для модели и натуры чисел подобия Био (в зависимости от числа подобия Нуссельта, являющегося функцией чисел подобия Маха, Прандтля, Рейнольдса, безразмерных температуры и вязкости), Больцмана, Фурье и безразмерной температуры, а также за счет того, что температуру и кондуктивный тепловой поток на наружной поверхности модели определяют из решения соответствующих интегральных уравнений по измеренным в материале теплозащиты с помощью термопар температурам.
Предлагаемое изобретение иллюстрируется чертежами, на которых изображены:
на фиг. 1 показаны рассчитанные для модели, а также заданные для натуры высота и скорость полета по времени;
на фиг. 2 показан вариант установки термопар в материале теплозащиты модели;
на фиг. 3 показана схема проведения опережающих летных исследований на модели;
на фиг. 4 показаны измеренные в материале теплозащиты модели температуры, а также рассчитанная на ее наружной поверхности температура по времени полета;
на фиг. 5 показаны рассчитанные на наружной поверхности модели кондуктивный и аэродинамический тепловые потоки, а также рассчитанный на наружной поверхности натуры аэродинамический тепловой поток и заданный для сравнения с ним «эталонный» тепловой поток по времени полета.
Предлагаемый способ осуществляют следующим образом
Высоту и скорость полета модели, теплопроводность, объемную теплоемкость и степень черноты материала ее теплозащиты, а также аэродинамический тепловой поток на наружной поверхности натуры в
Figure 00000042
сходственных с моделью точках определяют из условия подобия в этих точках распределений температуры в материалах теплозащиты модели и натуры по координате yi и времени полета τ. При этом температуру и кондуктивный тепловой поток на наружной поверхности модели определяют из решения соответствующих интегральных уравнений по измеренным в материале теплозащиты с помощью термопар температурам, для чего задают числа подобия Био (в зависимости от числа подобия Нуссельта, являющегося функцией чисел подобия Маха, Прандтля, Рейнольдса, безразмерных температуры и вязкости), Больцмана, Фурье и безразмерную температуру, изобарическую теплоемкость воздушного потока ср=1005Дж/(кг⋅К), характерные наружные размеры натуры lН и модели lМ, характерные толщины теплозащиты натуры δH и модели δM, высоту hH=hH(τ) и скорость VhH=VhH(τ) полета натуры, теплопроводность λН=λН(τ), объемную теплоемкость СН=СН(τ) и степень черноты εН=εН(τ) материала теплозащиты натуры, затем, используя эти данные, последовательно определяют: высоту hM=hM(τ) и скорость VhM=VhM(τ) полета модели по формулам (1) и (2), соответственно; теплопроводность λM=λM(τ), объемную теплоемкость СМ=СМ(τ) и степень черноты εM=εМ(τ) материала ее теплозащиты по формулам (3)÷(5), соответственно.
Далее задают начальное распределение температуры
Figure 00000043
и координаты точек установки
Figure 00000044
и
Figure 00000045
термопар в материале теплозащиты модели; устанавливают, как показано на фиг. 2, в этих точках термопары; затем, в соответствии с фиг. 3, проводят опережающие летные исследования на модели, во время которых с помощью установленных термопар измеряют температуры
Figure 00000046
и
Figure 00000047
, а после проведения испытаний, используя эти данные, последовательно определяют: температуру
Figure 00000048
и кондуктивный тепловой поток
Figure 00000049
на наружной поверхности модели по формулам (6) и (7), соответственно; аэродинамические тепловые потоки
Figure 00000050
и
Figure 00000051
на наружных поверхностях модели и натуры по формулам (8) и (9), соответственно.
Пример
С целью проверки работоспособности и точности предлагаемого способа определения аэродинамического нагрева натуры в опережающих летных исследованиях на модели, по формулам (1)÷(9), был проведен контрольный расчет аэродинамического теплового потока на наружной поверхности носка натуры в области полного торможения воздушного потока в
Figure 00000052
, N=1 сходственной с моделью точке.
Необходимые для расчета значения задаваемых величин были следующими: характерные наружные размеры натуры lн=33 м и модели lМ=4,4 м, характерные толщины теплозащиты натуры δН=2⋅10-2 м и модели δM=10-2 м, теплопроводность λН=λН(τ)=10 Вт/(м⋅К), объемная теплоемкость СН=СН(τ)=3,5⋅106 Дж/(м3⋅К) и степень черноты εН=εН(τ)=0,2 материала теплозащиты натуры, начальное распределение температуры в материале теплозащиты модели изменялось в пределах
Figure 00000053
.
Безразмерная динамическая вязкость при температурах торможения воздушного потока на высотах полета модели и натуры при равенстве числа Маха задавалась по формуле Саттерлэнда
Figure 00000054
, в которой постоянная температура принималась равной Ts=110 К.
На фиг. 1 показаны рассчитанные по формулам (1) и (2) высота hM=hM(τ) 1 и скорость VhH=VhM(τ) 2 полета модели, соответственно, а также заданные высота hH=hH(τ) 3 и скорость VhH=VhH(τ) 4 полета натуры по времени τ. Момент времени τ=0 соответствует моменту отделения модели и натуры от своих ракет-носителей и началу их автономного полета в атмосфере. Для модели это время является также началом исследовательского участка траектории ее полета в атмосфере.
Рассчитанные по формулам (3)÷(5) теплопроводность, объемная теплоемкость и степень черноты материала теплозащиты модели достаточно слабо изменяются по времени полета и, в целом, имеют следующие значения: теплопроводность λM=λM(τ)=40 Вт/(м⋅К), объемная теплоемкость СM=СM(τ)=5,5⋅107 Дж/(м3⋅К) и степень черноты εM=εM(τ)=0,93.
На фиг. 2 показан вариант установки термопар в материале теплозащиты модели. Сваренную «встык» термопару 5 со специальным покрытием, препятствующим ее шунтированию, укладывают в пазы 6, сделанные на боковой и торцевой поверхностях цилиндрической вставки 7. Для установки термопар в материал теплозащиты 8 в точки 9, находящиеся на расстояниях
Figure 00000055
=2⋅10-3 м и
Figure 00000056
=δM от наружной поверхности 10, изготавливают вставки различной высоты, которые запрессовывают с внутренней поверхности 11 в соответствующие по глубине глухие отверстия 12.
На фиг. 3 показана схема проведения опережающих летных исследований на модели. Ракета-носитель 13 с установленной на ней моделью 14 вертикально стартует с земной поверхности 15 и разгоняет модель в атмосфере до заданных высот и скоростей полета, после чего разделяется с ней. Далее модель совершает автономный полет на исследовательском участке 16 траектории ее полета в атмосфере. После прохождения исследовательского участка модель переходит в режим предпосадочного маневра и по его завершении осуществляет посадку на взлетно-посадочную полосу 17.
На фиг. 4 показаны измеренные в материале теплозащиты модели температуры
Figure 00000057
18 и
Figure 00000058
19, а также рассчитанная на ее наружной поверхности по формуле (6) температура
Figure 00000059
20 по времени τ. В качестве измеренных температур
Figure 00000060
и
Figure 00000061
были приняты соответствующие расчетные значения этих температур, найденные из решения краевой задачи теплопроводности для модели.
На фиг. 5 показаны рассчитанные на наружной поверхности модели по формулам (7) и (8) кондуктивный
Figure 00000062
21 и аэродинамический
Figure 00000063
22 тепловые потоки, соответственно, а также рассчитанный на наружной поверхности натуры по формуле (9) аэродинамический тепловой поток
Figure 00000063
23 по времени τ. Для оценки точности предлагаемого способа рассчитанный аэродинамический тепловой поток
Figure 00000064
сравнивают с заданным «эталонным» тепловым потоком 24, полученными из решения краевой задачи теплопроводности для натуры. Из сравнения видно, что максимальная погрешность определения аэродинамического теплового потока на наружной поверхности натуры предлагаемым способом составляет менее 3%, что доказывает его высокую работоспособность и точность.

Claims (24)

  1. Способ определения аэродинамического нагрева высокоскоростного летательного аппарата (далее натуры) в опережающих летных исследованиях на крупномасштабной модели (далее модели), включающий определение высоты и скорости полета модели, теплопроводности, объемной теплоемкости и степени черноты материала ее теплозащиты, проведение опережающих летных исследований на модели с измерениями температуры и кондуктивного теплового потока, а также определением аэродинамического теплового потока на ее наружной поверхности, отличающийся тем, что высоту и скорость полета модели, теплопроводность, объемную теплоемкость и степень черноты материала ее теплозащиты, а также аэродинамический тепловой поток на наружной поверхности натуры в
    Figure 00000065
    сходственных с моделью точках определяют из условия подобия в этих точках распределений температуры в материалах теплозащиты модели и натуры по координате yi и времени полета τ, при этом температуру и кондуктивный тепловой поток на наружной поверхности модели определяют из решения соответствующих интегральных уравнений по измеренным в материале теплозащиты с помощью термопар температурам, для чего задают числа подобия Био (в зависимости от числа подобия Нуссельта, являющегося функцией чисел подобия Маха, Прандтля, Рейнольдса, безразмерных температуры и вязкости), Больцмана, Фурье и безразмерную температуру, изобарическую теплоемкость воздушного потока ср=1005 Дж/(кг⋅К), характерные наружные размеры натуры
    Figure 00000066
    и модели
    Figure 00000067
    , характерные толщины теплозащиты натуры δH и модели δM, высоту hH=hH(τ) и скорость VhH=VhH(τ) полета натуры, теплопроводность λH=λH(τ), объемную теплоемкость CH=CH(τ) и степень черноты εH=εH(τ) материала теплозащиты натуры, затем, используя эти данные, последовательно определяют:
  2. - высоту полета модели hM=hM(τ) из решения уравнения, полученного из равенств для модели и натуры чисел Маха, Рейнольдса, безразмерных температуры и вязкости
  3. Figure 00000068
  4. где ThM=T(hM), phM=p(hM) - статические температура и давление воздушного потока на высоте полета модели, соответственно; ThH=T(hH), phH=p(hH) - статические температура и давление воздушного потока на высоте полета натуры соответственно;
    Figure 00000069
    - безразмерная динамическая вязкость при температурах торможения
    Figure 00000070
    и
    Figure 00000071
    воздушного потока на высотах полета модели и натуры соответственно;
  5. - скорость полета модели VhM=VhM(τ), полученную из равенства для модели и натуры числа Маха
  6. Figure 00000072
  7. - теплопроводность материала теплозащиты модели λM=λM(τ), полученную из равенств для модели и натуры чисел Био, Нуссельта, Прандтля и безразмерной вязкости
  8. Figure 00000073
  9. - объемную теплоемкость материала теплозащиты модели CM=CM(τ), полученную из равенства для модели и натуры числа Фурье
  10. Figure 00000074
  11. - степень черноты материала теплозащиты модели εM=εM(τ), полученную из равенств для модели и натуры чисел Больцмана и Маха
  12. Figure 00000075
  13. далее задают начальное распределение температуры
    Figure 00000076
    и координаты точек установки
    Figure 00000077
    и
    Figure 00000078
    термопар в материале теплозащиты модели; устанавливают в этих точках термопары; затем проводят опережающие летные исследования на модели, во время которых с помощью установленных термопар измеряют температуры
    Figure 00000079
    и
    Figure 00000080
    , а после проведения испытаний, используя эти данные, последовательно определяют:
  14. - температуру
    Figure 00000081
    на наружной поверхности модели из решения интегрального уравнения
  15. Figure 00000082
  16. где
    Figure 00000083
    и
    Figure 00000084
    - функции Грина первой краевой задачи теплопроводности;
  17. - кондуктивный тепловой поток
    Figure 00000085
    на наружной поверхности модели из решения интегрального уравнения
  18. Figure 00000086
  19. где
    Figure 00000087
    ,
    Figure 00000088
    и
    Figure 00000089
    - функции Грина смешанной краевой задачи теплопроводности;
  20. - аэродинамический тепловой поток
    Figure 00000090
    на наружной поверхности модели, полученный из условия теплового баланса
  21. Figure 00000091
  22. где σ=5,67⋅10-8 Вт/(м2⋅К4) - коэффициент излучения абсолютно черного тела;
  23. - аэродинамический тепловой поток
    Figure 00000092
    на наружной поверхности натуры, полученный из равенств для модели и натуры чисел Био, Маха и безразмерной температуры
  24. Figure 00000093
RU2015153527A 2015-12-15 2015-12-15 Способ определения аэродинамического нагрева высокоскоростного летательного аппарата в опережающих лётных исследованиях на крупномасштабной модели RU2616108C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015153527A RU2616108C1 (ru) 2015-12-15 2015-12-15 Способ определения аэродинамического нагрева высокоскоростного летательного аппарата в опережающих лётных исследованиях на крупномасштабной модели

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015153527A RU2616108C1 (ru) 2015-12-15 2015-12-15 Способ определения аэродинамического нагрева высокоскоростного летательного аппарата в опережающих лётных исследованиях на крупномасштабной модели

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2616108C1 true RU2616108C1 (ru) 2017-04-12

Family

ID=58642921

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015153527A RU2616108C1 (ru) 2015-12-15 2015-12-15 Способ определения аэродинамического нагрева высокоскоростного летательного аппарата в опережающих лётных исследованиях на крупномасштабной модели

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2616108C1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109556762A (zh) * 2018-12-07 2019-04-02 中国航天空气动力技术研究院 一种用于测量凹腔热流分布的探头
RU208294U1 (ru) * 2021-02-01 2021-12-13 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Аэродинамическая модель летательного аппарата
RU2773024C1 (ru) * 2021-08-18 2022-05-30 Федеральное автономное учреждение "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем", (ФАУ "ГосНИИАС") Способ воспроизведения аэродинамического нагрева элементов летательных аппаратов

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU654862A2 (ru) * 1977-06-13 1979-03-30 Предприятие П/Я А-7755 Способ определени температуры нагрева объектов

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU654862A2 (ru) * 1977-06-13 1979-03-30 Предприятие П/Я А-7755 Способ определени температуры нагрева объектов

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109556762A (zh) * 2018-12-07 2019-04-02 中国航天空气动力技术研究院 一种用于测量凹腔热流分布的探头
CN109556762B (zh) * 2018-12-07 2023-08-29 中国航天空气动力技术研究院 一种用于测量凹腔热流分布的探头
RU208294U1 (ru) * 2021-02-01 2021-12-13 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Аэродинамическая модель летательного аппарата
RU2773024C1 (ru) * 2021-08-18 2022-05-30 Федеральное автономное учреждение "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем", (ФАУ "ГосНИИАС") Способ воспроизведения аэродинамического нагрева элементов летательных аппаратов

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2616108C1 (ru) Способ определения аэродинамического нагрева высокоскоростного летательного аппарата в опережающих лётных исследованиях на крупномасштабной модели
Gülhan et al. Sharp edge flight experiment-II instrumentation challenges and selected flight data
RU2739524C1 (ru) Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве
Tufts et al. Parabolized stability equation analysis of crossflow instability on HIFiRE-5b flight test
Dufrene et al. Space Launch System Base Heating Test: Experimental Operations and Results
Golomazov et al. How particles in the Martian atmosphere influence the thermal protection structure of the descent module EXOMARS-2
Böhrk et al. FinEx–Fin Experiment on HIFiRE-5
Boehrk et al. Thermal testing of the sharp leading edge of SHEFEX II
Quickel Mount Interference and Flow Angle Impacts on Unshielded Total Temperature Probes
Henderson et al. Exploratory hypersonic boundary-layer transition studies
RU2773024C1 (ru) Способ воспроизведения аэродинамического нагрева элементов летательных аппаратов
Wang et al. The comprehensive survey for the numerical simulation of the 4th generation rocket ejection seat thrust vector control system
Blankson et al. NASA's hypersonic flight research program
Jones Measured Heat-transfer and Pressure Distribution on the Apollo Face at a Mach Number of 8 and Estimates for Flight Conditions
Srulijes et al. Shock tube experiments on heat transfer at generic re-entry bodies
Tejtel et al. Comparison of high angle of attack computational and experimental aerothermal data for a reusable reentry vehicle
Ishiko et al. Numerical examination of the effect of cross-wind on jet blast
Ali et al. Analysis and Results from a Flush Airdata Sensing System in Close Proximity to Firing Rocket Nozzles
Dumitrache et al. Thrust and jet directional control using the Coanda effect
Armstrong et al. Subsonic aerodynamic performance of nozzle installations in supersonic airplanes.
Tang et al. Post-Flight Aerodynamic and Aerothermal Model Validation of a Supersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator
Morton et al. CFD 2030: Hypersonic Modeling & Simulation Grand Challenge
Fan et al. Semi-physical simulation of aerodynamic effect on quartz optical window in the high-altitude and high-speed environment
Freeman Applied Computational Fluid Dynamics for Aircraft-Store Design, Analysis and Compatibility
Dharavath et al. Numerical exploration of low altitude rocket plume in aircraft vicinity