Экспериментально-аналитическая методика определения тепловых потоков на поверхности космических головных частей в полете тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.02, кандидат технических наук Юрченко, Ирина Ивановна

• Юрченко, Ирина Ивановна
• кандидат технических наук
• 2005

Оглавление диссертации кандидат технических наук Юрченко, Ирина Ивановна

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.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Экспериментально-аналитическая методика определения тепловых потоков на поверхности космических головных частей в полете»

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.

Заключение диссертации по теме «Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов», Юрченко, Ирина Ивановна

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.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Юрченко, Ирина Ивановна, 2005 год

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