Космонавтика и ракетостроение (стр. 3 )

Key words: boundary layer, the laminar-turbulent transition, local heat inlet/outlet to the wall.

ЛИТЕРАТУРА

1. R e s h o t k o  E. Transition Issues for Atmospheric Entry. 45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. – AIAA 2007-0304.

2. R e s h o t k o  E. Control of Transition – I: Heating and Cooling. VKI LS on Advances in Laminar-Turbulent Transition Modeling, Von Karman Lecture Series, 2009. RTO-AVT-151-14.

3. S c h n e i d e r  P. S. Hypersonic Laminar-Turbulent Transition on Circular Cones and Scramjet Forebodies. – Progress in Aerospace Sciences, 2004, v. 40.

4. B o u n t i n  D., G r o m y k o  Y., M a s l o v  A. еt аl. Noise Characterization of Wind Tunnels Tranzit-M and U-6. 5th European Conference for Aeronautics and Space Sciences (EUCASS). Munich, Germany – ISBN 978-84-941531-0-5.

5. S i d o r e n k o  A., G r o m i k o  Y., B o u n t i n  D. еt аl.  Effect of the Local Wall Cooling/Heating on the Hypersonic Boundary Layer Stability and Transition. 5th European Conference for Aeronautics and Space Sciences (EUCASS). Munich, Germany – ISBN 978-84-941531-0-5.

6. З е м л я н с к и й  Б. А., Л у н ё в  В. В., В л а с о в  В. И. и др. Конвективный теплообмен летательных аппаратов. М.: Физматлит, 2014, 380 c.

7. З е м л я н с к и й  Б. А., К у с о в  А. Л., Р у д и н  измерения теплообмена на поверхности моделей в ходе аэродинамического эксперимента при воздействии фонового излучения. – Космонавтика и ракетостроение, 2014, вып. 2 (75), c. 25 – 33.

8. З е м л я н с к и й  Б. А. О критерии ламинарно-турбулентного перехода. – Космонавтика и ракетостроение, 2001, вып. 22.

9. K o v a l e v  R. V., K u d r y a v t s e v  V. V., C h u r a k o v  D. A. Modelling of Local Heating/Cooling Effect on Laminar-Turbulent Transition in Supersonic Flows with Engineering Correlations and Reynolds Averaged Navier-Stokes Equations. Proceedings of the 5th European conference for aerospace sciences (EUCASS). Munich, Germany – ISBN 978-84-941531-0-5.

, канд. физ.-мат. наук; , канд. физ.-мат. наук;
, канд. техн. наук; ; (ФГУП ЦНИИмаш, г. Королёв)

Обтекание  треугольного  крыла  при  минимальном  тепловом  потоке  к  его  поверхности

Представляются результаты расчёта обтекания затупленного треугольного крыла вязким неравновесным гиперзвуковым потоком воздуха. Приводятся приближённые зависимости для определения коэффициента трения и числа Стантона St. В рамках задачи о форме крыла при минимальном тепловом потоке определены его конфигурация, а также формы тел с минимальной продольной силой и максимальным аэродинамическим качеством. Показывается, что при заданном аэродинамическом качестве, объёме, площади в плане и радиусах затупления значения суммарного теплового потока к поверхности тел оптимальных конфигураций близки. Также близки друг другу значения максимального аэродинамического качества оптимальных крыльев.

Ключевые слова: неравновесное течение, тепловой поток, коэффициент трения, число Рейнольдса Re, число Стантона.

A. B. Gorshkov, V. I. Lapygin, V. A. Mikhalin, T. V. Sazonova, D. M. Fofo­nov. A Flow over a Triangular Wing at Minimum Heat Flux to Its Surface. The article presents results of flow calculation of vicious non-equilibrium hypersonic air flow over a blunt triangular wing, providing approximations to determine the friction coefficient and the Stanton number St. As part of the wing shape task at the minimum heat flux, its configuration and forms of bodies with minimum longitudinal force and maximum aerodynamic quality are determined. It is shown that for given aerodynamic quality, volume, planform, and blunting radius, the total value of heat flux to the surface of the bodies with optimal configurations are close. The values of maximum aerodynamic quality of optimal wings are close to each other, as well.

Key words: non-equilibrium flow, heat flux, friction coefficient, Reynolds Re number, Stanton number.

ЛИТЕРАТУРА

1. Г р о д з о в с к и й  Г. Л. О телах вращения с минимальным коэффициентом лобового сопротивления и малой теплопередачей при больших сверхзвуковых скоростях потока. – Изв. РАН. Механика жидкости и газа, 1968, № 5, с. 79 – 87.

2. Б е л я н и н  формы тела с минимальным тепловым потоком при ламинарном режиме течения в пограничном слое. – Изв. РАН. Механика жидкости и газа, 1967, № 6, с. 37 – 45.

3. П е р м и н о в  В. Д., С о л о д к и н  тела минимального сопротивления и минимального теплового потока к поверхности тела при различном характере течения в пограничном слое. – Изв. РАН. Механика жидкости и газа, 1971, № 2, с. 94 – 102.

4. Л а п ы г и н  В. И., С а з о н о в а  Т. В., Ф о ф о н о в  несущие конфигурации в сверхзвуковом потоке. – В материалах XV Международной конференции: Методы аэрофизических исследований. Новосибирск: Институт теоретической и прикладной механики, 2010.

5. Г о р ш к о в  моделирование обтекания моделей в струе высокочастотного плазмотрона. – Космонавтика и ракетостроение, 2004, вып. 3 (36), с. 54 – 61.

6. Ч е р н о у с ь к о  Ф. Л., Б а н и ч у к  задачи механики и управления. М.: Наука, 1973, 236 с.

7. B e r t r a m  M i t c h e l  H., F e l l e r  W i l l i a m  V. А Simple Method for Determining Heat Transfer, Skin Friction and Boundary-Layer Thickness for Hypersonic Laminar Boundary Layer Flows in a Pressure Gradient. – NASA МЕМО 5- 24-59L, 1954, 60 р.

8. L i  T i n g - Y i, N a g a m a t s u  H e n r y  T. Similar Solutions of Compressible Boundary Layer Equations. – Jour. Аего. Sci., 1955, v. 22, № 9, рр. 607 – 616.

, канд. техн. наук (ФГУП ЦНИИмаш, г. Королёв)

ТРЕБОВАНИЯ  К  КАЧЕСТВУ  ИЗГОТОВЛЕНИЯ  АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ  МОДЕЛЕЙ

Рассматриваются проблемы обеспечения точности изготовления аэродинамических моделей. Оценивается влияние различий геометрического подобия модели и натурного летательного аппарата, обусловленных качеством изготовления модели, на систематическую погрешность определения аэродинамических характеристик (АДХ) в аэродинамических трубах. Даются рекомендации, касающиеся качества изготовления модели в зависимости от её габаритных размеров.

Ключевые слова: аэродинамическая модель, аэродинамические харак­те­ристики, точность модели, систематическая погрешность.

V. A. Kozlovsky. Requirements to the Quality of Manufacturing Aerodynamic Models. The article considers the task of ensuring the accuracy of manufacturing aerodynamic models. It assesses the impact of differences of geometric similarity of the model and a full-scale aircraft, caused by the manufacturing quality of such models, on the accuracy error in determination of aerodynamic characteristics (ADC) in wind tunnels. It also provides recommendations regarding the quality of manufactured models depending on their overall dimensions.

Key words: aerodynamic model, aerodynamic characteristics, accuracy of the model, accuracy error.

ЛИТЕРАТУРА

1. Методика аэродинамического эксперимента при трансзвуковых скоростях. Часть 1. Техника и методика испытаний в аэродинамических трубах при трансзвуковых скоростях (по материалам иностранной печати 1969 – 1979 гг.). – Обзоры ЦАГИ, 1981, № 000.

2. Б е д р ж и ц к и й  Е. Л., Д у б о в  Б. С., Р а д ц и г  и практика аэродинамического эксперимента. М.: Изд. МАИ, 1990.

3. К о з л о в с к и й  В. А., Л и п н и ц к и й  Ю. М. и др. Экспериментальные аэрогазодинамические установки ЦНИИмаш. Руководство для конструкторов. Королёв Московской области, 2010, т. 2, кн. 2.1, ч. 2.

4. Д о м б р о в с к а я  Т. Н., К о з л о в с к и й  В. А., Л а г у т и н  В. И. и др. Создание средств измерения сил и моментов для наземной аэрогазодинамической отработки ракетно-космической техники в установках экспериментальной базы ЦНИИ машиностроения. – Космонавтика и ракетостроение, 2012, вып. 1 (66).

5. П о у п  А., Г о й н  К. Аэродинамические трубы больших скоростей. М.: Мир, 1968.

6. U s e l t o n  B. L., J e n k e  L. M. Test Mechanisms for Obtaining Dynamic Stability Characteristics of High Fineness Ratio Bodies at Angles of Attack up to 90 Deg. Proceedings 9th Aerodynamic Testing Conference, Arlington, Texas. – AAIA, 1976.

7. К о з л о в с к и й  обеспечения качества исследований аэродинамических характеристик моделей летательных аппаратов на экспериментальной базе ЦНИИ машиностроения. – Космонавтика и ракетостроение, 2009, вып. 3 (56).

8. K o z l o v s k y  V. A., L a p i g i n  V. I., L i p n i t s k y  Y u. M. A System for Providing Quality of Testing, and Accuracy of Determining Aerodynamic Characteristics of Model at TsNIImash Facilities. Proceedings International Conference on the Methods of Aerophisical Research. Novosibirsk, Russia: Publishing House «Nonparel», 2002, pt. 3.

9. К о з л о в с к и й  В. А., Ф и л и п п о в  уменьшения влияния неравномерности сверхзвукового потока на аэродинамические характеристики модели. – Ученые записки ЦАГИ, 2008, т. ХХХIХ, № 1 – 2.

10. К о з л о в с к и й  Н. С., В и н о г р а д о в  стандартизации, допуски, посадки и технические измерения. М.: Машиностроение, 1982.

11. К р а с н о в  Н. Ф., З а х а р ч е н к о  В. Ф., К о ш е в о й  аэродинамического расчёта. М.: Высшая школа, 1984.

, канд. техн. наук; , канд. физ.-мат. наук
(ФГУП ЦНИИмаш, г. Королёв); , канд. техн. наук; ,
канд. физ.-мат. наук; ;
( «Энергия» им. », г. Королёв)

Результаты  экспериментальных  исследований 
акустических  процессов  при  старте 
ракеты-носителя  типа  «Союз-2» 
с  различных  стартовых  сооружений

Представляется методика исследований акустических процессов при старте ракет с использованием маломасштабных моделей, а также примеры её применения. Приводятся результаты экспериментов с помощью модели ракеты-носителя (РН) «Союз-2» масштабом М1:30 на стенде УВ-102 ФГУП ЦНИИмаш и модели М1:60 на стенде «Энергия» им. ». Показывается согласование спектров акустических давлений модели М1:30 с результатами испытаний модели М1:60 и с имеющимися данными натурных измерений, свидетельствующее об эффективности рассматриваемой методики.