Распределение тепловых потоков вдоль образующей
Рассмотрим теперь характер распределения тепловых потоков вдоль поверхности корпуса типичной баллистической ракеты со стабилизирующей юбкой. Способ их расчета зависит от аэродинамической картины течения, которая в рассматриваемом случае может быть описана следующим образом. При сверхзвуковых скоростях полета перед затупленной головной частью образуется отошедшая ударная волна, за которой газ… Читать ещё >
Распределение тепловых потоков вдоль образующей (реферат, курсовая, диплом, контрольная)
Рассмотрим теперь характер распределения тепловых потоков вдоль поверхности корпуса типичной баллистической ракеты со стабилизирующей юбкой. Способ их расчета зависит от аэродинамической картины течения, которая в рассматриваемом случае может быть описана следующим образом. При сверхзвуковых скоростях полета перед затупленной головной частью образуется отошедшая ударная волна, за которой газ тормозится до дозвуковой скорости. В критической точке (точка О на рис. 101) скорость газа на стенке равна нулю, но затем возрастает и становится равной скорости звука в звуковой точке К. За точкой К поток сверхзвуковой.
Рис. 101.
Около критической точки О течение в пограничном слое ламинарное, наибольший тепловой поток возникает в самой критической точке, а затем убывает по мере удаления от нее, вплоть до перехода ламинарного режима течения в турбулентный.
Если переход происходит до точки К, то в звуковой точке возникает второй максимум тепловых потоков, больший по величине, чем в критической. Этот случай встречается наиболее часто, и поэтому практически на всем корпусе ракеты в пограничном слое наблюдается турбулентный режим течения. Переход ламинарного течения в турбулентное обычно наблюдается в диапазоне чисел Рейнольдса Re = (3−5) 105.
За критической точкой скорость потока возрастает, плотность уменьшается, а толщина пограничного слоя увеличивается. Тепловой поток к стенке уменьшается, вплоть до плоскости стыка цилиндра и стабилизирующей юбки, где образуется зона отрыва потока, в которой тепловой поток также возрастает. На рис. 101 приведен типичный характер изменения конвективных тепловых потоков вдоль корпуса ракеты. В точке Г, расположенной между точками О и А* на корпусе, ламинарный режим течения переходит в турбулентный. Наиболее сложна газодинамическая картина течения в донной области ракеты, где струи, истекающие из многосоплового блока или связки двигателей, взаимодействуют между собой и с внешним потоком. Расчет донного давления в этой области можно провести по схеме Гетерта, описанной в п. 5.8.