CC BY
103
Наука и Образование. МГТУ им. Н.Э. Баумана. Электрон. журн. 2014. № 9. С. 88-105.
Б01: 10.7463/0914.0726268
Представлена в редакцию: 21.07.2014 Исправлена: 12.09.2014
© МГТУ им. Н.Э. Баумана УДК 629.76.015.3:533.6.011.6
Турбулентно-ламинарный переход на поверхности ракет в условиях выведения
Юрченко И. И.1'", Каракотин И. Н.1, госко! lgvandex.ru
Кудинов А. С.1
1 ФГУП «ГКНПЦ им. М.В. Хруничева», Москва, Россия
В работе представлен экспериментально-аналитический метод определения турбулентно-ламинарного перехода режима течения на поверхности ракет-носителей при выведении, базирующийся на измерениях при помощи комплектов датчиков в полете ракет-носителей. Получен универсальный критерий турбулентно-ламинарного перехода для затупленных головных обтекателей число Рейнольдса Reek, построенное по высоте поверхностной шероховатости и параметрам в звуковой точке на сферическом носке головного обтекателя. Определено, что с уменьшением влияния шероховатости, утопающей в толстом пограничном слое, развитие возмущений потока на больших расстояниях от носка головного обтекателя вдоль поверхности отсеков ракеты подчиняется механизму турбулизации, близкому к развитию турбулентности на гладких поверхностях с критерием перехода - числом Рейнольдса Re0, построенным по толщине потери импульса.
Ключевые слова: пограничный слой, теплообмен, турубулентно-ламинарный перход, калориметр, критерий перехода
Введение
Условия возникновения возмущений в пограничном слое на поверхности летательных аппаратов (ЛА) космического назначения, развитие которых приводит к переходу от ламинарного режима течения к турбулентному режиму имеют ряд существенных отличий от условий в аэродинамических трубах, в баллистических установках и в свободном полете:
1. В отличие от многих стендовых условий полет характеризуется невысокими единичными числами Рейнольдса и числами Маха. Интересующий диапазон единичных чисел Рейнольдса, когда существенно влияние на теплообмен перехода в пограничном слое, составляет 110°...5104. При этом числа Рейнольдса уменьшаются в силу падения плотности с ростом высоты полета, а числа Маха полета возрастают от 3 до 7.
2. В отличие от спускаемых капсул, полет которых характеризуется уносом массы и деформацией контура, носок головного обтекателя ЛА изготовлен из металла и покрыт
Наука и Образование
МГТУ им. Н.Э. Баумана
Сетевое научное издание
теплостойкой теплозащитой, не подвергающейся уносу, температура на поверхности которой нарастает до 900 К и затем снижается в высоких слоях атмосферы. Шероховатость на поверхности носка формируется структурой теплозащиты и лакокрасочным покрытием. Высота поверхностной отношению к радиусу скругления невелика и составляет 1 10-4...610-4, и не изменится в процессе выведения.
3. При выведении ЛА, как в установках на баллистических трассах и в полете возвращаемых капсул, отсутствуют возможные шумы потока, развивающиеся вследствие колебаний давления в турбулентном пограничном слое на стенках сопла в аэродинамических трубах. Однако, имеет место спектр вибраций поверхности корпуса ЛА при работе маршевых двигателей, который находится в диапазоне от 0 до 10 кГц [1, 2].
В настоящее время достигнуты значительные результаты теоретического и экспериментального исследования «естественного» перехода в двух и трехмерных течениях. Например, исследования перехода на гладких осесимметричных объектах, установленных в малошумных аэродинамических трубах под углом атаки и без угла атаки. Естественный ламинарно-турбулентный переход достаточно достоверно описывается линейной теорией устойчивости.
В рамках теории в качестве первого приближения принято считать, что переход происходит при более-менее универсальном значении At наиболее усиленной волновой амплитуды. At и начальная амплитуда волны А0 связаны между собой через N фактор в точке перехода:
At = A0 exp (N) (1)
Однако, в исследованиях значительной группы авторов полагается, что на капсулах при входе в атмосферу не случается «естественного» перехода и по сути он запускается посредством элементов шероховатости. По этой причине было получено множество эмпирических критериев, включающих высоту поверхностной шероховатости.
В таблице 1 приведены результаты обзора литературы по вопросу выявления универсального критерия перехода в различных условиях. Лин [4], Шнайдер [5,6] , Реда [7], Daniel Arnal and Jean Délery и пр [3].
Многообразие критериев ламинарно-турбулентного перехода в условиях, близких к полету ЛА космического назначения, указывает на существенное влияние шероховатости в области носового скругления, которая содержится в том или ином виде в формулах чисел Рейнольдса перехода. Часть исследователей в полете спускаемых аппаратов, в том числе и с высоким прогревом и уносом массы, выявило в качестве критерия перехода корреляционные функции между числом Рейнольдса по толщине потери импульса и числом Маха.
Явление Механизм Приближение Корреляция
Гладкая стенка Толлмин-Шлихтинг (мода 1), низкое число Маха Инженерная корреляция (слабая зависимость от формы носка) Ree = C'Me+C'' C'=110, C''=250
Толлмин-Шлихтинг Линейная теория устойчивости N=10±3
Доминирующая шероховатость Поверхностные возмущения и генерация вихрей Инженерная корреляция Реда Rekk=250
Инженерная корреляция PANT Ree =215[(k/e)(Te/Tw)]-07
модификация PANT Ree =500[(k/e)(Te/Tw)]-15
Унос массы Поверхностные возмущения и утолщение ламинарного пограничного слоя Инженерная корреляция Apollo: Ree=200(1-0.05B') при Ме<1, B'=(dm/dt)/peueSt=4-6
NASP: Ree=150 Ме
Шаттл: Ree=200 Ме
Ree=100exp0.2M6
Унос массы и Возмущения из двух Инженерная NASA Шаттл:
поверхностная источников корреляция Re0/Me = C5/k,
шероховатость С=21-35
1. Экспериментальный метод исследования турбулентно-ламинарного перехода режима течения в пограничном слое
Головной обтекатель (ГО) рассматриваемого класса ЛА представляет собой затупленное тело, имеющее несколько конических участков, заканчивающееся цилиндрической частью. Его длина L может быть оценена относительно радиуса скругления носка Rсф соотношением L/Rсф< 60. Исследование ламинарно-турбулентного режима течения на ГО проводилось путем определения коэффициента теплообмена к участку поверхности ГО в месте установки датчиков. Для этого использовались измерения при помощи комплекта датчиков теплового потока, температуры среды внутри отсека, температуры поверхности теплозащиты и датчиков давления, установленных в четырех сечениях: на каждом коническом участке и на цилиндрическом участке ГО.
На рис. 1 представлен полный комплект датчиков, совместная расшифровка которых позволяет определить параметры теплообмена к внешней и внутренней поверхностям корпуса.
Для всех перечисленных выше датчиков были проведены дополнительные исследования, включающие тарировки в наземных стендах, расчеты и измерения в различных условиях эксплуатации в полете. В результате разработан метод определения параметров среды и теплообмена по показаниям датчиков. Метод включает единый подход к показаниям датчика, как к температуре конкретной точки (спая термопары),
включенной в состав сложной многослойной конструкции, подвергающейся воздействию конвективного и лучистого теплообмена. В данную численную модель (например, фрагмента ГО), вставлена индивидуальная численная модель калориметра и датчика температуры среды, настроенная по результатам тарировки для решения задачи распространения тепла в многослойной конструкции с учетом оптических свойств тепловоспринимающих поверхностей.
Рис.1. Комплект датчиков на поверхностях корпуса
Данный метод применения комплекта датчиков в выбранном сечении позволил снизить ошибки определения параметров теплообмена до уровня менее 10%.
Определение режима течения в различных сечениях вдоль поверхности головного обтекателя выполнено на базе объемного статистического материала натурных исследований. На рис. 2 показаны результаты для двух крайних сечений головного обтекателя -первого конического участка и цилиндрического участка в виде зависимости числа Нуссельта от числа Рейнольдса Яеек= [реиек/ц,е]тр, построенного по параметрам на границе пограничного слоя в звуковой точке на носке ГО и высоте поверхностной шероховатости, равной 0.1 мм. Переход из турбулентного режима течения к ламинарному определялся по резкому излому в показаниях калориметров.
Видно, что на всех сечениях установки датчиков переход сопровождается резким снижением числа Нуссельта на одном и том же временном интервале полета при Кек=6-20.
Специфика перехода в полете заключается в том, что переход происходит на поверхности ЛА как в пространстве, так и во времени. В пространстве, то есть вдоль поверхности ГО в любой момент времени происходит ламинарно-турбулентный переход
в течение полета в плотных слоях атмосферы. При этом в бесконечно малой окрестности лобовой точки на носовом скруглении ГО пограничный слой всегда ламинарный в силу малой толщины. Далее, по мере продвижения потока по дуге сферического скругления и приближения к звуковой точке на сфере ГО происходит активизация возмущений в пограничном слое, которые изначально имеют место в атмосферном воздухе и стимулируются вибрациями корпуса при работе маршевых двигателей, к ним присоединяется влияние схода вихрей турбулентности с вершин поверхностной шероховатости. Это приводит к дестабилизации режима течения в пограничном слое и его переходу от ламинарного к турбулентному на относительно небольшом участке поверхности в области звуковой точки на носке ГО.
0.1 1
Рис. 2. Одновременность перехода на носке ГО Ь/Ясф<60
В случае больших чисел Рейнольдса набегающего потока развитие вихрей турбулентности носит взрывной характер, пограничный слой становится турбулентным практически за звуковой точкой на сферическом носке. Вся поверхность ЛА вниз по потоку до донного среза обтекается турбулентным пограничным слоем (рис. 3).
Турбулизация потока на сфере (рис. 3) продолжается до тех пор, пока на высотах примерно 36-46 км плотность атмосферного воздуха не станет малой настолько, что в звуковой точке начнется лишь частичная турбулизация, а затем и вовсе пограничный слой будет сохранять ламинарный характер. Неизвестна протяженность фронта перехода. По-видимому, она располагается между сферой и начальным участком первого конуса. Далее по полету точка начала перехода из ламинарного режима течения в переходный за несколько секунд достигает конца головного обтекателя. Если датчики первого сечения на ГО показывают переходный режим течения, то такой же режим фиксируют с небольшой флуктуацией в 1 -3 секунды датчики на всех ниже расположенных сечениях.
Наконец, на высотах более 46 км ламинарным становится первое сечение. Через 3-4 секунды весь головной обтекатель обтекается ламинарным пограничным слоем. Фронт перехода смещается далее по корпусу ЛА.
Рис. 3. Схема развития турбулентности на поверхности ЛА
Значение Яеек убывает по мере полета в силу уменьшения плотности в атмосфере. При сравнении границ изломов в данных измерений можно сделать вывод, что
турбулентно-ламинарный переход в пограничном слое происходит на всей поверхности головного обтекателя почти одновременно.
Причиной сжатости временного интервала перехода от турбулентного режима течения к переходному и далее к ламинарному на поверхности головных обтекателей может быть совместное влияние двух противоположных факторов:
- по мере подъема в атмосфере существенно уменьшается единичное число Рейнольдса, что должно способствовать смещению точки перехода из звуковой точки вниз по потоку и ослаблению известного значительного влияния сферы на переход на участках ГО;
- уменьшение влияния шероховатости, утопающей в толстом пограничном слое в окрестности звуковой точки на сфере, компенсируется влиянием естественной турбулентности и флуктуациями параметров пограничного слоя в силу вибрации корпуса.
Одновременность перехода во всех сечениях была выявлена также в свободном полете затупленных ракет Sharp-B2 в работе Поттера [8], что свидетельствует о значительной роли механизма турбулизации на сфере.
Как указано в [9], неустойчивость пограничного слоя наиболее эффективно вызывается возмущениями с динами волн Л< 108 и с фазовой скоростью с = U/2. При этом частота возмущений составит с = 2тс/Л = те/108. Для условий полета ЛА это частоты с =1- 300 кГц и они пересекают спектр вибрационных частот головных обтекателей. Причем направления колебаний корпуса имеют место по всем осям. Этот фактор может привести к возникновению вихревых образований при более низких числах Рейнольдса, чем в наземных стендовых установках и в свободном полете ракет.
Анализ результатов измерений по границам перехода на поверхности ГО показал наличие универсального числа Рейнольдса перехода. Его поиск был выполнен при помощи критериального анализа, аналогичного описанному Реда [10], и сводился к решению двух задач:
- выбор метода построения критического числа Рейнольдса, по которому происходит наилучшая корреляция различных экспериментальных данных по переходу режима течения в пограничном слое;
- графическое определение значения критического числа Рейнольдса, при котором происходит переход режима течения в пограничном слое.
В работах Реда [10], Ладермана [12], Андерсона по программе PANT [13], Дерлинга [14], Ван-Дриста [15], Финсона [16], количественное описание ламинарно-турбулентного перехода режима течения в пограничном слое на сферически скругленных моделях как в аэродинамических трубах, так и на баллистических трассах, выполнено методом 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:
(параметр перехода) = А(возмущающий фактор)"
где А- и 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:
Re
перехода
= (параметр перехода) ■ (возмущающий фактор) = А = const
Были рассмотрены следующие варианты таких зависимостей: формула Реда:
Re0 = Л[к/ 0]"
формула PANT:
формула Ван Дриста: Re e
TT)
формула Дерлинга:
Ree = A[kTw /0Ге ]n
= A[k/в]п, T'Те = l + 0.9(TW/T, -l)+0.048M2e
Re6W = A[PkUkk/PeUe0T
(2)
(3)
(4)
(5)
где Те - есть температура на границе пограничного слоя, Ме - число Маха на границе пограничного слоя, Т№ - температура на поверхности теплозащиты или краски, 0 -толщина потери импульса.
1000
ГО d о х о а о
о
го а го
®
о ОС
100
10
чч 4eda
К iiek=10f k
>=-1.03
*
:- J fr"
-А \ \ A"
Летньк iданны fcb 1 O4
Re, п= ■1.05
0.1
k/e
1
10
Рис. 4. Получение критерия перехода А =Reek= peUek/|ae = const и сравнение данных летного эксперимента с
данными испытаний Реда
На рис. 4 показаны результаты данной работы и различных исследователей перехода на скругленных шероховатых моделях в стендовых условиях: данные на баллистической трассе Д. Реда [10], А. Диметриадеса [11] в горле сопла, на затупленных телах Ладермана [12] и эмпирическая формула Андерсона (PANT) [13]. Анализ результатов измерений показывают, что при больших значениях параметра шероховатости данные А. Диметриадеса хорошо согласуются с данными других авторов. При ламинарно-
турбулентном переходе в условиях стремящейся к нулю высоты поверхностной шероховатости число Рейнольдса перехода достигает некоторого предельного значения. Предельное значение числа Рейнольдса Re9 по Диметриадесу, вычисленное по толщине потери импульса на теплоизолированной плоской пластине, установленной в рабочей части сопла при числе Маха 3, оказалось равным 600, у Ладермана- 310.
На рис. 5 каждая из экспериментальных точек представляет собой осредненное по нескольким измерительным точкам значение для одного полета ЛА, осуществленного от одного до нескольких раз по одинаковой траектории, а пунктирные прямые соответствуют разбросу данных. Наилучшая корреляция результатов получена при использовании зависимости Реда, при этом критерием перехода является число Рейнольдса Ие ек = \реиек!¡ле =20, построенное по высоте поверхностной шероховатости и параметрам потока на границе пограничного слоя в звуковой точке, как показано на рис. 5.
Reg = A[kTw/GTe]n
Рис. 5. Сравнение данных настоящего исследования с данными для затупленных тел в аэродинамических трубах, программы PANT и данными на баллистических трассах Реда
Также выявлен параметр влияния на турбулентно-ламинарный переход - относительная высота поверхностной шероховатости в окрестности звуковой линии на скруглении k/9: чем она меньше, тем раньше по времени полета наступает турбулентно-ламинарный переход. Путем обработки летных данных было получено среднеожидаемое значение
числа Рейнольдса начала турбулентно-ламинарного перехода, равное 20, а также его среднеквадратичное отклонение, равное 4.65. При этом Реда по результатам наземных испытаний получено, что параметром перехода, обеспечивающим наилучшую корреляцию данных многих авторов, является критерий Дерлинга Re k = \pkukkf lw =160.
По данным рис. 5 можно сделать вывод о том, что в полете турбулентно-ламинарный переход режима течения в пограничном слое наступает при числах Рейнольдса Ree, на порядок меньших, чем в наземных экспериментах происходит ламинарно-турбулентный переход.
В результате комплексных измерений в полете ЛА были получены параметры течения на границе пограничного слоя на конических и цилиндрических частях головного обтекателя. Эти данные позволили проанализировать изменение вдоль поверхности ЛА величины числа Рейнольдса Rekk, построенного по параметрам внутри пограничного слоя в на высоте поверхностной шероховатости k. Он считается наиболее приемлемым для описания продвижения фронта перехода от звуковой точки вниз по течению и его изменение вдоль поверхности может прояснить ситуацию об изменении факторов влияния на турбулизацию потока вдоль поверхности вплоть до донного среза ЛА.
На рис. 6 представлены измерения по длине ЛА величин Rekk и Re9 для двух характерных моментов по траектории полета: в момент среднеожидаемого перехода от турбулентного режима течения в пограничном слое на головном обтекателе одного из исследованных ЛА при Reek=34 и в момент полной ламиниризации течения на поверхности головного обтекателя Reek=1. Зависимости Rekk по длине имеет максимум в месте сопряжения сферы и первого конуса, что подтверждает ранее сделанный вывод о том, что переход происходит на сфере, и преимущественное влияние на переход оказывает высота поверхностной шероховатости в этой точке.
Рис.6. Характер измерения чисел Рейнольдса перехода Rekk и Re0.
Далее по длине ЛА число Рейнольдса Яекк значительно уменьшается и его влияние как основного дестабилизирующего фактора ослабевает. Для гладких тел неустойчивость пограничного слоя развивается вследствие роста толщины потери импульса в пограничном слое. Критерием перехода для гладких тел является число Рейнольдса Яее.
Усиление возмущений потока вдоль поверхности ЛА подчиняется другому механизму. Влияние шероховатости, утопающей в толстом пограничном слое, снижется, уровень частот собственных колебаний пограничного слоя может пересекаться со спектром колебаний корпуса. Поэтому определить границы перехода на поверхности можно также только по результатам измерений с использованием критерия Яее.
На турбулентно-ламинарный переход оказывает существенное влияние генерация вихрей в звуковой точке на сферическом скруглении на расстоянии Ь/Ясф <30...60. Интервал перехода для среднеожидаемого случая соответствует значениям Яекк= 34.1. При этом на длине Ь/Ясф =60 другое местное число Рейнольдса Яе9, рассчитанное по параметрам на границе пограничного слоя в данном сечении ЛА для ламинарного случая достигает значений 900.200.
Из литературы [8] известно, что при Ь/Ясф >200 происходит поглощение влияния энтропийного слоя, вызванного участком прямого скачка перед носком. Поэтому можно пренебречь влиянием скругления на развитие турбулентности на поверхности тел и обратиться к критериям перехода для острых конических тел (или для гладких тел).
Рис.7. Определение границ турбулентно-ламинарного перехода по критерию Reе
Исследование перехода на поверхности ЛА, удаленных от передней части проведено с использованием датчиков теплового потока, температуры конструкции и давления. При этом использовалась известная особенность резкого снижения теплового потока при переходе от турбулентного режима течения к переходному и затем еще один излом при переходе к ламинарному режиму течения. Такой же характер изменения имеет место у давления в отрывных циркуляционных течениях, например, перед изломом образующей или перед хвостовым отрывом. Также были использованы данные по переходу в конце головного обтекателя для нескольких ЛА. На рис. 7 приведены результаты исследования границ перехода датчиками теплового потока и давления. Излом в показаниях датчиков наблюдался в определенном диапазоне местных чисел Рейнольдса по толщине потери импульса Ree, которые строились по плотности и вязкости в зависимости от определяющей температуры Эккерта. В случае, когда режим течения на поверхности головного обтекателя ламинарный, далее по поверхности практически не остается турбулентного течения.
Значения местных чисел Рейнольдса Ree, построенных по толщине потери импульса e, в начале и конце перехода находились в пределах 811...993.
Данные по турбулентному режиму течения для ЛА различного класса нанесены на рис. 8 в сравнении с данными из других источников [6]. Границы перехода имеют гораздо меньший разброс на фоне данных других исследователей. Полученная корреляция границ перехода по местным величинам Ree может быть использована в качестве гипотезы для исследования ламиниризации течения по критерию Ree вдоль всей поверхности ЛА, включая хвостовой отсек. Частично они коррелируют с критерием NASP при средних величинах чисел Маха на границе пограничного слоя и не зависят от числа Маха. Расхождение наблюдается также с критерием перехода ЦНИИМаш [17] по верхней границе при малых числах Маха, и по нижней границе при больших числах Маха.
103
10:
Ree^OO-lOOJexpitUM«)- [17]
#Т>рб>лентный погран слой РЛаминарный погран. слой
данная работа
10
—■—t-1....... -
Z 3 4 » в 7 в 0 10 Ме
Рис.8. Результаты данной работы и критерии перехода NASP [6] (национальная аэрокосмическая
программа) и ЦНИИМаш [17]
Заключение
В ракетной технике из рассматриваемых в литературе факторов, способствующих развитию неустойчивости ламинарного течения, важны шероховатость поверхности головного обтекателя в точке перехода и вибрации корпуса ЛА при работающих двигателях, которые можно рассматривать как дополнительный генератор возмущений в пограничном слое. Шероховатость поверхности на головном обтекателе в рассмотренном диапазоне параметров полета (единичные числа Рейнольдса Г106...5^104, числа Маха полета от 3 до 7, температурный фактор 0.4...0.6) невелика k/9 < 0.3, и является лишь преобразователем сильных фоновых возмущений в пограничном слое, генератором которых являются вибрации корпуса при работе маршевых двигателей.
На основе анализа данных калориметрических измерений были определены временные границы турбулентно-ламинарного перехода пограничного слоя на поверхности затупленного носового обтекателя и выведен универсальный критерий турбулентно-ламинарного перехода для затупленных головных частей число Рейнольдса Reek = [реиек/де]тк. Критерием начала перехода на поверхности ГО является число Рейнольдса Reek=20±14 и конца перехода 6±5. Данные настоящей работы, также как и данные исследований в горле сопла и на баллистических трассах, подтвердили преобладающее влияние на переход высоты поверхностной шероховатости в области звуковой точки.
Выявленная одновременность перехода во всех сечениях ГО является следствием значительной роли механизма турбулизации на сфере.
Значения чисел Рейнольдса перехода в 5-8 раз ниже, чем в наземных испытаниях Реда и др. авторов. В полете единичное число Рейнольдса на три порядка ниже, что соответствует более вязкому потоку, в котором влияние шероховатости сохраняется при k/9<0.1. Совместное влияние малого единичного числа Рейнольдса и низкочастотных (010 кГц) вибраций корпуса создают условия для затягивания начала ламиниризации течения в область маленьких чисел Рейнольдса перехода.
В случае ослабления влияния шероховатости на носке при уменьшении плотности воздуха, на всей поверхности головного обтекателя происходит частичная турбулизация, которая соответствует переходному режиму течения. И в случае, если на носке головного обтекателя сохраняется ламинарный режим пограничного слоя, то до конца ГО не происходит усиления возмущений, и течение сохраняется ламинарным. Критерием перехода от переходного режима течения к турбулентному на следующих за головным обтекателем поверхностях ЛА до хвостовой части является постоянное число Рейнольдса Re9 = 900±100. Критерием отсутствия перехода режима течения и обтекания ламинарным пограничным слоем является постоянное число Рейнольдса Re9 = 200±50.
В пределе «гладкой стенки» значение числа Рейнольдса перехода для рассмотренных ЛА составит Ree = 200, что сравнимо со значением 300 у Ладермана.
Список литературы
1. Yurchenko I., Karakotin I., Kudinov A. Experimental-Analitical Procedure of Thermal Fluxes Definition on the Launch Vechicles Head Fairing // Abstract of the 7th European Aerothermodynamics Symposium on Space Vehicles, 9-12 May 2011, Brugge, Belgium. 2011.
2. Юрченко И.И., Каракотин И.Н., Кудинов А.С. Влияние свойств теплозащитных покрытий на тепловые потоки к поверхностям сверхзвуковых ЛА и методы оптимизации теплозащиты // Электронный журнал «Труды МАИ». 2011. № 43. Режим доступа: http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=24786 (дата обращения 01.08.2014).
3. Arnal D., Delery J. Laminar-Turbulent Transition and Shock Wave. Boundary Layer Interaction: Paper presented at the RTO AVT Lecture Series on "Critical Technologies for Hypersonic Vehicle Development", held at the von Karman Institute. Rhode-St-Genese, Belgium, 10-14 May 2004: Published in RTO-EN-AVT-116. 46 p.
4. Lin T.C. Influence of Laminar Boundary-Layer Transition on Entry Vehicle Designs // Journal of Spacecraft and Rockets. 2008. Vol. 45, no. 2. P. 165-175. DOI: 10.2514/1.30047
5. Schneider S. Flight Data for Boundary-Layer Transition at Hypersonic and Supersonic Speeds // Journal of Spacecraft and Rockets. 1999. Vol. 36, no.1. P. 8-20. DOI: 10.2514/2.3428
6. Schneider S. Laminar-Turbulent Transition on Reentry Capsules and Planetary Probes // Journal of Spacecraft and Rockets. 2006. Vol. 43, no. 6. P. 1153-1173. DOI: 10.2514/1.22594
7. Reda D.C., Wilder M.C., Bogdanoff D.W., Prabhu D.K. Transition Experiments on Blunt Bodies with Distributed Roughness in Hypersonic Free Flight // Journal of Space and Rockets. 2008. Vol. 45, no. 2. P. 210-215. DOI: 10.2514/1.30288
8. Kuntz D.W., Potter D.L. Boundary-Layer Transition and Hypersonic Flight Testing // Journal of Spacecraft and Rockets. 2008. Vol. 45, no. 2. P. 184-192. DOI: 10.2514/1.29708
9. Жигулев В.Н., Тумин А.М. Возникновение турбулентности. Новосибирск: Наука, 1987. 128 с.
10. Реда Д.К. Корреляция данных по переходу пограничного слоя на поверхности наконечника при испытаниях на баллистической трассе // Ракетная техника и космонавтика. 1981. Т. 19, № 4. C. 67-81. [Reda D.C. Correlation of Nosetip Boundary-Layer Transition Data Measured in Ballistics-Range Experiments // AIAA Journal. 1981. Vol. 19, no. 3. P. 329-339. DOI: 10.2514/3.50952 ].
11. Диметриадес А. Влияние шероховатости на переход пограничного слоя в горле сопла // Ракетная техника и космонавтика. 1981. Т. 19, № 4. C. 33-42. [Demetriades A. Roughness effects on boundary-layer transition in a nozzle throat // AIAA Journal. 1981. Vol. 19, no. 3. P. 282-289. DOI: 10.2514/3.7772 ].
12. Laderman A.J. Effect of Surface Roughness on Blunt Body Boundary-Layer Transition // Journal of Spacecraft and Rockets. 1977. Vol. 14, no. 4. P. 253-255. DOI: 10.2514/3.27968
13. 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.
14. Dirling R.B. Asymmetric Nose-Tip Shape Change during Atmospheric Entry // AIAA PAPER. 1977. No.77-779. Р. 205-217. DOI: 10.2514/5.9781600865336.0311.0327
15. Blumer C.D., Va E.E.R. Boundary-layer transition at supersonic speeds - roughness effects with heat transfer //AIAA Journal. 1968. Vol. 6, no. 4. P. 603-607. DOI: 10.2514/3.4551 [Русск. перевод: Ракетная техника и космонавтика // 1968. Т. 6, № 4. С. 33-39.].
16. Finson M.L. An Analyses of Nosetip Boundary Layer Transition Data. AFOSR-TR-76-1106, Aug. 1976.
17. Землянский Б.А., Лунев В.В., Власов В.И. и др. Конвективный теплообмен изделий РКТ. Руководство для конструкторов. г. Королев, МО: ЦНИИмаш, 2010. 397 с.
Science ¿Education
of the Bauman MSTU
ISSN 1994-0448
Science and Education of the Bauman MSTU, 2014, no. 9, pp. 88-105.
DOI: 10.7463/0914.0726268
Received: 21.07.2014
Revised: 12.09.2014
© Bauman Moscow State Technical Unversity
The Turbulent-Laminar Transition on the Rocket Surface During the Injection
I.I. Yurchenko1*, I. V. Karakotin1, A.S. Kudinov1
rockotl Syandex.ra
1 Khrunichev State Research and Production Space Center Design Bureau
"Salut", Moscow, Russia
Keywords: heat exchange, boundary layer, turbulent-laminar transition, calorimeter, transition criterion
The variety of turbulent-laminar transition criteria in such environments as the launch vehicle injection points to the essential influence of spherical nose roughness, which is included in one form or another in the critical Reynolds numbers for a lot of explorers of blunt bodies. Some of researchers of the reentry bodies have founded the correlation functions between the momentum thickness Reynolds number and Max number as the transition criteria.
In this article we have considered results of flight tests carried out using launch vehicles to define boundary layer regime on the payload fairing surface. The measurements were carried out using specially designed complex of gages consisted of calorimeters, surface temperature gages, and pressure gages. The turbulent-laminar transition was defined in accordance with the sharp change of calorimeter readings and flow separation pressure gages indication.
The universal criterion of turbulent-laminar transition has been identified for blunted pay-load fairings i.e. Reynolds number Reek based on the boundary layer edge parameters in the sonic point of the payload fairing spherical nose and surface roughness height k, which gives the best correlation of all data of flight experiment conducted to define turbulent-laminar transition in boundary layer. The criterion allows defining time margins when boundary layer regime is turbulent at Reek=20±14 existing on space head surfaces and at Reek=6±5 the boundary layer regime is totally laminar.
It was defined that under conditions when there are jointly high background disturbances of free stream flux at operation of main launch vehicle engines and influence of the surface roughness the critical value of Reynolds number is an order-diminished value as compared to the values obtained in wind tunnels and in free flight.
It was found that with decreasing of roughness influence in growing boundary layer the flow disturbances evolution wide apart the payload fairing nose along the surface rocket stages is close to the turbulization mechanism at the smooth surfaces. The criterion of transition from transient to turbulent regime at the surface rocket is momentum thickness Reynolds number Ree =
900±100. The criterion of transition absence and the laminar boundary layer regime on the steps
surface is Re0 = 200±50.
References
1. Yurchenko I., Karakotin I., Kudinov A. Experimental-Analitical Procedure of Thermal Fluxes Definition on the Launch Vechicles Head Fairing. Abstract of the 7th European Aerothermo-dynamics Symposium on Space Vehicles, 9-12 May 2011. Brugge, Belgium, 2011.
2. Iurchenko I.I., Karakotin I.N., Kudinov A.S. Influence of heat protection features on heat fluxes of supersonic launch vehicles and methods for heat protection optimization. Trudy MAI, 2011, no. 43. Available at: http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=24786 , accessed 01.08.2014. (in Russian).
3. Arnal D., Delery J. Laminar-Turbulent Transition and Shock Wave. Boundary Layer Interaction: Paper presented at the RTO AVT Lecture Series on "Critical Technologies for Hypersonic Vehicle Development", held at the von Karman Institute. Rhode-St-Genese, Belgium, 10-14 May 2004, Published in RTO-EN-AVT-116. 46 p.
4. Lin T.C. Influence of Laminar Boundary-Layer Transition on Entry Vehicle Designs. Journal of Spacecraft and Rockets, 2008, vol. 45, no. 2, pp. 165-175. DOI: 10.2514/1.30047
5. Schneider S. Flight Data for Boundary-Layer Transition at Hypersonic and Supersonic Speeds. Journal of Spacecraft and Rockets, 1999, vol. 36, no.1, pp. 8-20. DOI: 10.2514/2.3428
6. Schneider S. Laminar-Turbulent Transition on Reentry Capsules and Planetary Probes. Journal of Spacecraft and Rockets, 2006, vol. 43, no. 6, pp. 1153-1173. DOI: 10.2514/1.22594
7. Reda D.C., Wilder M.C., Bogdanoff D.W., Prabhu D.K. Transition Experiments on Blunt Bodies with Distributed Roughness in Hypersonic Free Flight. Journal of Space and Rockets, 2008, vol. 45, no. 2, pp. 210-215. DOI: 10.2514/1.30288
8. Kuntz D.W., Potter D.L. Boundary-Layer Transition and Hypersonic Flight Testing. Journal of Spacecraft and Rockets, 2008, vol. 45, no. 2, pp. 184-192. DOI: 10.2514/1.29708
9. Zhigulev V.N., Tumin A.M. Vozniknovenie turbulentnosti [Development of turbulence]. Novosibirsk, Nauka Publ., 1987. 128 p. (in Russian).
10. Reda D.C. Correlation of Nosetip Boundary-Layer Transition Data Measured in Ballistics-Range Experiments. AIAA Journal, 1981, vol. 19, no. 3, pp. 329-339. DOI: 10.2514/3.50952
11. Demetriades A. Roughness effects on boundary-layer transition in a nozzle throat. AIAA Journal, 1981, vol. 19, no. 3, pp. 282-289. DOI: 10.2514/3.7772
12. Laderman A.J. Effect of Surface Roughness on Blunt Body Boundary-Layer Transition. Journal of Spacecraft and Rockets, 1977, vol. 14, no. 4, pp. 253-255. DOI: 10.2514/3.27968
13. 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.
14. Dirling R.B. Asymmetric Nose-Tip Shape Change during Atmospheric Entry. AIAA PAPER, 1977, no.77-779, pp. 205-217. DOI: 10.2514/5.9781600865336.0311.0327
15. Blumer C.D., Va E.E.R. Boundary-layer transition at supersonic speeds - roughness effects with heat transfer. AIAA Journal, 1968, vol. 6, no. 4, pp. 603-607. DOI: 10.2514/3.4551
16. Finson M.L. An Analyses of Nosetip Boundary Layer Transition Data. AFOSR-TR-76-1106, Aug. 1976.
17. Zemlianskii B.A., Lunev V.V., Vlasov V.I., et al. Konvektivnyi teploobmen izdelii RKT. Rukovodstvo dlia konstruktorov [Convective heat transfer of products of rocket and space technology. Guide for Designers]. Korolev, TsNIImash Publ., 2010. 397 p. (in Russian).
