Будь ласка, використовуйте цей ідентифікатор, щоб цитувати або посилатися на цей матеріал: https://repo.snau.edu.ua/xmlui/handle/123456789/4577
Назва: Теоретичне обгрунтування газодинамічної формули Ньютона і перевірка її в льотних умовах обтікання головних частин ряду аерофізичних комплексів для чисел Маха м∞ ≤ 5.0 та Рейнольдса rel, ∞ ≤108
Інші назви: Теоретическое обоснование газодинамической формулы Ньютона и проверка её в летных условиях обтекания головных частей ряда аэрофизических комплексов для чисел Маха м∞ ≤ 5.0 и Рейнольдса rel, ∞ ≤10
Тheoretical grounding of Newton gases dynamics formula and its streamline testing of the head parts of aerophysical complexeses in the flight conditions for Max number м∞ ≤ 5.0 and 1, 4≤ м∞ ≤ 4.2rel, ∞ ≤108
Автори: Павлюченко, Анатолій Михайлович
Шийко, Олександр Миколайович
Павлюченко, Анатолий Михайлович
Шийко, Александр Николаевич
Pavlyuchenko, Anatoly Mikhaylovich
Shiyko, Olexandr Mikolayevich
Ключові слова: формула Ньютона
статичний тиск на обтічній поверхні
прикордонний шар
формула Ньютона
статическое давление на обтекаемой поверхности
пограничный слой
formula of Newton
static pressure on the streamlined surface
frontier layer
Дата публікації: 2015
Видавництво: Национальный аэрокосмический университет им. Н. Е. Жуковского "Харьковский авиационный институт"
Бібліографічний опис: Павлюченко А. М. Теоретичне обгрунтування газодинамічної формули Ньютона і перевірка її в льотних умовах обтікання головних частин деяких аерофізичних комплексів для чисел Маха М∞ ≤ 5.0 та Рейнольдса ReL, ∞ ≤108 при наявності стисливості, неізотермічності, ламінарно-турбулентного переходу і реламінарізації в пристінному пограничному шарі [Електронний ресурс] / А. М. Павлюченко, О. М. Шийко // Авиационно-космическая техника и технология : научно-технический журнал. – Х. : Национальный аэрокосмический университет им. Н. Е. Жуковского "Харьковский авиационный институт", 2015. – № 2(119) – С. 25-44.
Короткий огляд (реферат): В статті представлені результати комплексного обгрунтування газодинамічної формули Ньютона, що достатньо широко використовується для розрахунку тиску на поверхнях гіперзвукових льотних об’єктів. Обгрунтування базується на теоретичних методах і результатах льотних експериментів, здійснених за допомогою трьох типів ракетних аерофізичних комплексів. Проведено безпосереднє порівняння даних льотного експерименту по тиску на поверхні головної частини аерофізичного комплекса типу М-100 в діапазоні чисел Маха потоку 1, 4≤ М∞ ≤ 4.2, Рейнольдса ReL, ∞ ≤ 108 з розрахунками тиску по формулі Ньютона і на основі методу конічних течій та характеристик, показано їх достатньо добре узгодження. Порівняння тиску, розрахованого по формулі Ньютона для головної частини аерофизичного комплекса типу М-100, з чисельними розрахунками тиску по методу розщеплювання в околиці носової частини і на основній довжині головної частини комплекса по маршевій схемі методу встановлення по часу також показало добре узгодження. Використання методу Ньютона для розрахунку подовжнього градієнту тиску при визначенні коефіцієнтів тепловіддачі і температури стінки ракетних комплексів трьох типів продемонструвало ефективність формули Ньютона. В статье представлены результаты комплексного обоснования газодинамической формулы Ньютона, достаточно широко используемой для расчета давления на поверхностях гиперзвуковых летных объектов. Обоснование базируется на теоретических методах и результатах летных экспериментов, проведенных при помощи трех типов ракетных аэрофизических комплексов. Проведено непосредственное сравнение данных летного эксперимента о давлении на поверхности головной части аэрофизического комплекса типа М-100 в диапазоне чисел Маха потока 1, 4≤ М∞ ≤ 4.2, Рейнольдса ReL, ∞ ≤108 с расчетами давления по формуле Ньютона и на основе метода конических течений и характеристик, показано их достаточно хорошее согласование. Сравнение давления, рассчитанного по формуле Ньютона для головной части аэрофизического комплекса типа М-100, с численными расчетами давления по методу расщепления в окрестности носовой части и на основной длине головной части комплекса по маршевой схеме метода установления по времени также показало хорошее согласование. Использование метода Ньютона для расчета продольного градиента давления при определении коэффициентов теплоотдачи и температуры стенки ракетных комплексов трех типов продемонстрировало эффективность формулы Ньютона.
Опис: The results of the complex grounding of the Newton gases dynamics formula are submitted in the article.This formula is widely used for the calculation of the pressure on the surface of hypersonic flying objects. The grounding is based on the theoretical methods and on the results of flight tests wich were held with the help of three types of rocket and aerophysical complexes. The comparison of the testing results concerning the pressure on the surface of the head part of aerophysical complex rank M-100 in the range of Mah number 1, 4≤ М∞ ≤ 4.2, Reynolds number ReL, ∞ ≤ 108 with the pressure calculation due to the Newton formula and on the basis of the method of the conic flows and characteristics is carried out. The pressure comparison, wich was calculated using the Newton formula for the main parts of aerophysical complex rank M-100, with the pressure numerical calculation on the basis of method of splitting on the surface of the forward part of the aircraft and on the main length of the aerophysical complex due to the march circuit of the method of time determination has shown a good coordination.
URI (Уніфікований ідентифікатор ресурсу): http://repo.sau.sumy.ua/handle/123456789/4577
Розташовується у зібраннях:Статті, тези доповідей

Файли цього матеріалу:
Файл Опис РозмірФормат 
Павлюченко А. М. Теоретичне обгрунтування.pdf593 kBAdobe PDFПереглянути/Відкрити


Усі матеріали в архіві електронних ресурсів захищені авторським правом, всі права збережені.