Наведено 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 3-х типів ракетних аерофізичних комплексів. Проведено безпосереднє порівняння даних льотного експерименту за тиском на поверхні головної частини аерофізичного комплекса типу М-100 в діапазоні чисел Маха потоку 1,4 <<= M_inf <<= 4,2, Рейнольдса Re_L,inf <<= 108 з розрахунками тиску за формулою Ньютона, і на основі методу конічних течій та характеристик показано їх достатньо добре узгодження. Порівняння тиску, розрахованого за формулою Ньютона для головної частини аерофізичного комплекса типу М-100, з числовими розрахунками тиску за методом розщеплювання в околиці носової частини і на основній довжині головної частини комплекса за маршевою схемою методу встановлення по часу, також показало добре узгодження. Використання методу Ньютона для розрахунку подовжнього градієнту тиску під час визначення коефіцієнтів тепловіддачі та температури стінки ракетних комплексів 3-х типів продемонструвало ефективність формули Ньютона.

  Повний текст PDF - 607.236 Kb    Зміст випуску     Цитування публікації

  Якщо, ви не знайшли інформацію про автора(ів) публікації, маєте бажання виправити або відобразити більш докладну інформацію про науковців України запрошуємо заповнити "Анкету науковця"