-
/soyuz-tma_lay-out.jpg)
Где можно посмотреть Сx (Сd) для сверхзвуковых аппаратов?
Теги:
Полл
Fakir> ОЧЕНЬ 
Ну так ликбез? Если не затруднит.
Ну так ликбез? Если не затруднит.
инфо
инструменты
Fakir
Это отдельная и довольно обширная песня
Начать с того, что чёткой границы в принципе нет. Существуют разные газодинамические модели - простейшая это идеальный газ, химически неактивный, а далее, по мере роста характерных температур процесса и скоростей, последовательно вводятся разные дополнения.
Применимость (необходимость применения) той или иной модели зависит даже не столько от скорости, сколько от рассматриваемой задачи. Наиболее существенны все эти тонкости (с диссоциациями-рекомбинациями, химией, замороженностями потоков, излучениями, и т.д. и т.п.) не столько для расчётов сопротивления, сколько для тепловых расчётов. Т.е. для сопротивления тоже,
При достаточно больших скоростях, когда появляется заметное излучение, воздух уже даже перед скачком оказывается "подогретым" излучением, идущим из горячей области за скачком - вот тут уже и для сопротивления получаются заметные отклонения от "классической модели" - теплоперенос мало того, что есть, так еще и существенно нелокален.
Но если грубо и в двух словах резюмировать - даже наиболее простая газодинамическая модель удовлетворительно применима в земной атмосфере до скоростей порядка 2-й космической в том числе. Совсем уж грубых расхождений с реальностью она не даёт.
Начать с того, что чёткой границы в принципе нет. Существуют разные газодинамические модели - простейшая это идеальный газ, химически неактивный, а далее, по мере роста характерных температур процесса и скоростей, последовательно вводятся разные дополнения.
Применимость (необходимость применения) той или иной модели зависит даже не столько от скорости, сколько от рассматриваемой задачи. Наиболее существенны все эти тонкости (с диссоциациями-рекомбинациями, химией, замороженностями потоков, излучениями, и т.д. и т.п.) не столько для расчётов сопротивления, сколько для тепловых расчётов. Т.е. для сопротивления тоже,
При достаточно больших скоростях, когда появляется заметное излучение, воздух уже даже перед скачком оказывается "подогретым" излучением, идущим из горячей области за скачком - вот тут уже и для сопротивления получаются заметные отклонения от "классической модели" - теплоперенос мало того, что есть, так еще и существенно нелокален.
Но если грубо и в двух словах резюмировать - даже наиболее простая газодинамическая модель удовлетворительно применима в земной атмосфере до скоростей порядка 2-й космической в том числе. Совсем уж грубых расхождений с реальностью она не даёт.
Повторяю свой вопрос - по этой "простой газодинамической модели" можно расчитать воздействие ударной волны того же тротила? Скорость у нее - пониже первой космической.
Да, конечно.
Точность расчёта - точно не скажу, какая, но никакой радикальной ошибки не будет.
Классическая задача о сильном взрыве решается в классической модели, соответствие весьма неплохое (так по киносъёмке взрыва оценивали мощность ядерных зарядов).
Точность расчёта - точно не скажу, какая, но никакой радикальной ошибки не будет.
Классическая задача о сильном взрыве решается в классической модели, соответствие весьма неплохое (так по киносъёмке взрыва оценивали мощность ядерных зарядов).
Fakir> Но если грубо и в двух словах резюмировать - даже наиболее простая газодинамическая модель удовлетворительно применима в земной атмосфере до скоростей порядка 2-й космической в том числе. Совсем уж грубых расхождений с реальностью она не даёт.
Достоверно известно, что такая модель оказалась вполне адекватной при расчете течений в задаче динамическая защита против боеприпаса
Достоверно известно, что такая модель оказалась вполне адекватной при расчете течений в задаче динамическая защита против боеприпаса
Maschinen muessen "idiotensicher" werden
Полл> Повторяю свой вопрос - по этой "простой газодинамической модели" можно расчитать воздействие ударной волны того же тротила? Скорость у нее - пониже первой космической.
Можно, Паш, можно. Проверено "на кошках" еще в 80-е.
Можно, Паш, можно. Проверено "на кошках" еще в 80-е.
Maschinen muessen "idiotensicher" werden
Понял. Тогда вопрос - в чем принипиальная ошибка в расчетах Сх кенгуру? А она, ИМХО, должна быть.
Полл> Понял. Тогда вопрос - в чем принипиальная ошибка в расчетах Сх кенгуру? А она, ИМХО, должна быть.
Он его высчитиал исходя из того, какой ему годится по условиям прегрузки А потом считает перегрузку по этому Сх 
Он его высчитиал исходя из того, какой ему годится по условиям прегрузки
А потом считает перегрузку по этому Сх
Maschinen muessen "idiotensicher" werden
drsvyat
В.М.> Он его высчитиал исходя из того, какой ему годится по условиям прегрузки А потом считает перегрузку по этому Сх
извиняюсь, что встряю, а насколько перегрузка критична. В смысле если тело пока еще живого человека погрузить в воду, не сможет ли он тогда без особых последствий выдержать перегрузку скажем так в 20 g?
А потом считает перегрузку по этому Сх извиняюсь, что встряю, а насколько перегрузка критична. В смысле если тело пока еще живого человека погрузить в воду, не сможет ли он тогда без особых последствий выдержать перегрузку скажем так в 20 g?
Bredonosec
Bredonosec>> Так опять же, сколько времени эта первая космическая у вас будет? Какую долю секунды?
Кенгуру> Скрость в 8200 м/сек рассчитана так, чтобы к выходу на орбиту упала до первой космической.
Кенгуру> Подробнее см рассчёты: 404 Not Found
То есть, вы продолжаете утвердлать, что торможение от атмосферы за подьем в 3 сотни км + от влияния Ж - всего 200м/с*? )))
Кенгуру> Сколько можно задавать один и тот же вопрос? Если у вас есть притензии к моему ответу на него на предыдущей странице, то излагайте.
прЕтензии (грамотность тож недоучена)) имеются )
В том, что вы пытаетесь применить формулы для дозвукового обтекания к неподходящему для этого случаю.
>>>В общем в вашей формуле "t=2*V/g", g должно быть равно 0, а не единице.
Bredonosec>> Ж= 0 только при расстоянии от земли, приближающимся к бесконечности =))
Кенгуру> А уже в километре от неё отличается на безумную величину в сотую процента.
И этот км от бесконечности -в 300 км от поверхности, да?))))
Вы хоть в глаза видели формулу расчета Ж?)))
Bredonosec>> хфизик блин )))
Кенгуру> Какой вы физик ясно из вашего вопроса про g.
Кенгуру> А какой вы специалист по газовой динамике показывает ваше сравнение аппарата с Cx ~ 0.01 с метеоритом.
:)_)
А Сх вы ему измерили чем? )) И для каких условий оно такое?) Для дозвука опять?
>Cкорость у нас C1 = 8200 м/сек, Угол скачка - 10 градусов.
А это откуда взято? Это для плоской бесконечной пластины, а не для клина. Для клина в расчете угла также угол самого клина имеет место быть
Найдете сами ф-лу?
>А еслиб скачок был прямой, кстати, то есть угол был бы 90°, то температура торможения была бы действительно 33 500 градусов.
В передней точке скачок и будет прямой. Если точка заостренная - зона полного торможения с макс нагревом будет касаться конструкции и активно испарять её. Потому обычно делают закругление - чтоб оторвать зону макс нагрева от поверхности. (ну, вам, как гению, опыт предков не помеха, продолжайте =))
Кенгуру> Скрость в 8200 м/сек рассчитана так, чтобы к выходу на орбиту упала до первой космической.
Кенгуру> Подробнее см рассчёты: 404 Not Found
То есть, вы продолжаете утвердлать, что торможение от атмосферы за подьем в 3 сотни км + от влияния Ж - всего 200м/с*? )))
Кенгуру> Сколько можно задавать один и тот же вопрос? Если у вас есть притензии к моему ответу на него на предыдущей странице, то излагайте.
прЕтензии (грамотность тож недоучена)) имеются )
В том, что вы пытаетесь применить формулы для дозвукового обтекания к неподходящему для этого случаю.
>>>В общем в вашей формуле "t=2*V/g", g должно быть равно 0, а не единице.
Bredonosec>> Ж= 0 только при расстоянии от земли, приближающимся к бесконечности =))
Кенгуру> А уже в километре от неё отличается на безумную величину в сотую процента.
И этот км от бесконечности -в 300 км от поверхности, да?
)))) Вы хоть в глаза видели формулу расчета Ж?
))) Bredonosec>> хфизик блин )))
Кенгуру> Какой вы физик ясно из вашего вопроса про g.
Кенгуру> А какой вы специалист по газовой динамике показывает ваше сравнение аппарата с Cx ~ 0.01 с метеоритом.
:)_)
А Сх вы ему измерили чем? )) И для каких условий оно такое?
) Для дозвука опять? >Cкорость у нас C1 = 8200 м/сек, Угол скачка - 10 градусов.
А это откуда взято? Это для плоской бесконечной пластины, а не для клина. Для клина в расчете угла также угол самого клина имеет место быть
Найдете сами ф-лу? >А еслиб скачок был прямой, кстати, то есть угол был бы 90°, то температура торможения была бы действительно 33 500 градусов.
В передней точке скачок и будет прямой. Если точка заостренная - зона полного торможения с макс нагревом будет касаться конструкции и активно испарять её. Потому обычно делают закругление - чтоб оторвать зону макс нагрева от поверхности. (ну, вам, как гению, опыт предков не помеха, продолжайте =))
Voeneuch, учи физику, манажор ))
В.М.>> Он его высчитиал исходя из того, какой ему годится по условиям прегрузки А потом считает перегрузку по этому Сх
drsvyat> извиняюсь, что встряю, а насколько перегрузка критична. В смысле если тело пока еще живого человека погрузить в воду, не сможет ли он тогда без особых последствий выдержать перегрузку скажем так в 20 g?
В направлении грудь-спина - до 46Ж пробовали.
Голова-ногии - длительно порялка 5 не больше. 9 кратко.
А потом считает перегрузку по этому Сх drsvyat> извиняюсь, что встряю, а насколько перегрузка критична. В смысле если тело пока еще живого человека погрузить в воду, не сможет ли он тогда без особых последствий выдержать перегрузку скажем так в 20 g?
В направлении грудь-спина - до 46Ж пробовали.
Голова-ногии - длительно порялка 5 не больше. 9 кратко.
Voeneuch, учи физику, манажор ))
>А еслиб скачок был прямой, кстати, то есть угол был бы 90°, то температура торможения была бы действительно 33 500 градусов.
(гулко икает)
Какая жесть... вы чё, в Юпитер, чё ль, входите? Или в атмосфере земли на 40 км/с полетать охота?
(гулко икает)
Какая жесть... вы чё, в Юпитер, чё ль, входите? Или в атмосфере земли на 40 км/с полетать охота?
Отвечая на просьбу Паши о ликбезе по поводу моделей и областей их применимости.
Вот, неплохое описание - правда, только англоязычное подвернулось.
Пардон, что без перевода - не до того
_________________________________________________________________________________________
Perfect gas model
Almost all aeronautical engineers are taught the perfect (ideal) gas model during their undergraduate education. Most of the important perfect gas equations along with their corresponding tables and graphs are shown in NACA Report 1135.[5] Excerpts from NACA Report 1135 often appear in the appendices of thermodynamics textbooks and are familiar to most aeronautical engineers who design supersonic aircraft.
Perfect gas theory is elegant and extremely useful for designing aircraft but assumes the gas is chemically inert. From the standpoint of aircraft design, air can be assumed to be inert for temperatures less than 550 K at one atmosphere pressure. Perfect gas theory begins to break down at 550 K and is not usable at temperatures greater than 2000 K. For temperatures greater than 2000 K, a heat shield designer must use a real gas model.
Real (equilibrium) gas model
The real gas equilibrium model is normally taught to aeronautical engineers studying towards a master's degree. Not surprisingly, it is a common error for a bachelor's-level engineer to incorrectly use perfect-gas theory on a hypersonic design. An entry vehicle's pitching moment can be significantly influenced by real-gas effects. Both the Apollo-CM and the Space Shuttle were designed using incorrect pitching moments determined through inaccurate real-gas modeling. The Apollo-CM's trim-angle angle-of-attack was higher than originally estimated, resulting in a narrower lunar return entry corridor. The actual aerodynamic center of the Columbia was upstream from the calculated value due to real-gas effects. On Columbia’s maiden flight (STS-1), astronauts John W. Young and Robert Crippen had some anxious moments during reentry when there was concern about losing control of the vehicle.
An equilibrium real-gas model assumes that a gas is chemically reactive but also assumes all chemical reactions have had time to complete and all components of the gas have the same temperature (this is called thermodynamic equilibrium). When air is processed by a shock wave, it is superheated by compression and chemically dissociates through many different reactions (contrary to myth, friction is not the main cause of shock-layer heating). The distance from the shock wave to the stagnation point on the entry vehicle's leading edge is called shock wave stand off. An approximate rule of thumb for shock wave standoff distance is 0.14 times the nose radius. One can estimate the time of travel for a gas molecule from the shock wave to the stagnation point by assuming a free stream velocity of 7.8 km/s and a nose radius of 1 meter, i.e. time of travel is about 18 microseconds. This is roughly the time required for shock-wave-initiated chemical dissociation to approach chemical equilibrium in a shock layer for a 7.8 km/s entry into air during peak heat flux. Consequently, as air approaches the entry vehicle's stagnation point, the air effectively reaches chemical equilibrium thus enabling an equilibrium model to be usable. For this case, most of the shock layer between the shock wave and leading edge of an entry vehicle is chemically reacting and not in a state of equilibrium. The Fay-Riddell equation, which is of extreme importance towards modeling heat flux, owes its validity to the stagnation point being in chemical equilibrium. It should be emphasized that the time required for the shock layer gas to reach equilibrium is strongly dependent upon the shock layer's pressure. For example, in the case of the Galileo Probe's entry into Jupiter's atmosphere, the shock layer was mostly in equilibrium during peak heat flux due to the very high pressures experienced (this is counter intuitive given the free stream velocity was 39 km/s during peak heat flux) .
Determining the thermodynamic state of the stagnation point is more difficult under an equilibrium gas model than a perfect gas model. Under a perfect gas model, the ratio of specific heats (also called "isentropic exponent", adiabatic index, "gamma" or "kappa") is assumed to be constant along with the gas constant. For a real gas, the ratio of specific heats can wildly oscillate as a function of temperature. Under a perfect gas model there is an elegant set of equations for determining thermodynamic state along a constant entropy stream line called the isentropic chain. For a real gas, the isentropic chain is unusable and a Mollier diagram would be used instead for manual calculation. However graphical solution with a Mollier diagram is now considered obsolete with modern heat shield designers using computer programs based upon a digital lookup table (another form of Mollier diagram) or a chemistry based thermodynamics program. The chemical composition of a gas in equilibrium with fixed pressure and temperature can be determined through the Gibbs free energy method. Gibbs free energy is simply the total enthalpy of the gas minus its total entropy times temperature. A chemical equilibrium program normally does not require chemical formulas or reaction rate equations. The program works by preserving the original elemental abundances specified for the gas and varying the different molecular combinations of the elements through numerical iteration until the lowest possible Gibbs free energy is calculated (a Newton-Raphson method is the usual numerical scheme). The data base for a Gibbs free energy program comes from spectroscopic data used in defining partition functions. Among the best equilibrium codes in existence is the program Chemical Equilibrium with Applications (CEA) which was written by Bonnie J. McBride and Sanford Gordon at NASA Lewis (now renamed "NASA Glenn Research Center"). Other names for CEA are the "Gordon and McBride Code" and the "Lewis Code". CEA is quite accurate up to 10,000 K for planetary atmospheric gases but unusable beyond 20,000 K (double ionization is not modeled). CEA can be downloaded from the Internet along with full documentation and will compile on Linux under the G77 Fortran compiler.
Real (non-equilibrium) gas model
A non-equilibrium real gas model is the most accurate model of a shock layer's gas physics but is more difficult to solve than an equilibrium model. The simplest non-equilibrium model is the Lighthill-Freeman model.[6][7] The Lighthill-Freeman model initially assumes a gas made up of a single diatomic species susceptible to only one chemical formula and its reverse, e.g. N2 → N + N and N + N → N2 (dissociation and recombination). Because of its simplicity, the Lighthill-Freeman model is a useful pedagogical tool but is unfortunately too simple for modeling non-equilibrium air. Air is typically assumed to have a mole fraction composition of 0.7812 molecular nitrogen, 0.2095 molecular oxygen and 0.0093 argon. The simplest real gas model for air is the five species model which is based upon N2, O2, NO, N and O. The five species model assumes no ionization and ignores trace species like carbon dioxide.
When running a Gibbs free energy equilibrium program, the iterative process from the originally specified molecular composition to the final calculated equilibrium composition is essentially random and not time accurate. With a non-equilibrium program, the computation process is time accurate and follows a solution path dictated by chemical and reaction rate formulas. The five species model has 17 chemical formulas (34 when counting reverse formulas). The Lighthill-Freeman model is based upon a single ordinary differential equation and one algebraic equation. The five species model is based upon 5 ordinary differential equations and 17 algebraic equations. Because the 5 ordinary differential equations are loosely coupled, the system is numerically "stiff" and difficult to solve. The five species model is only usable for entry from low Earth orbit where entry velocity is approximately 7.8 km/s. For lunar return entry of 11 km/s, the shock layer contains a significant amount of ionized nitrogen and oxygen. The five species model is no longer accurate and a twelve species model must be used instead. High speed Mars entry which involves a carbon dioxide, nitrogen and argon atmosphere is even more complex requiring a 19 species model.
An important aspect of modeling non-equilibrium real gas effects is radiative heat flux. If a vehicle is entering an atmosphere at very high speed (hyperbolic trajectory, lunar return) and has a large nose radius then radiative heat flux can dominate TPS heating. Radiative heat flux during entry into an air or carbon dioxide atmosphere typically comes from unsymmetric diatomic molecules, e.g. cyanogen (CN), carbon monoxide, nitric oxide (NO), single ionized molecular nitrogen, etc. These molecules are formed by the shock wave dissociating ambient atmospheric gas followed by recombination within the shock layer into new molecular species. The newly formed diatomic molecules initially have a very high vibrational temperature that efficiently transforms the vibrational energy into radiant energy, i.e. radiative heat flux. The whole process takes place in less than a millisecond which makes modeling a challenge. The experimental measurement of radiative heat flux (typically done with shock tubes) along with theoretical calculation through the unsteady Schrödinger equation are among the more esoteric aspects of aerospace engineering. Most of the aerospace research work related to understanding radiative heat flux was done in the 1960s but largely discontinued after conclusion of the Apollo Program. Radiative heat flux in air was just sufficiently understood to insure Apollo's success. However radiative heat flux in carbon dioxide (Mars entry) is still barely understood and will require major research.
Frozen gas model
The frozen gas model describes a special case of a gas that is not in equilibrium. The name "frozen gas" is misleading. A frozen gas is not "frozen" like ice is frozen water. Rather a frozen gas is "frozen" in time (all chemical reactions are assumed to have stopped). Chemical reactions are normally driven by collisions between molecules. If gas pressure is slowly reduced such that chemical reactions can continue then the gas can remain in equilibrium. However it is possible for gas pressure to be so suddenly reduced that almost all chemical reactions stop. For that situation the gas is considered frozen.
The distinction between equilibrium and frozen is important because it is possible for a gas such as air to have significantly different properties (speed-of-sound, viscosity, etc.) for the same thermodynamic state, e.g. pressure and temperature. Frozen gas can be a significant issue in the wake behind an entry vehicle. During reentry, free stream air is compressed to high temperature and pressure by the entry vehicle's shock wave. Non-equilibrium air in the shock layer is then transported past the entry vehicle's leading side into a region of rapidly expanding flow that causes freezing. The frozen air can then be entrained into a trailing vortex behind the entry vehicle. Correctly modeling the flow in the wake of an entry vehicle is very difficult. TPS heating in the vehicle's afterbody is usually not very high but the geometry and unsteadiness of the vehicle's wake can significantly influence aerodynamics (pitching moment) and particularly dynamic stability.
Вот, неплохое описание - правда, только англоязычное подвернулось.
Пардон, что без перевода - не до того
_________________________________________________________________________________________
Perfect gas model
Almost all aeronautical engineers are taught the perfect (ideal) gas model during their undergraduate education. Most of the important perfect gas equations along with their corresponding tables and graphs are shown in NACA Report 1135.[5] Excerpts from NACA Report 1135 often appear in the appendices of thermodynamics textbooks and are familiar to most aeronautical engineers who design supersonic aircraft.
Perfect gas theory is elegant and extremely useful for designing aircraft but assumes the gas is chemically inert. From the standpoint of aircraft design, air can be assumed to be inert for temperatures less than 550 K at one atmosphere pressure. Perfect gas theory begins to break down at 550 K and is not usable at temperatures greater than 2000 K. For temperatures greater than 2000 K, a heat shield designer must use a real gas model.
Real (equilibrium) gas model
The real gas equilibrium model is normally taught to aeronautical engineers studying towards a master's degree. Not surprisingly, it is a common error for a bachelor's-level engineer to incorrectly use perfect-gas theory on a hypersonic design. An entry vehicle's pitching moment can be significantly influenced by real-gas effects. Both the Apollo-CM and the Space Shuttle were designed using incorrect pitching moments determined through inaccurate real-gas modeling. The Apollo-CM's trim-angle angle-of-attack was higher than originally estimated, resulting in a narrower lunar return entry corridor. The actual aerodynamic center of the Columbia was upstream from the calculated value due to real-gas effects. On Columbia’s maiden flight (STS-1), astronauts John W. Young and Robert Crippen had some anxious moments during reentry when there was concern about losing control of the vehicle.
An equilibrium real-gas model assumes that a gas is chemically reactive but also assumes all chemical reactions have had time to complete and all components of the gas have the same temperature (this is called thermodynamic equilibrium). When air is processed by a shock wave, it is superheated by compression and chemically dissociates through many different reactions (contrary to myth, friction is not the main cause of shock-layer heating). The distance from the shock wave to the stagnation point on the entry vehicle's leading edge is called shock wave stand off. An approximate rule of thumb for shock wave standoff distance is 0.14 times the nose radius. One can estimate the time of travel for a gas molecule from the shock wave to the stagnation point by assuming a free stream velocity of 7.8 km/s and a nose radius of 1 meter, i.e. time of travel is about 18 microseconds. This is roughly the time required for shock-wave-initiated chemical dissociation to approach chemical equilibrium in a shock layer for a 7.8 km/s entry into air during peak heat flux. Consequently, as air approaches the entry vehicle's stagnation point, the air effectively reaches chemical equilibrium thus enabling an equilibrium model to be usable. For this case, most of the shock layer between the shock wave and leading edge of an entry vehicle is chemically reacting and not in a state of equilibrium. The Fay-Riddell equation, which is of extreme importance towards modeling heat flux, owes its validity to the stagnation point being in chemical equilibrium. It should be emphasized that the time required for the shock layer gas to reach equilibrium is strongly dependent upon the shock layer's pressure. For example, in the case of the Galileo Probe's entry into Jupiter's atmosphere, the shock layer was mostly in equilibrium during peak heat flux due to the very high pressures experienced (this is counter intuitive given the free stream velocity was 39 km/s during peak heat flux) .
Determining the thermodynamic state of the stagnation point is more difficult under an equilibrium gas model than a perfect gas model. Under a perfect gas model, the ratio of specific heats (also called "isentropic exponent", adiabatic index, "gamma" or "kappa") is assumed to be constant along with the gas constant. For a real gas, the ratio of specific heats can wildly oscillate as a function of temperature. Under a perfect gas model there is an elegant set of equations for determining thermodynamic state along a constant entropy stream line called the isentropic chain. For a real gas, the isentropic chain is unusable and a Mollier diagram would be used instead for manual calculation. However graphical solution with a Mollier diagram is now considered obsolete with modern heat shield designers using computer programs based upon a digital lookup table (another form of Mollier diagram) or a chemistry based thermodynamics program. The chemical composition of a gas in equilibrium with fixed pressure and temperature can be determined through the Gibbs free energy method. Gibbs free energy is simply the total enthalpy of the gas minus its total entropy times temperature. A chemical equilibrium program normally does not require chemical formulas or reaction rate equations. The program works by preserving the original elemental abundances specified for the gas and varying the different molecular combinations of the elements through numerical iteration until the lowest possible Gibbs free energy is calculated (a Newton-Raphson method is the usual numerical scheme). The data base for a Gibbs free energy program comes from spectroscopic data used in defining partition functions. Among the best equilibrium codes in existence is the program Chemical Equilibrium with Applications (CEA) which was written by Bonnie J. McBride and Sanford Gordon at NASA Lewis (now renamed "NASA Glenn Research Center"). Other names for CEA are the "Gordon and McBride Code" and the "Lewis Code". CEA is quite accurate up to 10,000 K for planetary atmospheric gases but unusable beyond 20,000 K (double ionization is not modeled). CEA can be downloaded from the Internet along with full documentation and will compile on Linux under the G77 Fortran compiler.
Real (non-equilibrium) gas model
A non-equilibrium real gas model is the most accurate model of a shock layer's gas physics but is more difficult to solve than an equilibrium model. The simplest non-equilibrium model is the Lighthill-Freeman model.[6][7] The Lighthill-Freeman model initially assumes a gas made up of a single diatomic species susceptible to only one chemical formula and its reverse, e.g. N2 → N + N and N + N → N2 (dissociation and recombination). Because of its simplicity, the Lighthill-Freeman model is a useful pedagogical tool but is unfortunately too simple for modeling non-equilibrium air. Air is typically assumed to have a mole fraction composition of 0.7812 molecular nitrogen, 0.2095 molecular oxygen and 0.0093 argon. The simplest real gas model for air is the five species model which is based upon N2, O2, NO, N and O. The five species model assumes no ionization and ignores trace species like carbon dioxide.
When running a Gibbs free energy equilibrium program, the iterative process from the originally specified molecular composition to the final calculated equilibrium composition is essentially random and not time accurate. With a non-equilibrium program, the computation process is time accurate and follows a solution path dictated by chemical and reaction rate formulas. The five species model has 17 chemical formulas (34 when counting reverse formulas). The Lighthill-Freeman model is based upon a single ordinary differential equation and one algebraic equation. The five species model is based upon 5 ordinary differential equations and 17 algebraic equations. Because the 5 ordinary differential equations are loosely coupled, the system is numerically "stiff" and difficult to solve. The five species model is only usable for entry from low Earth orbit where entry velocity is approximately 7.8 km/s. For lunar return entry of 11 km/s, the shock layer contains a significant amount of ionized nitrogen and oxygen. The five species model is no longer accurate and a twelve species model must be used instead. High speed Mars entry which involves a carbon dioxide, nitrogen and argon atmosphere is even more complex requiring a 19 species model.
An important aspect of modeling non-equilibrium real gas effects is radiative heat flux. If a vehicle is entering an atmosphere at very high speed (hyperbolic trajectory, lunar return) and has a large nose radius then radiative heat flux can dominate TPS heating. Radiative heat flux during entry into an air or carbon dioxide atmosphere typically comes from unsymmetric diatomic molecules, e.g. cyanogen (CN), carbon monoxide, nitric oxide (NO), single ionized molecular nitrogen, etc. These molecules are formed by the shock wave dissociating ambient atmospheric gas followed by recombination within the shock layer into new molecular species. The newly formed diatomic molecules initially have a very high vibrational temperature that efficiently transforms the vibrational energy into radiant energy, i.e. radiative heat flux. The whole process takes place in less than a millisecond which makes modeling a challenge. The experimental measurement of radiative heat flux (typically done with shock tubes) along with theoretical calculation through the unsteady Schrödinger equation are among the more esoteric aspects of aerospace engineering. Most of the aerospace research work related to understanding radiative heat flux was done in the 1960s but largely discontinued after conclusion of the Apollo Program. Radiative heat flux in air was just sufficiently understood to insure Apollo's success. However radiative heat flux in carbon dioxide (Mars entry) is still barely understood and will require major research.
Frozen gas model
The frozen gas model describes a special case of a gas that is not in equilibrium. The name "frozen gas" is misleading. A frozen gas is not "frozen" like ice is frozen water. Rather a frozen gas is "frozen" in time (all chemical reactions are assumed to have stopped). Chemical reactions are normally driven by collisions between molecules. If gas pressure is slowly reduced such that chemical reactions can continue then the gas can remain in equilibrium. However it is possible for gas pressure to be so suddenly reduced that almost all chemical reactions stop. For that situation the gas is considered frozen.
The distinction between equilibrium and frozen is important because it is possible for a gas such as air to have significantly different properties (speed-of-sound, viscosity, etc.) for the same thermodynamic state, e.g. pressure and temperature. Frozen gas can be a significant issue in the wake behind an entry vehicle. During reentry, free stream air is compressed to high temperature and pressure by the entry vehicle's shock wave. Non-equilibrium air in the shock layer is then transported past the entry vehicle's leading side into a region of rapidly expanding flow that causes freezing. The frozen air can then be entrained into a trailing vortex behind the entry vehicle. Correctly modeling the flow in the wake of an entry vehicle is very difficult. TPS heating in the vehicle's afterbody is usually not very high but the geometry and unsteadiness of the vehicle's wake can significantly influence aerodynamics (pitching moment) and particularly dynamic stability.
Что сказать про тебя, Факир, ТАК ЧТОБЫ не забанили?
drsvyat - у нас поезд минимум минуту сквозь плотные слои атмосферы чешет. Перегрузки в десятки g - это километры в секунду аэродинамических потерь.
drsvyat - у нас поезд минимум минуту сквозь плотные слои атмосферы чешет. Перегрузки в десятки g - это километры в секунду аэродинамических потерь.
Не, Паш, ну не хочешь - я могу потереть, в полном соответствии с правилами
А переводить в таких объёмах - чесслово, вломы
А переводить в таких объёмах - чесслово, вломы
В.М.>>> Вы ответили неправильно, наделав "тупых ошибок", просто безграмотных на деле. Только и могу посоветовать - снова поучить физику.
Кенгуру>> Раз вы не уммете обосновать своё утверждение о наличие "тупых ошибок", то физику стоит поучить именно вам.
В.М.> Последний раз объясняю - в ы получли из ваших предварительных расчетов значение Сх, кторого вам нужно добиться, потом взяли его за свершившийся факт и далее вовсю пользуете в расчетах и обоснованиях. То, что Сх реально на порядок выше - принимать во внимание не хотите. Эта последовательность манипуляций и является безграмотной.
Во-первых, Cx на порядок выше, то есть 0.04 - это хуже чем у МИГ-31 на трансзвуке. Так, что у вас мягко говоря преувеличение.
Во-вторых, там написано: "Эти два фактора должны привести Cx в район 0.004. Но даже, если он будет, скажем 0.01, что явно много, для такой хорошей аэродинамики, то чтобы пробить атмосферу будет достаточно увеличить скорость до ~8.6 км/сек. Если Сx будет 0.015 то до ~9 км/сек. А если Сx будет 0.02 то до ~9.6 км/сек. Поигравшись с расчётом, вставляя разные цифры, можно это проверить."
Можете пойти на страничку и сами там посчитать, если есть смонения.
А Сx = 0.02 - это вообще как у Миг-31 на ~3М, у которого аэродинамика горазды хуже. И плюс Сx на такой скорости хуже, чем на 25М.
Ещё можно добавить, что при станте с экватора, добавляется ещё 0.46 км/сек. скорости за счёт вращения Земли.
В.М.> Еще раз - практика показывает, что ускорение торможения для банальных артснарядов с 1500-2000 м/с начальной скорости составляет сотни g.
Нет никаких абстрактных артснарядов. Есть снаряды с конкретными значениями Cx. Если вы называете некий снаряд, то назовите его Cx, иначе все эти сотни g не стоят выеденного яйца.
В.М.> Не думаю, что ваше устройство будет иметь аэродинамику много лучше.
А вы не думайте, а делайте рассчёты.
Кенгуру>> Раз вы не уммете обосновать своё утверждение о наличие "тупых ошибок", то физику стоит поучить именно вам.
В.М.> Последний раз объясняю - в ы получли из ваших предварительных расчетов значение Сх, кторого вам нужно добиться, потом взяли его за свершившийся факт и далее вовсю пользуете в расчетах и обоснованиях. То, что Сх реально на порядок выше - принимать во внимание не хотите. Эта последовательность манипуляций и является безграмотной.
Во-первых, Cx на порядок выше, то есть 0.04 - это хуже чем у МИГ-31 на трансзвуке. Так, что у вас мягко говоря преувеличение.
Во-вторых, там написано: "Эти два фактора должны привести Cx в район 0.004. Но даже, если он будет, скажем 0.01, что явно много, для такой хорошей аэродинамики, то чтобы пробить атмосферу будет достаточно увеличить скорость до ~8.6 км/сек. Если Сx будет 0.015 то до ~9 км/сек. А если Сx будет 0.02 то до ~9.6 км/сек. Поигравшись с расчётом, вставляя разные цифры, можно это проверить."
Можете пойти на страничку и сами там посчитать, если есть смонения.
А Сx = 0.02 - это вообще как у Миг-31 на ~3М, у которого аэродинамика горазды хуже. И плюс Сx на такой скорости хуже, чем на 25М.
Ещё можно добавить, что при станте с экватора, добавляется ещё 0.46 км/сек. скорости за счёт вращения Земли.
В.М.> Еще раз - практика показывает, что ускорение торможения для банальных артснарядов с 1500-2000 м/с начальной скорости составляет сотни g.
Нет никаких абстрактных артснарядов. Есть снаряды с конкретными значениями Cx. Если вы называете некий снаряд, то назовите его Cx, иначе все эти сотни g не стоят выеденного яйца.
В.М.> Не думаю, что ваше устройство будет иметь аэродинамику много лучше.
А вы не думайте, а делайте рассчёты.
Мир состоит из творцов и гадёнышей. Творцы - творят, гадёныши им гадят.
Д.В.>>> Можно посмотреть учебники по аэродинамике 70-80-х гг.
Кенгуру>> Где бы только их взять?
S.I.> Д.В.>> конуса, емнип, весьма неплохо считались по линейной теории. Вплоть до аналитических формул (на крайняк с привлечением эмпирических данных в виде графиков).
Кенгуру>> Я уже посчитал. У меня получается для конуса с 4,3 градуса (от оси до поверхности конуса) на 25М где-то в районе 0.004. Поэтому хотелось бы какой-нибудь реальный пример для подтверждения. Пусть не 25М, а просто что-нибдуь достаточно быстрое.
S.I.> Абсолютно нереально.
S.I.> Для 25М на уровне земли - в районе Сх=0,1.
S.I.> По простому говоря воздух не успевает смыкаться за таким девайсом.
S.I.> Т.н. донное сопротивление.
S.I.> Еслиб вы дали форму с таким Сх (0,004), стрелки вам памятник из золота поставили бы.
S.I.> ReentryModel.xls - этой программой (есть в сети) можно моделировать вход/выход из атмосферы. Учитывает плотность на разных высотах и ц/б силу.
C Сх=0,1 или с Сх=0,01 ? Если у какого-то сверхзвукового аппарата Сх=0,1, то думаю он может претендовать на звание самого хренового сверхзувкового аппарата в мире.
А если Сх=0,01, то
Спасибо.
С Сх=0,01 тоже взлетит. Если перенести трубу на экватор или увеличить скорость до 8.6 м/сек.
Кенгуру>> Где бы только их взять?
S.I.> Д.В.>> конуса, емнип, весьма неплохо считались по линейной теории. Вплоть до аналитических формул (на крайняк с привлечением эмпирических данных в виде графиков).
Кенгуру>> Я уже посчитал. У меня получается для конуса с 4,3 градуса (от оси до поверхности конуса) на 25М где-то в районе 0.004. Поэтому хотелось бы какой-нибудь реальный пример для подтверждения. Пусть не 25М, а просто что-нибдуь достаточно быстрое.
S.I.> Абсолютно нереально.
S.I.> Для 25М на уровне земли - в районе Сх=0,1.
S.I.> По простому говоря воздух не успевает смыкаться за таким девайсом.
S.I.> Т.н. донное сопротивление.
S.I.> Еслиб вы дали форму с таким Сх (0,004), стрелки вам памятник из золота поставили бы.
S.I.> ReentryModel.xls - этой программой (есть в сети) можно моделировать вход/выход из атмосферы. Учитывает плотность на разных высотах и ц/б силу.
C Сх=0,1 или с Сх=0,01 ? Если у какого-то сверхзвукового аппарата Сх=0,1, то думаю он может претендовать на звание самого хренового сверхзувкового аппарата в мире.
А если Сх=0,01, то
Спасибо.
С Сх=0,01 тоже взлетит. Если перенести трубу на экватор или увеличить скорость до 8.6 м/сек.
Мир состоит из творцов и гадёнышей. Творцы - творят, гадёныши им гадят.
Это сообщение редактировалось 11.09.2008 в 09:04
Кенгуру>> Где можно посмотреть Сx (Сd) для сверхзвуковых аппаратов?
Кенгуру>> Вообще-то больше интересуют ракеты, а именно очень острые конусы. Но у самолётов тоже было бы интересно глянуть.
Кенгуру>> В Википедии почти ничего нет, и там не указывается скорость на которой замеряли Cx.
S.I.> Чел задал невинный вопрос - ответили бы сразу, что Сх=0,1 он бы и успокоился...
Cx=0.1 или Cx=0.01 ?
Где вы гиперзвуковой самолёт то нашли с Cx=0.1? Буран что ли? Или Союз?
Кенгуру>> Вообще-то больше интересуют ракеты, а именно очень острые конусы. Но у самолётов тоже было бы интересно глянуть.
Кенгуру>> В Википедии почти ничего нет, и там не указывается скорость на которой замеряли Cx.
S.I.> Чел задал невинный вопрос - ответили бы сразу, что Сх=0,1 он бы и успокоился...
Cx=0.1 или Cx=0.01 ?
Где вы гиперзвуковой самолёт то нашли с Cx=0.1? Буран что ли? Или Союз?
Мир состоит из творцов и гадёнышей. Творцы - творят, гадёныши им гадят.
Это сообщение редактировалось 11.09.2008 в 09:08
В.М.>> Последний раз объясняю - в ы получли из ваших предварительных расчетов значение Сх, кторого вам нужно добиться, потом взяли его за свершившийся факт и далее вовсю пользуете в расчетах и обоснованиях. То, что Сх реально на порядок выше - принимать во внимание не хотите. Эта последовательность манипуляций и является безграмотной.
Кенгуру> Во-первых, Cx на порядок выше, то есть 0.04 - это хуже чем у МИГ-31 на трансзвуке. Так, что у вас мягко говоря преувеличение.
Еще раз внимательно прочите, что я вам написал. Дело даже не в цифре (кторая и в случае с 0.04 - оптимистично занижена минимум на проядок) а в спосбе ее получения.
Кенгуру> Во-вторых, там написано: "Эти два фактора должны привести Cx в район 0.004.
Во-во - "должны", т.е. он вам такой нужен. А дальше вы им оперируете уже как данностью.
В.М.>> Еще раз - практика показывает, что ускорение торможения для банальных артснарядов с 1500-2000 м/с начальной скорости составляет сотни g.
Кенгуру> Нет никаких абстрактных артснарядов.
Это не абстрактные, это совершенно реальные, обычные ОФС, классика. И этой пергрузкой пользуются, например, для взведения взрывателей. Так что - все совесем не абстрактно.
В.М.>> Не думаю, что ваше устройство будет иметь аэродинамику много лучше.
Кенгуру> А вы не думайте, а делайте рассчёты.
Мне-то они сейчас зачем? Я их когда нужно было наделался досыта. Это вы задач решаете а не я.
Кенгуру> Во-первых, Cx на порядок выше, то есть 0.04 - это хуже чем у МИГ-31 на трансзвуке. Так, что у вас мягко говоря преувеличение.
Еще раз внимательно прочите, что я вам написал. Дело даже не в цифре (кторая и в случае с 0.04 - оптимистично занижена минимум на проядок) а в спосбе ее получения.
Кенгуру> Во-вторых, там написано: "Эти два фактора должны привести Cx в район 0.004.
Во-во - "должны", т.е. он вам такой нужен. А дальше вы им оперируете уже как данностью.
В.М.>> Еще раз - практика показывает, что ускорение торможения для банальных артснарядов с 1500-2000 м/с начальной скорости составляет сотни g.
Кенгуру> Нет никаких абстрактных артснарядов.
Это не абстрактные, это совершенно реальные, обычные ОФС, классика. И этой пергрузкой пользуются, например, для взведения взрывателей. Так что - все совесем не абстрактно.
В.М.>> Не думаю, что ваше устройство будет иметь аэродинамику много лучше.
Кенгуру> А вы не думайте, а делайте рассчёты.
Мне-то они сейчас зачем? Я их когда нужно было наделался досыта. Это вы задач решаете а не я.
Maschinen muessen "idiotensicher" werden
В.М.>> Он его высчитиал исходя из того, какой ему годится по условиям прегрузки А потом считает перегрузку по этому Сх
drsvyat> извиняюсь, что встряю, а насколько перегрузка критична. В смысле если тело пока еще живого человека погрузить в воду, не сможет ли он тогда без особых последствий выдержать перегрузку скажем так в 20 g?
Кстати, там нигде нет 20g.
Максимум - 10g на трамплине.
Вода только распределяет нагрузку по поверхности тела. Но кости всё равно будут давить на мышцы, грудная клетка прогибаться, глаза вдавливаться и т. д. и т. п.
А потом считает перегрузку по этому Сх drsvyat> извиняюсь, что встряю, а насколько перегрузка критична. В смысле если тело пока еще живого человека погрузить в воду, не сможет ли он тогда без особых последствий выдержать перегрузку скажем так в 20 g?
Кстати, там нигде нет 20g.
Максимум - 10g на трамплине.
Вода только распределяет нагрузку по поверхности тела. Но кости всё равно будут давить на мышцы, грудная клетка прогибаться, глаза вдавливаться и т. д. и т. п.
Мир состоит из творцов и гадёнышей. Творцы - творят, гадёныши им гадят.
В.М.>>> Последний раз объясняю - в ы получли из ваших предварительных расчетов значение Сх, кторого вам нужно добиться, потом взяли его за свершившийся факт и далее вовсю пользуете в расчетах и обоснованиях. То, что Сх реально на порядок выше - принимать во внимание не хотите. Эта последовательность манипуляций и является безграмотной.
Кенгуру>> Во-первых, Cx на порядок выше, то есть 0.04 - это хуже чем у МИГ-31 на трансзвуке. Так, что у вас мягко говоря преувеличение.
В.М.> Еще раз внимательно прочите, что я вам написал. Дело даже не в цифре (кторая и в случае с 0.04 - оптимистично занижена минимум на проядок) а в спосбе ее получения.
Кенгуру>> Во-вторых, там написано: "Эти два фактора должны привести Cx в район 0.004.
В.М.> Во-во - "должны", т.е. он вам такой нужен. А дальше вы им оперируете уже как данностью.
Повторяю для людей у которых проблемы со слухом:
"Но даже, если он будет, скажем 0.01, что явно много, для такой хорошей аэродинамики, то чтобы пробить атмосферу будет достаточно увеличить скорость до ~8.6 км/сек. Если Сx будет 0.015 то до ~9 км/сек. А если Сx будет 0.02 то до ~9.6 км/сек. Поигравшись с расчётом, вставляя разные цифры, можно это проверить.""
В.М.>>> Еще раз - практика показывает, что ускорение торможения для банальных артснарядов с 1500-2000 м/с начальной скорости составляет сотни g.
Кенгуру>> Нет никаких абстрактных артснарядов.
В.М.> Это не абстрактные, это совершенно реальные, обычные ОФС, классика. И этой пергрузкой пользуются, например, для взведения взрывателей. Так что - все совесем не абстрактно.
Повторяю для людей у которых проблемы со слухом:
"Если вы называете некий снаряд, то назовите его Cx, иначе все эти сотни g не стоят выеденного яйца."
В.М.> В.М.>> Не думаю, что ваше устройство будет иметь аэродинамику много лучше.
Кенгуру>> А вы не думайте, а делайте рассчёты.
В.М.> Мне-то они сейчас зачем? Я их когда нужно было наделался досыта. Это вы задач решаете а не я.
Мои рассчёты на страничке: 404 Not Found
Кенгуру>> Во-первых, Cx на порядок выше, то есть 0.04 - это хуже чем у МИГ-31 на трансзвуке. Так, что у вас мягко говоря преувеличение.
В.М.> Еще раз внимательно прочите, что я вам написал. Дело даже не в цифре (кторая и в случае с 0.04 - оптимистично занижена минимум на проядок) а в спосбе ее получения.
Кенгуру>> Во-вторых, там написано: "Эти два фактора должны привести Cx в район 0.004.
В.М.> Во-во - "должны", т.е. он вам такой нужен. А дальше вы им оперируете уже как данностью.
Повторяю для людей у которых проблемы со слухом:
"Но даже, если он будет, скажем 0.01, что явно много, для такой хорошей аэродинамики, то чтобы пробить атмосферу будет достаточно увеличить скорость до ~8.6 км/сек. Если Сx будет 0.015 то до ~9 км/сек. А если Сx будет 0.02 то до ~9.6 км/сек. Поигравшись с расчётом, вставляя разные цифры, можно это проверить.""
В.М.>>> Еще раз - практика показывает, что ускорение торможения для банальных артснарядов с 1500-2000 м/с начальной скорости составляет сотни g.
Кенгуру>> Нет никаких абстрактных артснарядов.
В.М.> Это не абстрактные, это совершенно реальные, обычные ОФС, классика. И этой пергрузкой пользуются, например, для взведения взрывателей. Так что - все совесем не абстрактно.
Повторяю для людей у которых проблемы со слухом:
"Если вы называете некий снаряд, то назовите его Cx, иначе все эти сотни g не стоят выеденного яйца."
В.М.> В.М.>> Не думаю, что ваше устройство будет иметь аэродинамику много лучше.
Кенгуру>> А вы не думайте, а делайте рассчёты.
В.М.> Мне-то они сейчас зачем? Я их когда нужно было наделался досыта. Это вы задач решаете а не я.
Мои рассчёты на страничке: 404 Not Found
Мир состоит из творцов и гадёнышей. Творцы - творят, гадёныши им гадят.
Aaz:
предупреждение (+1) по категории «Переход на личности»
Кенгуру> Повторяю для людей у которых проблемы со слухом:
От повторов Ваши мысли умнее не становятся.
А будете и далее хамить и тупить - ПОЛУЧИТЕ ШТРАФ.
От повторов Ваши мысли умнее не становятся.
А будете и далее хамить и тупить - ПОЛУЧИТЕ ШТРАФ.
"Тот, кто надевает шоры, должен помнить, что в комплект еще входят узда и кнут" (Станислав Ежи Лец)
Aaz> А будете и далее хамить и тупить - ПОЛУЧИТЕ ШТРАФ.
А по-моему тупит тот, кто вместо прямых отвтетов на вопросы делает вид, что их как бы не заметил.
Кенгуру>> Повторяю для людей у которых проблемы со слухом:
Aaz> От повторов Ваши мысли умнее не становятся.
Зато бывает, что когда кота тычешь носом в его, то, где он был не прав, то он начинает что-то понимать.
А по-моему тупит тот, кто вместо прямых отвтетов на вопросы делает вид, что их как бы не заметил.
Кенгуру>> Повторяю для людей у которых проблемы со слухом:
Aaz> От повторов Ваши мысли умнее не становятся.
Зато бывает, что когда кота тычешь носом в его, то, где он был не прав, то он начинает что-то понимать.
Мир состоит из творцов и гадёнышей. Творцы - творят, гадёныши им гадят.
Александр Леонов:
предупреждение (+2) по категории «Обсуждение модераториала, политики модерации или агрессивное самовольное модерирование [п.8]»
Aaz>> От повторов Ваши мысли умнее не становятся.
Кенгуру> Зато бывает, что когда кота тычешь носом в его, то, где он был не прав, то он начинает что-то понимать.
К вам это похоже не относится. В стой раз повторять уже сказанное мне уже лень.
Кенгуру> Зато бывает, что когда кота тычешь носом в его, то, где он был не прав, то он начинает что-то понимать.
К вам это похоже не относится. В стой раз повторять уже сказанное мне уже лень.
Maschinen muessen "idiotensicher" werden
Кенгуру> Вода только распределяет нагрузку по поверхности тела. Но кости всё равно будут давить на мышцы, грудная клетка прогибаться, глаза вдавливаться и т. д. и т. п.
Ну, вот - физика в школе училась из рук вон
Ник
Ну, вот - физика в школе училась из рук вон
Ник
Жизнь коротка, путь искусства долог, удобный случай мимолетен, опыт обманчив.... Ἱπποκράτης
Copyright © Balancer 1997..2018
Создано 25.06.2008
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 25.06.2008
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
