Численное моделирование обтекания космических аппаратов для условий аэродинамического эксперимента

Описана постановка задачи по обтеканию трехмерных тел гиперзвуковым потоком вязкого газа, изложен метод численного моделирования на основе нестационарных уравнений Навье - Стокса и Рейнольдса с применением суперЭВМ. Исследован тепловой режим надкалиберной головной части ракеты, в которой предполагается разместить полезные грузы и экипаж, определяются тепловые нагрузки на штанге аварийного спасения экипажа; изучается обтекание гиперзвуковым потоком газа космического аппарата, предназначенного для входа в атмосферу Марса. Проведен анализ влияния малых возмущений скорости набегающего гиперзвукового потока на тепловые потоки на наветренных поверхностях сферы и кругового цилиндра. Реализованные распределенные вычисления позволяют моделировать обтекание тел различной конфигурации с достаточно подробным разрешением, что не было доступно ранее при вычислениях на одном процессоре. Показано, что в окрестности выпуклых угловых точек исследуемой модели ракеты-носителя локально реализуются течения расширения и сжатия. При этом в области течения расширения тепловой поток плавно уменьшается, а в области течения торможения он изменяется немонотонным образом с образованием локального «пика». Установлено, что турбулизация течения оказывает благоприятное влияние на структуру поля течения: во-первых, задача имеет стационарное решение; во-вторых, исчезают обширные дозвуковые зоны, вместо них в угловых точках, где происходит течение торможения, формируются малые локальные отрывные зоны. На основе экспериментальных исследований, проведенных ранее в ЦАГИ, выполнена валидация полученных расчетных результатов. Сравнение расчетных и экспериментальных полей указывает на хорошее качественное согласование их друг с другом. Отмечено, что немонотонное поведение коэффициента давления и числа Стантона на поверхности модели спускаемого аппарата обусловлено его формой, которая имеет разрыв кривизны в точке сопряжения сферической и конической частей. Показано, что в узком диапазоне чисел Маха (вблизи M = 2) коэффициент подъемной силы космического аппарата ведет себя немонотонно и принимает отрицательные значения при определенных положительных углах атаки. Показано, что накладываемые малые (1%) возмущения скорости набегающего потока, периодические по поперечной координате, могут привести к значительному увеличению теплового потока (~50%) на твердой поверхности тела (цилиндра и сферы), который индуцируется в связи с формированием трехмерного дозвукового течения в ударном слое.