Аэродинамика космических аппаратов при трансзвуковых скоростях полета

Проведено численное моделирование трансзвукового обтекания модели спускаемого космического аппарата проекта ЭкзоМарс с помощью оригинального пакета программ, а также изучены основные аэродинамические характеристики. Исследование основано на численном моделировании трехмерного трансзвукового обтекания космического аппарата международного проекта ЭкзоМарс. Моделирование проведено с помощью осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье - Стокса (RANS), которые замыкаются двухпараметрической дифференциальной моделью турбулентности q - ω. Для трансзвуковых режимов течения характерно существенное изменение в структуре локальных отрывных зон и ударных волн при переходе числа Маха через единицу. При числах Маха 0,8 и 0,9 при нулевом угле атаки наблюдаются вторичные отрывы на поверхности обратного конуса. При переходе через число Маха 1 для чисел Маха 1,05 и 1,1 при нулевом угле атаки вторичных отрывов не наблюдается. При числах Маха меньше 1 (в данном случае 0,8 и 0,9) имеются локальные сверхзвуковые зоны, которые образуются в области расширения газа, соответствующей течению Прандтля - Майера, за угловой точкой модели, а также в донной области за телом. При этом как на трансзвуковых, так и на сверхзвуковых режимах обтекания лобовая сегментальная поверхность обтекается дозвуковым потоком. С увеличением числа Маха наблюдается уменьшение ширины отрывной зоны за телом, длина же ее сначала возрастает при возрастании числа Маха приблизительно до 1,3, а далее значительно уменьшается. При трансзвуковых скоростях наблюдается достаточно большая величина отхода ударной волны, сопоставимая с характерным размером тела. Согласно ранее проведенным расчетам на гиперзвуковых режимах для чисел Маха 7,5 и 10,5 можно отметить, что на рассмотренных трансзвуковых режимах обтекания отход ударной волны примерно в 6 раз больше, чем на гиперзвуковых режимах. Для всего рассмотренного диапазона чисел Маха на сегментальной лобовой части модели течение в пограничном слое является ламинарным. В точке сопряжения лобовой поверхности с обратным конусом течение становится турбулентным. Данный результат согласуется с экспериментальными результатами. При рассмотрении несимметричного обтекания модели спускаемого модуля, т.е. при наличии ненулевого угла атаки, наблюдается уменьшение зоны отрыва на наветренной стороне тела, в то время как на подветренной стороне отрывная зона расширяется. Показано, что при малых положительных ненулевых углах атаки (до 10 градусов) давление по нормали к поверхности модели на подветренной стороне превышает давление на наветренной стороне, в результате чего суммарная нормальная сила направлена вниз. Данный эффект проявляется на трансзвуковых и сверхзвуковых режимах обтекания вплоть до числа Маха, приблизительно равного 2. Диапазон углов атаки, при котором коэффициент нормальной силы отрицателен, уменьшается с увеличением числа Маха. При числах Маха, близких к 1, коэффициент нормальной силы отрицателен при всех углах атаки от 0 до 10 градусов. При числе Маха 2 при угле атаки 4 градуса уже наблюдается выход значений коэффициента нормальной силы в положительную область. Проведенные ранее расчеты показали, что уже при числе Маха, равном 2,5 эффект отрицательной нормальной силы при малых положительных углах атаки не наблюдается. Немонотонное поведение также обнаруживает и зависимость коэффициента продольной силы от угла атаки на исследуемых режимах течения. В отличие от гиперзвуковых режимов, на которых максимальное значение коэффициента продольной силы достигается при нулевом угле атаки и далее монотонно убывает, на трансзвуковых режимах максимум достигается при ненулевом угле атаки, значение которого зависит от числа Маха набегающего потока.