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. Рассматриваемая модель космического аппарата имеет сегментально-коническую геометрию, что предполагает, согласно экспериментальным данным, некоторые характерные особенности в поведении аэродинамических характеристик для таких тел. Такие особенности наиболее ярко проявляются на трансзвуковых режимах полета. Течение около аппаратов сегментально-конической формы довольно сложное из-за наличия в нем как дозвуковых, так и сверхзвуковых областей, а также отрывных зон. Отрывные зоны возникают в точке перехода сегментальной лобовой части в коническую, а также в донной области вблизи закругления. Наличие отрыва и его длина влияют на аэродинамические характеристики рассматриваемой модели спускаемого аппарата. Исследование способствовало более детальному и точному описанию течения около космического модуля в сопоставлении с экспериментальной работой. Работа основана на численном моделировании трехмерного трансзвукового течения около космического аппарата проекта ЭкзоМарс. Моделирование проводится с помощью осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье - Стокса (RANS), которые замыкаются двухпараметрической дифференциальной моделью турбулентности q-ω. Решение получено с использованием оригинального пакета программ HSFlow с эффективным параллельным алгоритмом для вычислений на многопроцессорных ЭВМ. Выбраны режимы с числами Маха набегающего потока от 0,8 до 1,2. Этот диапазон также дополнен режимами с числами Маха 0,7 и 1,5, которые, строго говоря, не являются трансзвуковыми, но проявляют во многих аспектах свойства, сходные с трансзвуковыми режимами. Из эксперимента известно, что течение около космических аппаратов определенного семейства, к которому относится также космический модуль ЭкзоМарс, становится турбулентным за точкой сопряжения сегментальной и конической частей. Данный факт послужил причиной выбора системы уравнений Рейнольдса для описания течения около рассматриваемого космического аппарата на трансзвуковых режимах. Известно, что течение в донной области может быть существенно нестационарным. Основные расчеты проводились в трехмерной постановке. Первая группа задач заключалась в моделировании течения на режимах, соответствующих числам Маха меньше единицы (0,8 и 0,9), при малых углах атаки от 0 до 10 градусов. Для решения данной группы задач построены расчетные сетки, отличные от сеток для режимов с числом Маха больше единицы, так как потребовался больший размер расчетной области перед лобовой частью аппарата в связи с трансформацией течения на дозвуковых режимах. Предварительные расчеты проводились на сетках порядка 4 млн узлов. Трехмерные сетки получены из двумерных вращением относительно оси симметрии модели на 180°. Также при построении сеток учитывалось расширение отрывной зоны на подветренной стороне обратного конуса аппарата. На твердой границе все компоненты скорости полагались равными нулю, для температуры ставилось изотермическое условие. Граничные условия для турбулентных характеристик на твердой границе: затухание пульсаций и частотная непроницаемость. Граничные условия на внешней границе расчетной области различались в зависимости от режима обтекания. Для дозвуковых режимов (в данном случае при числах Маха 0,8 и 0,9) возможно распространение возмущений вверх по потоку. Поэтому в данном случае для получения корректного решения градиент давления на внешней границе расчетной области полагался равным нулю. Для режимов с числами Маха 1,1 и 1,2 (сверхзвуковые) ставились условия излучения, соответствующие расходящейся волне, записанные в инвариантах Римана. Численное моделирование выполнено для трансзвуковых режимов с числами Маха набегающего потока 0,8, 0,9, 1,1 и 1,2, числом Рейнольдса на единицу длины 4100000 1/м, температурой набегающего потока 217 K, показателем адиабаты 1,4, числом Прандтля 0,72, турбулентным числом Прандтля 0,9 и параметрами модели турбулентности q-ω q∞ = 0,003 и ω∞ = 1. Поверхность модели предполагается изотермической с температурой 300 K. Проведено сравнение основных особенностей течения, таких как ударные волны и отрывные зоны, полученных на расчетных сетках различной размерности. Получены картины обтекания и проанализирована трансформация течения при возрастании угла атаки. Проведена валидация полученных результатов с известными экспериментальными данными.