Аэрогазодинамическое сопровождение отдельных космических проектов

Приведены результаты аэрогазодинамического сопровождения международных космических проектов «Марс-96» и «Венера-Галлей» разработки НПО им. Лавочкина, Генеральным конструктором которого с 1977 г. был В. М. Ковтуненко. Представлены также результаты аэродинамических расчетов, предполетных оценок и летн...

Повний опис

Збережено в:

Бібліографічні деталі
Дата:	2011
Автор:	Басс, В.П.
Формат:	Стаття
Мова:	Russian
Опубліковано:	Інститут технічної механіки НАН України і НКА України 2011
Назва видання:	Техническая механика
Онлайн доступ:	http://dspace.nbuv.gov.ua/handle/123456789/88206
Теги:	Додати тег Немає тегів, Будьте першим, хто поставить тег для цього запису!
Назва журналу:	Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
Цитувати:	Аэрогазодинамическое сопровождение отдельных космических проектов / В.П. Басс // Техническая механика. — 2011. — № 3. — С. 23-35. — Бібліогр.: 27 назв. — рос.

Репозитарії

Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine

id	irk-123456789-88206
record_format	dspace
spelling	irk-123456789-882062015-11-10T03:02:06Z Аэрогазодинамическое сопровождение отдельных космических проектов Басс, В.П. Приведены результаты аэрогазодинамического сопровождения международных космических проектов «Марс-96» и «Венера-Галлей» разработки НПО им. Лавочкина, Генеральным конструктором которого с 1977 г. был В. М. Ковтуненко. Представлены также результаты аэродинамических расчетов, предполетных оценок и летных испытаний отдельных американских космических аппаратов «Спейс Шаттл» для различных условий их обтекания. Наведені результати аерогазодинамічного супроводження міжнародних космічних проектів «Марс-96» і «Венера-Галлей» розробки НВО ім. Лавочкіна, Генеральним конструктором якого з 1977 р. був В.М.Ковтуненко. Представлені також результати аеродинамічних розрахунків, передпольотних оцінок і льотних випробувань окремих американських космічних апаратів «Спейс Шаттл» для різних умов їх обтікання. The results of aerogasdynamic support for Mars and Venus-Halley international projects made at the Lavochkin Research and Production Association where since 1977 V.M. Kovtunenko has been a General Designer are presented. Also, the results of aerogasdynamic calculations of a preflight evaluation and flight tests of some American Space Shuttles under various conditions of the flow around are given. 2011 Article Аэрогазодинамическое сопровождение отдельных космических проектов / В.П. Басс // Техническая механика. — 2011. — № 3. — С. 23-35. — Бібліогр.: 27 назв. — рос. 1561-9184 http://dspace.nbuv.gov.ua/handle/123456789/88206 629.7.015.3: 533.6.011.8 ru Техническая механика Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
institution	Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
collection	DSpace DC
language	Russian
description	Приведены результаты аэрогазодинамического сопровождения международных космических проектов «Марс-96» и «Венера-Галлей» разработки НПО им. Лавочкина, Генеральным конструктором которого с 1977 г. был В. М. Ковтуненко. Представлены также результаты аэродинамических расчетов, предполетных оценок и летных испытаний отдельных американских космических аппаратов «Спейс Шаттл» для различных условий их обтекания.
format	Article
author	Басс, В.П.
spellingShingle	Басс, В.П. Аэрогазодинамическое сопровождение отдельных космических проектов Техническая механика
author_facet	Басс, В.П.
author_sort	Басс, В.П.
title	Аэрогазодинамическое сопровождение отдельных космических проектов
title_short	Аэрогазодинамическое сопровождение отдельных космических проектов
title_full	Аэрогазодинамическое сопровождение отдельных космических проектов
title_fullStr	Аэрогазодинамическое сопровождение отдельных космических проектов
title_full_unstemmed	Аэрогазодинамическое сопровождение отдельных космических проектов
title_sort	аэрогазодинамическое сопровождение отдельных космических проектов
publisher	Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
publishDate	2011
url	http://dspace.nbuv.gov.ua/handle/123456789/88206
citation_txt	Аэрогазодинамическое сопровождение отдельных космических проектов / В.П. Басс // Техническая механика. — 2011. — № 3. — С. 23-35. — Бібліогр.: 27 назв. — рос.
series	Техническая механика
work_keys_str_mv	AT bassvp aérogazodinamičeskoesoprovoždenieotdelʹnyhkosmičeskihproektov
first_indexed	2025-07-06T15:56:58Z
last_indexed	2025-07-06T15:56:58Z
_version_	1836913719537303552
fulltext	УДК 629.7.015.3: 533.6.011.8 В.П. БАСС АЭРОГАЗОДИНАМИЧЕСКОЕ СОПРОВОЖДЕНИЕ ОТДЕЛЬНЫХ КОСМИЧЕСКИХ ПРОЕКТОВ Приведены результаты аэрогазодинамического сопровождения международных космических проек- тов «Марс-96» и «Венера-Галлей» разработки НПО им. Лавочкина, Генеральным конструктором которого с 1977 г. был В. М. Ковтуненко. Представлены также результаты аэродинамических расчетов, предполет- ных оценок и летных испытаний отдельных американских космических аппаратов «Спейс Шаттл» для различных условий их обтекания. Наведені результати аерогазодинамічного супроводження міжнародних космічних проектів «Марс-96» і «Венера-Галлей» розробки НВО ім. Лавочкіна, Генеральним конструктором якого з 1977 р. був В.М.Ковтуненко. Представлені також результати аеродинамічних розрахунків, передпольотних оцінок і льот- них випробувань окремих американських космічних апаратів «Спейс Шаттл» для різних умов їх обтікання. The results of aerogasdynamic support for Mars and Venus-Halley international projects made at the Lavochkin Research and Production Association where since 1977 V.M. Kovtunenko has been a General Designer are presented. Also, the results of aerogasdynamic calculations of a preflight evaluation and flight tests of some American Space Shuttles under various conditions of the flow around are given. Аэрогазодинамическое сопровождение процессов проектирования и экс- плуатации орбитальных и спускаемых космических аппаратов, движущихся в верхних слоях атмосферы Земли и планет, требует достаточно унифициро- ванных расчетных модулей. Для принятия конструкторских решений на всех стадиях проектирования необходимы комплексные исследования, учиты- вающие в полной мере физические особенности обтекания и позволяющие принимать решения в сжатые сроки. Другими словами, программные ком- плексы и отдельные модули должны быть максимально приближены к рас- четной практике конструкторских бюро, обеспечивая при этом: – простоту и универсальность задания геометрических обводов космиче- ского аппарата (КА); – выполнение расчетов с заданной наперёд точностью; – оперативное проведение расчетов при контролируемой точности полу- чаемых результатов; – диагностику ошибок и выдачу различных предупреждений пользовате- лю об особенностях решаемой задачи; – удобство и наглядность представления результатов счета. Эти требования и были положены в основу программного обеспечения, разработанного и созданного коллективом сотрудников отдела динамики раз- реженного газа Института технической механики НАН Украины и НКА Ук- раины (ИТМ НАНУ и НКАУ). Основным методологическим принципом при создании этого обеспечения являлся структурированный подход к програм- мированию, позволяющий создать независимые универсальные расчетные модули, которые с помощью специальных управляющих программ могли быть легко настроены на решение широкого круга прикладных задач. Работы велись по принципу «от простого – к сложному» и «от известного – к ново- му» Такой подход позволил выделить основные направления при разработке алгоритмов, определить место разрабатываемого комплекса программ среди программного обеспечения, созданного другими разработчиками, и сократить процесс его отладки и тестирования. Многие элементы этого программного комплекса совершенствовались в процессе общения с пользователями на этапе сопровождения и внедрения его в расчетную практику различных конструкторских бюро. Большое влияние  В.П. Басс, 2011 23 Техн. механика. – 2011. – № 3. на формирование облика вновь создаваемых и проектируемых программ имели межотраслевые совещания по прикладным вопросам аэродинамики, которые были проведены в Институте технической механики АН УССР ныне ИТМ НАНУ и НКАУ в 1983–1985 г.г. Часть разработанных алгоритмов и программных средств была использо- вана в Межотраслевом «Руководстве для конструкторов» и включена в от- раслевой фонд алгоритмов и программ систем автоматизированного проекти- рования. Модульный подход к разработке проблемно ориентированных комплек- сов программ позволил при незначительных затратах настроить соответст- вующие функциональные модули на решение различных задач в области ди- намики разреженного газа, молекулярной газовой динамики, лучистого теп- лообмена и спутниковой фотометрии [1]. Ниже приведены отдельные результаты аэрогазодинамического сопро- вождения космических проектов «Марс-96» и «Венера-Галлей», полученные коллективом отдела динамики разреженного газа Института технической механики НАНУ и НКАУ в тесном сотрудничестве с коллективом ученых и специалистов НПО им. Лавочкина при непосредственном творческом и ак- тивном участии его лидера В. М. Ковтуненко. Орбитальный КА для исследования планеты Марс [2]. В программе экспедиции "Марс-96" основным средством доставки научной аппаратуры для исследования атмосферы Марса и его поверхности был орбитальный космический аппарат (ОКА), с борта которого планирова- лось десантировать отдельные элементы: комплекс малых станций, пенетратор и марсо- ход. В соответствии с данны- ми инженерной модели атмо- сферы Марса [3] и ее вариа- ций [4], набегающий поток на высотах свыше 200 км над поверхностью планеты на- столько разрежен, что аэро- динамические силы iF  и мо- менты iM Рис. 1 , действующие на ОКА, могут быть вычислены в рамках свободномолекулярной модели. Для проведения многопараметрических исследований ОКА его поверхность (рис. 1) аппроксимировалась 53-мя базовыми элементами. Расчеты выполне- ны для скоростного отношения  = 3; 5; 12, что соответствует минималь- ному и максимальному значению  при скорости набегающего потока  = 4 км/с для «горячей» и «холодной» модели атмосферы [3, 4]. Направле- ние вектора скорости задавалось двумя углами: углом скольжения S S V  (0  180) и углом атаки П При исследовании влияния характера отражения на аэродинамические характеристики предполагалось, что корпус и нижние поверхности солнеч- ных батарей имеют отражательные свойства, близкие к экранно-вакуумной теплоизоляции с коэффициентами аккомодации (45  145). n = 0,85; =1,0 [1].  24 На верхней поверхности солнечных батарей (СБ) значения принимались равными: 1) = 0,9; = 0,8; n  2) = 0,9; = 0,9; n  3) = 0,9; = 1,0, n  что соответствовало результатам экспериментов в установке ВАУ-2М при различной ориентации ступенчатой структуры СБ относительно набегающего потока [1, 5]. Поведение коэффициента силы и момента в системе координат, связанной с ОКА, для диффузной модели взаимодействия в зависимости от угла скольжения и угла атаки представлено на рис. 2: а – для = 3,5 и высоты полета xC П zM  xC S H = 450 км; б – для = 3,5, H = 450 км; в – для = 12, zM S xC S H = 200 км; г – для = 12, zM S H = 200 км. а Значения характеристики на изолинии, разделяющей две области различ- ной тональности, приведены на шкале справа. Характер поведения слабо зависит от угла скольжения. Влияние молекулярного числа Маха достигает ~25%. Это обусловлено тем, что при достаточно малых значениях (~3,5) существенным становится вклад молекул, имеющих большие тепловые ско- рости движения. В качестве характерных размеров в расчетах приняты: пло- щадь = 10 м2 и длина = 10 м. xC S MA L Наружная поверхность ОКА представляла собой сложную пространст- венную структуру (рис. 1). Взаимное затенение одних элементов другими учитывалось в приближении "геометрической оптики”. Оценка погрешно- стей такого приближения и учет влияния эффектов "интерференции" выпол- нены с использованием метода прямого статистического моделирования. Анализ полученных результатов показал, что вклад этих эффектов в суммар- ные аэродинамические характеристики не превышает погрешностей экспе- риментального определения коэффициентов обмена импульсом [1]. Аппарат «Вега» для исследования кометы Галлея. Примером адапта- ции разработанного программного обеспечения к решению новых задач в об- б а б в в г г Рис. 2 25 ласти динамики разреженного газа может служить аэрогазодинамическое обеспечение международного проекта «Венера-Галлей». С помощью создан- ного в короткий срок программного обеспечения был выполнен комплекс параметрических исследований силовых и моментных характеристик КА «Вега», газовой обстановки в его окрестности и угловых коэффициентов из- лучения внешних элементов конструкции аппарата и автоматической стаби- лизированной платформы [6 – 9]. Впервые в расчетной практике были реше- ны комплексные вопросы гиперзвукового ( = 80 км/с) обтекания КА двухфазным газопылевым потоком при одновременном воздействии потока солнечной радиации. V В работе [6] сформулиро- ваны аэродинамические про- блемы и определены основные возмущающие факторы, дейст- вующие на КА «Вега» в экс- тремальных условиях взаимо- действия газопылевой комет- ной атмосферы с его поверхно- стью. В [7] представлены ре- зультаты расчетов аэродина- мических характеристик с уче- том особенностей взаимодей- ствия пылевых частиц различ- ной массы с защитными проти- вопылевыми экранами и эле- ментами конструкции (рис. 3). Суммарные нормальная и касательная составляющие импульса, действующего на элемент поверхности , ориентированный под углом dS  к набегающему потоку, представлялись в виде Рис. 3   coscos nnn VmVmI  ,   sinsin nnt VmVmI  , (1) где параметр определяет тип удара; и – масса и скорость ударяю- щей частицы; и – масса и скорость частиц, удаленных в результате удара.  m m V n nV Возможны три типа удара [6]: – сквозное пробивание с вылетом ударяющей частицы на обратную сто- рону конструкции (например, сквозное пробивание солнечной батареи). При этом полагается  = 0; – сквозное пробивание внешнего слоя с последующим торможением про- дуктов разрушения частицы и экрана, летящих в направлении удара, вторым экраном или другими элементами конструкции ( = 0,5; );  EVmmn /39,0 3/43/23/1 11 – удар без пробивания с образованием кратера ( = 1; ).  EVmmn 10/2 26 Здесь – толщина и плотность пробиваемой конструкции; – те- плота испарения материала. 11, E Размер частиц , пробивающих конструкцию, определяется из условия, что объем кратера, образующегося при ударе частиц, равен объему расплав- ленного вещества. При этом предполагается, что: 1) для плавления 1 ед. мас- сы конструкции требуется затратить 5 удельных энергий плавления; 2) при ударе образуется кратер полусферической формы; 3) конструкция считается пробитой, если глубина образующегося кратера равна толщине конструкции; 4) падающая частица считается сферической формы, состоящей из кристал- лов льда. 0a Таким образом, количество расплавленного вещества определяется из со- отношения ( – удельная энергия плавления; – мас- са расплавленного вещества). Выражая массы и через объемы рас- плавленного вещества, получаем следующее выражение для критического размера частицы: , ( SS mEVm 52/2  10 5(  Ea S SE 2/ V Sm m 1 Sm 1 3/1)   = 1 г/см3;  – плотность набегающих частиц). Умножая выражения (1) на число частиц набегающего потока, пересекающих элемент в единицу времени, и выполняя интегри- рование по размерам частиц и их скоростям, получаем выражение для силы, действующей на элемент поверхности dS     3 1 1 2 ),,,,,,()1()sincos(cos i ii i rEVaFtnF  ,),,,,,,( 10 rEVaFi   (2) где и – радиусы частиц при 1a 2a 5,0 и 1 ; 2103 aaaa  ; r – расстояние до ядра кометы. Аналитические выражения для достаточ- но громоздки и подробно изложены в [9]. dS iF Первое слагаемое в (2) определяет реактивную силу в случае третьего типа удара (без пробивания), второе – в случае второго типа удара (с проби- ванием) и третье – силу, обусловленную взаимодействием КА с частицами набегающего потока. Численное интегрирование выражений (2) выполнялось по отдельным элементам конструктивно-компоновочной схемы КА с учетом эффекта зате- нения и физико-химических свойств конструкционных покрытий, которые вводились в программу расчета вместе с вводом геометрических обводов ап- парата. Для оценки возможного диапазона возмущений, действующих на аппа- рат, были выполнены расчеты аэродинамических характеристик в предполо- жении, что испаренное вещество может разлетаться в среднем по нормали к поверхности в точке удара. При этом выражения (1) представимы в виде nnn VmVmI   cos ,   sinVmIt  . (3) На рис. 4 представлены результаты расчетов момента , действующего на аппарат при его движении в атмосфере кометы, для различных расстояний yM 27 аппарата от ядра кометы и значений показателя в функции распределения пылевых частиц по радиусам и программной ориентации аппарата в про- странстве. Кривые 1 соответствуют расчетам с использованием аппроксима- ций (1) для , кривые 2 – с использованием выражений (3). На тех же графиках представлены результаты расчета суммарных моментных характе- ристик, обусловленных воздействием газовой составляющей кометного обла- ка и солнечного электромагнитного излучения. u tn II , Для расстояния r = 104 км аппарата от ядра кометы сум- марные аэродинамические ха- рактеристики, полученные вследствие воздействия «газо- вой» и «солнечной» состав- ляющих возмущений (кривая 3), пренебрежимо малы по сравнению с возмущениями, обусловленными взаимодейст- вием пылевой составляющей кометного облака с элемента- ми аппарата. Для расстояния r = 105 км аэродинамические возмущения (на графиках обо- значены буквой ) и солнечные электромагнитные возмущения (обозначены буквой ) становятся соизмеримыми с возмущениями пылевых частиц. r =104 r =105 150 1209060300-1,5 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 My .10 , Нм-2 My .10 , Нм-3 Рис. 4 А S Проведенные расчеты были использованы при выборе траектории полета аппарата в коме кометы Галлея, режимов работы систем ориентации и стаби- лизации, обеспечении тепловой защиты аппарата и надежного функциониро- вания комплекса научной аппаратуры. Правильность принятых решений была подтверждена успешным выполнением миссии «Венера-Галлей». В знак благодарности за совместную работу на обложке сборника, со- держащего описание и научные задачи международного проекта «Венера- Галлей», В.М. Ковтуненко сделана надпись: «Дорогому коллеге и ученику Валентину Петровичу Бассу на память о совместной работе вообще и по про- екту «Вега» в частности» (08.09.86 г.). Спускаемые КА. При входе КА в плотные слои атмосферы реализуется переходный по числу Кнудсена режим обтекания. В этом случае широко ис- пользуются приближенные методы расчета [10 – 26], которые базируются на основных закономерностях поведения аэродинамических характеристик, по- лученных в результате точных решений целого класса модельных задач и об- работки имеющихся экспериментальных данных. Основными требованиями к расчетным алгоритмам, реализующим эти методы, являются сравнительная простота и универсальность применительно к расчету КА различной формы при контролируемой точности получаемых результатов. Основой большинства методов, применяемых для практических расчетов КА в переходном режиме обтекания, является теория локального взаимодей- ствия [27 , 9 , 22]. В гиперзвуковом приближении задача сводится к решению соответствующих дифференциальных уравнений для аэродинамических сил и моментов, действующих на КА [23]. Одна из первых универсальных аппрок- симаций зависимости коэффициента лобового сопротивления от числа xC 28 Кнудсена , полученная на базе обработки экспериментальных данных для сферы, перпендикулярных потоку цилиндра и острых конусов, предложена в [9] Kn C (4) ],/)[lg)( 00   aKnCCCC xxxx где , – предельные значения при 0 xC  x xC 0Kn и Kn , . 2 erf    1    2 1 )(        x x Для рассмотренных в [9] форм принято  = 0,77 и гауссовская случайная величина = 0,878 со средним квадратичным откло- нением 0,26.  Численные исследования, проведенные в [23 – 24], показали примени- мость формулы (4) для более широкого класса форм, вплоть до возвращае- мых аппаратов многоразового использования [12]. Результаты расчетов луч- ше согласуются с экспериментальными данными, если в (4) принять = 0,975 и = 1,05. Дальнейшие исследования позволили выдать несколько рекомен- даций по выбору характерного линейного размера при определении числа в формуле (4). Показано, что для простых тел (сфера, цилиндр, острый конус) в качестве характерного размера можно выбирать средний размер миделевого сечения a Kn l l    2           SdAl /1 0cos cos или так называемую «смо- ченную длину»     SdAl 0cos при данной ориентации рассматриваемого тела относительно вектора скорости набегающего потока. В случае простран- ственных тел, вытянутых по потоку, в качестве характерного размера необ- ходимо задавать их длину . L Составляющие аэродинамической силы и момента, действующих на спускаемый КА, находятся путем численного интегрирования локальных на- грузок (5)      N i A iS N i A i ii FdrMFdF 11 ;  по поверхностям элементов его конструктивно-компоновочной схемы. Здесь in dAPnP )(  iFd   – сила, действующая на элемент поверхности ; – радиус-вектор центра площадки в глобальной системе коорди- нат. На каждом шаге интегрирования в (5) анализируется возможность зате- нения площадки другими элементами. Выражения для и взяты в виде idA Sr idA idA nP P , (6) 00 2 0 1 ;   PPPPP nrn ; )( ; )( sin 2 2/1 00              S z T T P z P w r 29 ; 2 )erf(1)( cos 2 0       S z S z Pn  ;)erf(1)exp()(;cos 2 zzzzSz   ;)exp( 2 )erf( 0 2 dttz z        MS 2 , где – температура поверхности КА; и –температура и число Маха набегающего потока; – показатель адиабаты. wT T M  На основании обработки экспериментальных и расчетных данных пола- гается, что , а 12  1 [10]. Тогда единственный коэффициент режима определяется из соотношения , )sincos( 1 cos 1 0)( 00 0)( 0 1         nV r m nV n m x dAPP S dAP S C   (7) где вычисляется по формуле (4), а – характерная площадь. XC mS В качестве примера на рис. 5, 6 представлены результаты расче- тов [10], летных испытаний и предполетных оценок [13] коэф- фициента сопротивления и аэродинамического качества XC x y C C l КА STS-6 и STS-7 “Спейс шаттл” в зависимости от числа (вы- соты полета Kn H ) для различных чисел Маха M и температурного фактора 0T T tw t w w , где – темпе- ратура торможения. В расчетах, представленных на рис. 6, полага- лось, что скоростное отношение =25, а = 0,01. 0T S Рис. 5 Рис. 6 Успех в решении аэродина- мических задач в переходной об- ласти во многом зависит и от корректного расчета характери- стик в предельных по числу Кнудсена (Рейнольдса) режимах обтекания [5]. Характерным примером явля- ется расчет коэффициента сопротивления внедряемого исследовательского зонда (пенетратора) в атмосфере Марса [24]. Исследовательский зонд являлся 30 одним из составных элементов межпланетной космической станции «Марс- 96» и был предназначен для забора грунта. Для аэродинамической стабилиза- ции пенетратора его геометрическая форма выбрана в виде составного тела вращения с хвостовым конусом большого угла полураствора (рис. 7). На эта- пе спуска входа в плотн слои атмо- сферы Марса пе- нетратор движется в различных, сме- няющих друг дру- га, режимах обте- кания – от свобо номолекулярного до сплошнос и ые д- редно- го. олурас операций. Рис. 7 По сравнению с типовыми спускаемыми аппаратами, при больших чис- лах Рейнольдса физическая картина течения в окрестности модели пенетра- тора имеет свои характерные особенности. Наличие длинной тонкой цилинд- рической области (рис. 7), которая соединена с основным конусом, имеющим большой угол п твора ( 045 ), приближает эту конфигурацию к клас- су затупленных тел с иглой. Для таких тел допущение о монотонном влиянии эффектов вязкости по мере увеличения числа Рейнольдса не соответствует реальной картине течения. В сплошной среде при больших числах Рейнольд- са появляется довольно устойчивая отрывная зона в области стыковки ци- линдра с хвостовым конусом [24]. Это явление приводит к значительному уменьшению сопротивления по сравнению с невязким обтеканием. Для вы- числения аэродинамических характеристик пенетратора под углом атаки в сплошной среде используется методика, приведенная в [25]. Расчетная схема определения распределенных по поверхности пенетратора нагрузок в конти- нуальном режиме при осесимметричном обтекании базируется на последова- тельном выполнении нескольких В первом приближении давление и местное число Маха в узловых точках (точках излома образующей) определяются в предположении невязкого обте- кания. Здесь используются классические соотношения теории скачков уплот- нения и волн разрежения. Давление вдоль каждого линейного участка обра- зующей находится по формуле )()( 21 xfPxfPP kd  . (8) Здесь – значение давления в начальном сечении, – его асимптоти- ческое значение на данном участке. Вид аппроксимирующих функций и ) определяется значениями параметров в узловых точках ( dP kP )(1 xf (2 xf x – безраз- мерная продольная координата). Зная характеристики в невязком потоке, можно определить параметры пограничного слоя и зоны отрыва. В частности, критическое значение коэффициента давления в скачке перед хвостовым конусом, где происходит отрыв потока, определяется формулой: kpP . (9)   1 25,03,02 Re103,2       ufufkp MP 31 Здесь и – локальные значения чисел Маха и Рейнольдса перед хвостовым конусом. ufM ufRe Отрывное течение реализуется во всем рассмотренном диапазоне чисел Маха и Рейнольдса. Длина зоны отрыва определяется по формулам, получен- ным для тупого тела с иглой [26]. Затем находятся параметры на поверхности тела с учетом отрыва и присоединения потока, которые приводят к образова- нию системы скачков и их взаимодействию с пограничным слоем. Коэффициент сопротивления пенетратора при представляется в виде суммы: 0 = + + , (10) 0 xC NxC 1fxC 2fxC где – коэффициент сопротивления носовой части (иглы), – коэф- фициент сопротивления участка в отрывной зоне, а – коэффициент со- противления участка вне отрывной зоны хвостового конуса. NxC 1fxC 2fxC При несимметричном обтекании пенетратора и определенных углах ата- ки происходит перестройка отрывного течения и характер поведения сильно меняется. Если угол атаки превышает некоторое значение , то на верхнем контуре пенетратора образуется зона разрежения. При 0 xC K K зона сжатия сохраняется на верхнем и нижнем участках. В расчетной схеме при- нято предположение, что 016arctg  m m K l r (рис. 7). Для 0 коэффициент давления на каждом участке поверхности тела представляет- ся в виде [25]:   2coscos DBAP , (11) где ;  2cos)(5,0 SR PPA ZPPB SR )(5,0  ; AZPPC SR  )(5,0 . Здесь и P коэффици- енты избыточного давления вдоль образующей при значе- ниях меридионального угла RP S – 0 и , соответственно (на н етренной стор 0  ав оне  ). Z – коэффициент, учитываю- щий уменьшение давления на хвостово ультат ока: а м конусе в рез е отрыва пот ) sin1 2( 3 2 приZ K , 1Z при K . Рис. 8 б 32 Результаты расчетов зависимости xC от  при различных значениях Re и M для модели пенетратора по изложен- ной выше методике (ром- бики) представлены на рис. 8. Здесь же приведе- ны экспериментальные данные (сплошная линия) и расчеты по модифици- рованной теории Ньюто- на с применением метода касательны в тики Удовлетворительное согласование расчетных и экспериментальных дан- ных для модели пенетра- тора при 3108,9Re  ; х конусо квадра ). ( M 9,3; wt 1 (рис. 8, а) позволило использо- вать их в соотношениях (4), (7) для определения коэффициента сопротив- Результаты рас- четов зависимости коэффициента лобового сопротивления пенетратора от углов атаки для 131Re  ; 2,11M  ; 55,0 ления во режиме . всем переходном wt (ромбики) и их сравнение с экспериментальными данными (сплошная линия) и данными, полученными по методи [26] (крестики) и [18] (кружочки), едставлены на рис. 8, б. На рис. 9 представлены результаты расчетов коэффициентов сопротивления xC , подъемной силы yC и момента zM , действующих на пенетратор, вдоль рас- четной траектории. Данные приведены для модели атмосферы Марса [24] с учетом минимальной (квадратики), средней (ромбики) и максимальной (тре- угольники) солнечной и геомагнитной активности. Светлыми кружочками на графиках рис. 9 обозначены изменение высоты полета а б в а б в Рис. 9 ке пр H вдоль расчетной траектории спуска пенетратора, числа Маха и числа Рейнольдса. По оси абс- цисс на рис. 9 отложено расчетное время движения t . Моментные характери- стики определялись относительно носка. В качестве характерной площади при расчете аэродинамических характеристик взята площадь основания хво- стового конуса, а в качестве характерной длины – длина всего аппарата. Кон- трольные сравнения с экспериментом показывают, что комплексный инже- ерныйн подход к расчету аэродинамических характеристик обеспечивает точность, необходимую на этапе эскизного проектирования. 1. Басс В. П. Молекулярная газовая динамика и ее приложения в ракетно-космической технике / В. П. Басс. – Киев : Наук. думка, 2008. – 272 с. 33 2. Абрамовская М. Г. Аэрогазодинамические характеристики орбитального космического аппарата для исследования планеты Марс / М. Г. Абрамовская, В. П. Басс, В. И. Бразинский, В. М. Ковтуненко и др. // 3. са для проекта МАРС-84 (МА-90) / В. И. Мороз, 4. осмические 5. . – С. 63 – 85. . С. 3 – 7. 10 . Г. Абрамовская, В. П. Басс // Ученые записки ЦАГИ, 1980. – № 1. – C. 122 – 126. 6 – 129. – С. 28 – 43. ика, теп- 16. е записки ЦАГИ, 1986. – Т.7, № 2. – С. 99 – 105. . 4 – 6. . 1990. – Р. 554 – 561. манский, В. И. Тимошенко // Прикладная аэродинамика космиче- 22 азреженного газа и молекулярная газовая динамика”. – 1977. – Вып. 1833. – С. 28 – 37. 25 ые методы аэродинамики больших скоростей Уч. пособие. / Е. Р. Абра- мовский // – Днепропетровск : ДГУ, 1985. – 138 с. Техническая механика. – 1998. – Вып. 7. – С. 14 – 22. Мороз В. И. Инженерная модель атмосферы Мар В. В. Кержанович, В. А. Краснопольский // Космические исследования. – 1991. – Т. 29, вып. 1. – С. 3 – 81. Изаков М. Н. Вариация структуры верхней атмосферы Марса / М. Н. Изаков, О. З. Ростэ // К исследования. – 1996. – Т. 34, № 34. – С. 289 – 299. Басс В. П. Результаты численных и экспериментальных исследований в области молекулярной газовой динамики и их приложения / В. П. Басс // Техническая механика. – 2001. – № 1 6. Абрамовская М. Г. Аэрогазодинамика летательного аппарата в кометной атмосфере / М. Г. Абрамовская, В. П. Басс, В. И. Бразинский, В. П. Карягин, В. М. Ковтуненко и др. // VI Всесоюзный съезд по теорети- ческой и прикладной механике. (Аннот. докл). – Ташкент : Фан, 1986. – С. 10. 7. Басс В. П. Аэродинамические характеристики аппарата, предназначенного для исследования кометы Галлея / В. П. Басс, В. И. Бразинский, В. П. Карягин, В. М. Ковтуненко и др. // Прикладные вопросы аэ- родинамики летательных аппаратов. – Киев : Наук. думка, 1984. – С. 11 – 15 8. Басс В. П. Расчет газовой обстановки около аппарата "Вега" во время пролета комы / В. П. Басс, В. И. Бразинский, В. П. Карягин, В. М. Ковтуненко и др. // Аэродинамика тепло- и массообмен в разр. газе : Тр. VIII Всесоюз.конф. по динамике разр. газов. – М., 1987. – 9. Rijov Y. A. Aerodynamic Problems of Space Probes in Comet Atmosphere / Y. A Rijov, V. P. Bass, V. P. Karjagin, V. M. Kovtunenko u.a // Rarefied Gas Dynamic : 13 Internanional Symposium on Rarefied Gas Dynamic. – New York and London : Plenum Press, 1982. – Vol.1. – P. 503 – 511. . Абрамовская М. Г. Исследование аэродинамических характеристик круговых конусов в переходном режиме обтекания / М 11 Абрамовская М. Г. К расчету аэродинамических характеристик тел в переходном режиме обтекания / М. Г. Абрамовская, В. П. Басс // Космические исследования на Украине. – Киев : Наук. думка, 1982. – Вып. 16. – С. 29 – 34. 12. Абрамовская М. Г. Результаты расчетов аэродинамических характеристик ВКС в переходном режиме обтекания / М. Г. Абрамовская, В. П. Басс // Сб. докл. ежегодной научной школы-семинара ЦАГИ (Ме- ханика жидкости и газа). – 1990. – Ч. 1. – С. 12 13. Бланшар Р. К. Данные о плотности атмосферы и аэродинамические характеристики КЛАМИ “Спейс шаттл”, полученные во время полетов STS-6 и STS-7 / Р. К. Бланшар, Г. М. Бак // Аэрокосмическая тех- ника. – М. : Мир, 1986. – № 9. – С. 121 – 129. 14. Горенбух П. И. О приближенном расчете аэродинамических характеристик простых тел при гиперзву- ковом обтекании разреженным газом / П. И. Горенбух // Динамика разреженных газов и молекулярная газовая динамика : Труды ЦАГИ – М. : Изд. отдел ЦАГИ, 1990. – Вып. 2436. 15. Горенбух П. И. Корреляция коэффициентов сопротивления выпуклых тел в гиперзвуковом потоке раз- реженного газа / П. И. Горенбух // Тр. 8 Всесоюзной конф. по динамике разр. газов (Аэродинам ло- и массообмен в разреженном газе). – М. : МАИ, 1987. – С. 51 – 55. Горенбух П. И. Корреляционная зависимость коэффициентов лобового сопротивления тел в гиперзвуковом потоке разреженного газа / П. И. Горенбух // Учены 17. Абрамовский Е. Р. О применении метода эквивалентных конусов и клиньев в аэродинамике разрежен- ных газов / Е. Р. Абрамовский // Гидроаэромеханика и теория упругости // Межвузовский сборник науч- ных трудов. – Днепропетровск, 1989. – С 18. Котов В. М. Расчет аэродинамических характеристик тел сложной формы в промежуточной области / В. М. Котов, Е. Н. Лычагин, А. Г. Решетин, А. Н. Щелконогов // Численное моделирование в аэродина- мике. – М : Наука, 1986. – С. 115 – 124 19. Александров В. Ю. Приближенный метод аэродинамического расчета ЛА при больших сверхзвуковых скоростях полета / В. Ю. Александров, В. С. Галкин, Г. Г. Нерсесов, В. С. Николаев // Труды ЦАГИ – М. : Изд. отдел ЦАГИ, 1990. – Вып. 2492. 20. Perminov V. D. Аpproximate aerodynamic analysis for complicated bodies in rarefied gas flows / V. D. Perminov, S. L. Gorelov, O. G. Freedlender, A. A. Khmelnitsky // Proceeding of the 17th International Symposium on Rarefied Gas Dynamics. – Aachen (Germany), 21. Абрамовская М. Г. К расчету аэродинамических характеристик тел в переходном режиме обтекания / М. Г. Абрамовская, В. П. Басс, А. В. Ли ских аппаратов. – Киев : Наук. думка, 1977. – С. 69 – 75. . Мирошин Р. Н. Теория локального взаимодействия / Р. Н. Мирошин, И. А. Халидов. – Изд-во Ленин- градского университета, 1994. – 276 с. 23. Басс В. П. Применение метода локального взаимодействия к расчету аэродинамических характеристик тел сложной формы в гиперзвуковом потоке разреженного газа / В. П. Басс, В. И. Тимошенко // Труды ЦАГИ “Динамика р 24. Абрамовская М. Г. Аэрогазодинамические характеристики исследовательского зонда в атмосфере Марса / М. Г. Абрамовская, Е. Р. Абрамовский, В. П. Басс и др. // Техническая механика. – 1998. – Вып. 7. – С. 22 – 27. . Абрамовский Е. Р. Инженерн 34 35 7. Antreasian P. G. Prediction of Radiant Energy Forces on the TOPEX/POSEIDON Spacecraft / P. G. Antreasian, Rockets. – 1992. – Vol. 29, № 1. – Р. 8190. й механики Получено 15.07.11, НАН Украины и НКА Украины, в окончательном варианте 9.09.11 г. Днепропетровск 26. Краснов Н. Ф. Аэродинамика отрывных течений / Н. Ф. Краснов, В. Н. Кошевой, В. Т. Калугин. – М. : Высш. школа, 1988. – С. 351. 2 G. W. Rosborough // Journal of Spacecraft and Институт техническо

Аэрогазодинамическое сопровождение отдельных космических проектов

Репозитарії

Схожі ресурси