до получения полного набора аэротермодинамических данных, пред-
ставляющих наибольший интерес для разработчиков ГЛА. Мотива-
ция выбора в качестве прообраза именно ГЛА Х-43 состояла в том,
что для этого аппарата имеются расчетные и экспериментальные дан-
ные [4–10, 15, 16], позволяющие тестировать создаваемые комплексы
расчетно-теоретических моделей, предназначенных для изучения аэ-
ротермодинамики ГЛА.
Условия набегающего потока воздуха соответствовали высоте
H
= 30
км (таблица) и различным режимам, отличавшимся значения-
ми угла атаки и числа Маха. Расчеты выполнены для M
= 4
,
6
,
8
,
10
и
углов атаки от
0
◦
до
15
◦
.
Таблица
Исходные данные для расчета и свойства набегающего потока на высоте 30 км
Число Маха
4, 6, 8, 10
Угол атаки, градус
0, 2, 5, 8, 10, 12, 15
Температура, K
227
Давление, Па
1200
Плотность, кг/м
3
0,0184
Скорость звука, м/с
302
Динамическая вязкость, кг/(м
·
с)
0
,
148
·
10
−
4
Вычислительные модели, исходная система уравнений.
В рас-
четах использовалась модель совершенного газа. Поле течения вокруг
летательного аппарата моделировалось с использованием уравнений
Навье–Стокса с учетом сжимаемости в трехмерной постановке со-
вместно с уравнением неразрывности и уравнением сохранения энер-
гии.
Уравнения Навье–Стокса и уравнение неразрывности формулиро-
вались в следующем виде:
∂ρu
∂t
+
div
(
ρu
V) =
−
∂p
∂x
−
2
3
∂
∂x
(
μ
div
V) +
+ 2
∂
∂x
μ
∂u
∂x
+
∂
∂y
μ
∂v
∂x
+
∂u
∂y
+
∂
∂z
μ
∂w
∂x
+
∂u
∂z
;
(1)
∂ρv
∂t
+
div
(
ρv
V) =
−
∂p
∂y
−
2
3
∂
∂y
(
μ
div
V) +
+ 2
∂
∂y
μ
∂v
∂y
+
∂
∂x
μ
∂v
∂x
+
∂u
∂y
+
∂
∂z
μ
∂w
∂y
+
∂v
∂z
;
(2)
∂ρw
∂t
+
div
(
ρw
V) =
−
∂p
∂z
−
2
3
∂
∂z
(
μ
div
V) +
10 ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2010. № 1
