превышающей вторую космическую. В ходе эксперимента проведены
также измерения радиационного и суммарного тепловых потоков к
передней и задней поверхностям.
В расчетном анализе условия невозмущенного набегающего пото-
ка соответствовали последнему участку траектории входа КА “Fire II”
в атмосферу [1]. Вычисление тепловых потоков сильно усложнялось
тем, что на заключительном этапе спуска течение около КА может
переходить в турбулентное, наиболее интенсивное в области следа.
Причиной значительного повышения теплового потока к поверхности
аппарата может стать изменение режима течения. Отметим, что вы-
числение тепловых потоков для турбулентного режима течения более
сложная задача, чем для ламинарного. Основная проблема заключает-
ся в выборе турбулентной модели, наиболее подходящей для иссле-
дуемых процессов обтекания. Обычно, при проектировании тепловой
защиты неточность, связанная с неопределенностью в выборе тур-
булентной модели, компенсируется большим коэффициентом запаса.
Одна из целей настоящей работы — это анализ различных турбулент-
ных моделей для потока совершенного газа при небольших числах
Рейнольдса и больших числах Маха, порядка M
= 16
, что соответ-
ствует условиям спуска. Для замыкания исходной системы уравнений
применялись двухпараметрические
k
−
ω
[2, 3], BSL (baseline)
k
−
ω
[4, 5] и SST (shear stress transport)
k
−
ω
[5, 6] модели турбулентности,
а также SSG (Sarkar, Speziale and Gatski) и LRR (Launder, Reece and
Rodi) модели рейнольдсовых напряжений [7, 8] и проводились расче-
ты с использованием ламинарной модели. Данные летных испытаний
[9–12], с которыми сравнивались результаты моделирования, включа-
ют в себя как термохимически неравновесные, так и равновесные ре-
жимы течения.
Наибольшим тепловым нагрузкам подвержена лобовая часть спус-
каемого аппарата; проведенные расчеты показывают, что для КА
“Fire II” конвективный тепловой поток, приходящийся на заднюю по-
верхность, составляет всего 2. . . 3% максимального теплового потока
в окрестности передней критической точки. Несмотря на это, чи-
сленное моделирование теплового состояния задней поверхности КА
также необходимо при проектировании тепловой защиты.
Моделирование теплового состояния космического аппарата
“Fire II” проводилось в ряде предыдущих исследований методами вы-
числительной аэродинамики [13, 14]. Авторы работы [15], используя
расчетный код, основанный на уравнениях Навье–Стокса и учитыва-
ющий излучение, получили тепловые характеристики КА “Fire II” на
участке траектории между 1634-й и 1651-й секундами спуска, что со-
ответствует высотам от 77 до 37 км. В работе [16] проведено сравнение
результатов расчетов по теплообмену для нескольких моделей турбу-
лентности на задней и передней поверхностях летательного аппарата,
4 ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2009. № 2
