(см. рис. 9) нанесены усредненное по углам атаки от
0
до
20
◦
распреде-
ления плотности теплового потока и распределение теплового потока
для нулевого угла атаки [1].
При нулевом угле атаки в зоне отрыва потока (
s/D
= 0
,
9
) наблюда-
ются минимальные значения плотности теплового потока. Результаты
расчетов, приведенные в работе [1], указывают на минимальное зна-
чение тепловых потоков при
s/D
= 0
,
7
и, как следствие, на более
ранний отрыв потока на подветренной стороне конуса КА “Fire II”.
При движении вдоль задней поверхности тепловой поток возрастает
незначительно. Распределение, полученное в работе [1], при нулевом
угле атаки дает более значительное возрастание плотности теплового
потока при движении вдоль конуса задней поверхности КА “Fire II”.
Усреднение значений плотности теплового потока по углам атаки при-
водит к снижению этой характеристики приблизительно на 40% для
задней поверхности модуля.
Из рис. 9 видно, что полученные результаты хорошо согласуются с
экспериментальными данными.
Заключение.
В работе приведены результаты численного модели-
рования обтекания спускаемого КА “Fire II” с использованием уравне-
ний Навье–Стокса в трехмерной постановке при измении угла атаки от
0
до
20
◦
и применении различных моделей турбулентности. Результаты
расчетов показали, что структура течения значительно изменяется да-
же при маленьком угле атаки. Пограничный слой на наветренной сто-
роне плотно прилегает к поверхности летательного аппарата. На под-
ветренной стороне, напротив, при натекании на заднюю коническую
поверхность КА “Fire II” происходит отрыв потока с образованием ре-
циркуляционной зоны. Две противоположные тенденции наблюдают-
ся для плотности теплового потока на задней конической поверхности
капсулы. Плотность теплового потока возрастает в наветренной зоне
плотного примыкания пограничного слоя с ростом угла атаки, в то
время как в рециркуляционной зоне отрыва на подветренной стороне
усеченного конуса с ростом угла атаки наблюдается снижение тепло-
вых нагрузок. Это приводит к тому, что усредненные по углу (по всей
поверхности аппарата) значения плотности теплового потока практи-
чески не изменяются при вариации угла атаки. Усреднение по углам
атаки приводит к более равномерному распределению плотности те-
плового потока на задней поверхности КА “Fire II” и, следовательно,
к несколько меньшим тепловым нагрузкам на задней поверхности КА
по сравнению с результатами моделирования при
α
= 0
.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. S i n h a K., V a d i v e l a n C. Effect of Angle of Attack on Re-entry Capsule
Afterbody Flowfield // AIAA Paper. – 2008.
ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2009. № 2 23
