3. Исходные данные для расчетов модели сегментально-коничес-
кого КА ( M
∞
= 19
,
1
;
P
∞
= 40
,
2
Па;
T
∞
= 31
,
1
K) соответствовали
условиям в экспериментах [10].
Расчеты выполнены на регулярной сетке (рис. 1,
а
) с числом узлов
по трем пространственным переменным 150
×
150
×
300 и на нерегу-
лярной сетке c 2 млн расчетных ячеек (рис. 1,
б
).
На рис. 2,
а
и
б
(см. 3-ю полосу обложки) показаны распределения
чисел Маха для двух типов спускаемых КА (расчеты выполнялись
на неструктурированных сетках). В рассматриваемом случае реали-
зуется осесимметричная картина течения: вблизи лобовой поверхно-
сти спускаемого аппарата формируется головной скачок уплотнения и
пограничный слой, между ними располагается область слабовязкого
течения, в области перехода от лобовой поверхности к задней части
спускаемого аппарата формируется область волн разрежения, далее
по потоку наблюдается “горло” следа с примыкающими к нему хво-
стовыми скачками, замыкается течение ближним и дальним следами.
Вблизи задней поверхности аппаратов наблюдается торообразная зона
возвратно-вихревого течения. За головным скачком уплотнения вбли-
зи поверхности спускаемого аппарата значение температуры ударного
сжатого газа достигает нескольких тысяч градусов. Отметим, что в
реальных условиях обтекания, когда в ударном слое достигаются бо-
лее высокие температуры, для правильного описания картины течения
газа, его необходимо рассматривать как многокомпонентную химиче-
ски реагирующую смесь. Однако для указанных исходных данных
используемое приближение совершенного газа правомерно, что было
проверено также в специальных вычислительных экспериментах.
При изменении угла натекания набегающего потока (угла атаки)
картина течения заметно меняется (рис. 2,
в. . . е
, см. 3-ю полосу об-
ложки; неструктурированная сетка): форма головной ударной волны
теперь становится симметричной по отношению к плоскости симме-
трии, проходящей через ось симметрии спускаемого аппарата, крити-
ческая точка при соответствующем изменении угла атаки
α >
0
опус-
кается в нижнюю часть (см. рис. 2,
в. . . е
, 3-я полоса обложки) горло
следа слабо выражено, возвратно-вихревое течение в донной области
перестает быть осесимметричным. Из распределений газодинамиче-
ских параметров следует, что при увеличении угла атаки головная
ударная волна прижимается к нижней (по отношению к оси симме-
трии) части спускаемого КА. Это приводит к тому, что ударно сжатый
и нагретый газ все в большей степени попадает на заднюю поверх-
ность спускаемого аппарата и сильно меняет характер теплообмена не
только на лобовой поверхности, но и в донной области (рис. 3, см. 4-ю
полосу обложки).
Важной особенностью течения при ненулевых углах атаки является
появление за задней частью спускаемого КА в ближнем следе малых
неосесимметричных областей, в которых сходятся линии тока (сингу-
лярная точка течения, рис. 4). Каждая из этих областей в пространстве
ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2009. № 3 9
