Рис. 9. Сравнение результатов рас-
чета и экспериментальных данных:
а
— M
∞
= 2
,
5; 2
,
0
и 1,5;
б
—
M
∞
= 1
,
2; 1
,
17
и 1,14
Рис. 10. Физические картины (сплошная
линия — ударная волна, + — звуковая
линия) обтекания СА с сегментальной
формой лобовой части при различных
числах Маха (с уменьшением
M
∞
отход
ударной волны увеличивается)
структуру течения около СА, является число Маха, а геометрия СА
слабо влияет на аэродинамические характеристики и картину тече-
ния. При гиперзвуковых скоростях полета изменение коэффициента
сопротивления СА по траектории спуска в большой степени зависит
от физико-химических процессов за ударной волной.
Предложенный численный метод позволяет на персональном ком-
пьютере в реальном масштабе времени спуска проводить расчеты тра-
екторий спускаемых в атмосфере планет аппаратов при нулевом угле
атаки, начиная с высот, на которых реализуется режим сплошного
обтекания. Этот метод применим для расчета обтекания СА с глад-
кой, не имеющей изломов, лобовой поверхностью и, соответственно,
при отсутствии разрывов газодинамических функций. Выполненные
расчеты подтвердили надежность предложенного численного метода
как инструмента получения практически важных результатов с высо-
кой степенью точности при малых затратах машинного времени. Этот
факт является существенным в практике проектирования СА при про-
ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2011. № 4 51
