Печатная версия
Архив / Поиск

Archives
Archives
Archiv

Редакция
и контакты

К 50-летию СО РАН
Фотогалерея
Приложения
Научные СМИ
Портал СО РАН

© «Наука в Сибири», 2019

Сайт разработан и поддерживается
Институтом вычислительных
технологий СО РАН

При перепечатке материалов
или использованиии
опубликованной
в «НВС» информации
ссылка на газету обязательна

Наука в Сибири Выходит с 4 июля 1961 г.
On-line версия: www.sbras.info | Новости | Архив c 1961 по текущий год (в формате pdf), упорядоченный по годам
 
в оглавлениеN 49 (2435) 19 декабря 2003 г.

«АЭРОТЕРМОДИНАМИКА ВЫСОТНОГО ПОЛЕТА
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ»

Из доклада профессора М. Иванова.

Современные подходы к исследованию гиперзвукового обтекания космических аппаратов (КА) основываются на синтезе газовой динамики с химической кинетикой, тепломассообменом и физикой излучения. Основной проблемой гиперзвуковой аэротермодинамики является необходимость учета эффектов реального газа (возбуждение внутренних энергетических мод молекул и химические реакции) при высоких скоростях полета. Для КА нового поколения основная часть полета будет происходить на больших высотах (~80-110км). Поэтому имеется практическая необходимость исследования явлений, связанных также с разреженностью газа в гиперзвуковом полете. Характерные параметры (числа Маха и Кнудсена) обтекания КА на больших высотах полета существенно превышают возможности полного наземного моделирования в аэродинамических установках. Таким образом, экспериментальное моделирование таких разреженных и высокоэнтальпийных течений затруднительно как с технической, так и с экономической точек зрения. Практически единственным средством исследования задач высотной аэротермодинамики являются численные методы решения кинетических уравнений.

При исследовании гиперзвуковых разреженных течений необходимо учитывать также сильную термическую неравновесность течения. Релаксационные зоны (вращательной и колебательной энергии) и зоны химических реакций становятся сопоставимыми с характерным масштабом течения. Различие в температурах поступательной, вращательной и колебательной мод существенно усложняет структуру течения. Континуальный подход к описанию гиперзвуковых течений газа (в рамках уравнений Навье-Стокса) становится неприменимым на больших высотах полета (> 80 км) и для исследования высотной аэротермодинамики КА необходимо применять методы кинетической теории газов, основанные на решении уравнения Больцмана.

Прямое численное решение уравнения Больцмана даже для простого одноатомного газа для реальных трехмерных течений весьма затруднительно. Поэтому в настоящее время основным численным инструментом исследования гиперзвуковых разреженных течений с учетом эффектов реального газа является метод прямого статистического моделирования (ПСМ). На основе общей теории методов Монте-Карло решения кинетических уравнений в ИТПМ СО РАН были разработаны экономичные численные схемы метода ПСМ (схемы мажорантной частоты столкновений). На их основе для численного решения задач высотной аэротермодинамики были созданы проблемно-ориентированные программные системы SMILE и RAMSES. Система SMILE предназначена для исследования плоских, осесимметричных и трехмерных течений разреженного газа методом ПСМ с учетом физико-химических процессов на кинетическом уровне. В системе RAMSES реализованы различные приближенные методы высотной аэродинамики, позволяющие оперативно проводить многопараметрические расчеты аэродинамики КА. Эти системы широко используются в совместной работе ИТПМ СО РАН с Ракетно-космической корпорацией «Энергия» и Европейским космическим агентством.

За последние годы был проведен обширный комплекс исследований аэротермодинамики реальных космических аппаратов. Например, были проведены исследования аэротермодинамики КА «Союз» на начальном участке траектории спуска с орбиты. Корабль «Союз» используется для доставки космонавтов на Международную космическую станцию и их возвращения на Землю. Поэтому были необходимы детальные исследования аэродинамических возможностей этой капсулы. Основное внимание было уделено вопросам устойчивости КА на больших высотах полета (от 300 до 85 км). Выявлен механизм влияния разреженности газа на изменение момента тангажа при входе в плотные слои атмосферы. Получены новые данные о влиянии эффектов реального газа на аэродинамические характеристики и показано существенное снижение конвективных тепловых потоков к поверхности КА при учете диссоциации воздуха на высотах полета от 120 до 80 км. Сравнение результатов моделирования с полетными данными показало высокую достоверность численного предсказания аэродинамических характеристик КА.

Для обеспечения спуска космической станции «Мир» с орбиты в ИТПМ СО РАН была создана база данных ее аэродинамических характеристик на орбитальном участке полета и вдоль траектории спуска до высоты 90 км. Для исследования аэродинамических характеристик станции «Мир» было проведено более 3000 расчетов различных конфигураций станции, т.е. положения солнечных батарей. Были предложены конфигурации, характеризующиеся малым возмущающим моментом и обладающие довольно высоким сопротивлением. Эти конфигурации и база данных в целом были использованы в РКК «Энергия» при разработке сценария контролируемого спуска станции «Мир».

Примером недавней работы является исследование аэродинамических и тепловых нагрузок на КА «Прогресс» при выводе его на орбиту в случае преждевременного открытия створок обтекателя. Было показано, что возникающие нагрузки не превосходят допустимых для конструкции аппарата.

В заключение отметим, что численное моделирование гиперзвукового обтекания космических аппаратов на больших высотах позволяет получать не только интегральные аэродинамические характеристики, но и дает возможность детально исследовать поле течения и распределенные аэротермодинамические нагрузки.

стр. 8

в оглавление

Версия для печати  
(постоянный адрес статьи) 

http://www.sbras.ru/HBC/hbc.phtml?15+272+1