Рассмотрены аэродинамические характеристики тонкостенной оболочки, представляющей собой модель створки отделяющегося головного обтекателя типовой ракеты-носителя. Проведено математическое моделирование обтекания модели при транс-и сверхзвуковой скорости набегающего потока, получены аэродинамические коэффициенты, построены зависимости аэродинамических характеристик от угла атаки. Расчетные данные сопоставлены с экспериментальными значениями, получено удовлетворительное совпадение результатов. Исследованы различные варианты пассивной стабилизации створки, проведена сравнительная оценка их эффективности. Ключевые слова: аэродинамические характеристики, ракета-носитель, отделяемые элементы, головной обтекатель, створка головного обтекателя, моделирование обтекания, ANSYS CFX Computation of aerodynamic characteristics and parameters of flow around…

АннотацияКлючевые слова В настоящее время выведение любых космических аппаратов в космос произво-дится с помощью ракет-носителей. Для увеличения энергомассовых характери-стик средств выведения, некоторые элементы их конструкции, такие как отра-ботанные ступени, переходные отсеки, головной обтекатель, необходимо сбра-сывать во время полета. В связи с этим на трассах полета ракет-носителей выде-ляют специальные районы падения отработанных элементов конструкции, за-дача уменьшения которых очень актуальна [1-2]. Наибольшие районы падения отводятся для створок головного обтекателя, что объясняется их высокой па-русностью в связи с большой площадью поверхности и относительно малой массой. В связи с актуальностью задачи возросло и количество исследований, посвященных расчету аэродинамических характеристик отделяемых конструк-ций [3][4][5][6].В настоящей работе была поставлена задача расчета аэродинамических ха-рактеристик тонкостенной оболочки цилиндроконической формы с помощью программных комплексов SolidWorks Flow Simulation и Ansys CFX, а также сравнения их с экспериментальными данными, представленными в [3].Постановка задачи. Для решения данной задачи была построена модель тонкостенной оболочки, представленная на рис.

рассмотрены результаты экспериментальных и численных исследований дозвукового обтекания летательных аппаратов (ЛА) с двумя типами стабилизирующих аэродинамических юбок: со сплошной и перфорированной. Данные стабилизирующие устройства представлены в виде усеченных конических поверхностей, расположенных в донной области летательного аппарата цилиндрической формы. Рассмотрены варианты полусферического и торцевого затуплений головной части корпуса аппарата. Проанализированы полученные зависимости аэродинамических коэффициентов в широком диапазоне углов атаки от 0 до 30º и структуры обтекания моделей. Экспериментальные исследования проведены в дозвуковой аэродинамической трубе с открытой рабочей частью МГТУ им. Н.Э. Баумана при скорости набегающего потока 25 м/с. В экспериментах измерены аэродинамические силы, действующие на модели, при помощи шестиканальных тензометрических весов. Численное моделирование проведено в программном комплексе FlowVision в соответствии с условиями эксперимента. В результате проведенных исследований выявлено влияние формы головной части корпуса летательного аппарата и параметров перфорации стабилизирующей аэродинамической юбки на структуры обтекания и аэродинамические характеристики исследуемых тел. Получено, что форма затупления существенно влияет на структуру течения и аэродинамические характеристики летательных аппаратов с юбкой. Перфорация же оказывает незначительное влияние на аэродинамические характеристики и структуры обтекания ЛА при рассмотренной ее степени 10 %. Применение перфорированных стабилизирующих юбок позволяет уменьшить вес летательного аппарата, обеспечивая при этом аэродинамические характеристики, равные характеристикам аппарата со сплошной юбкой the paper considers the results of experimental and numerical studies of subsonic flow around aircraft with two types of stabilizing aerodynamic skirts: solid and perforated. These stabilizing devices are presented in the form of truncated conical surfaces located in the bottom region of the cylindrical apparatus. Variants of hemispherical and end bluntness are considered as the head part of the apparatus. The obtained dependences of the aerodynamic coefficients are analyzed in a wide range of angles of attack and the structure of the flow around models with hemispherical and end blunting of the head part. Experimental studies were carried out in a subsonic wind tunnel with an open test section of the Moscow State Technical University. N.E. Bauman at an oncoming flow velocity of 25 m/s. To measure the aerodynamic forces acting on the models during blowdowns, a six-channel strain-gauge balance was used. Numerical simulation was carried out in the FlowVision software package in accordance with the experimental conditions. As a result of the conducted studies, the influence of the shape of the head part of the aircraft body and the perforation parameters of the stabilizing aerodynamic skirt on the flow structures and aerodynamic characteristics of the studied bodies was revealed. It was found that the form of blunting significantly affects the flow structure and aerodynamic characteristics of aircraft with a skirt. Perforation, on the other hand, has a negligible effect on the aerodynamic characteristics and flow structures of the aircraft at its considered degree of 10%. The use of perforated stabilizing skirts allows you to reduce the weight of the aircraft, while providing aerodynamic characteristics equal to the characteristics of the device with a solid skirt