Computing aerodynamic properties for a model of a detachable fairing flap at a supersonic incident flow velocity

Abstract

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.