Введение к работе
Актуальность темы. Проектирование, создание и эксплуатация современных космических аппаратов ( КА ) различного назначения требует детального знания их аэродинамических характеристик вдоль всей траектории полета. На больших высотах при гиперзвуком обтекании КА определяющими.становятся эффекты разреженности и сильной неравновесности течения. Экспериментальное моделирование высокоэнтальпийных и сильно неравновесных течепий довольно проблематично, и поэтому методы вычислительной аэродинамики разреженного газа в настоящее время являются практически единственным средством получения информации об аэротермодинамической обстановке около КА на орбитальной стадии полета и на начальном участке траектории спуска.
Создание нового поколения космических систем стимулировало в последнее время интенсивное развитие методов и средств вычислительной аэродинамики разреженного газа. В первую очередь это связано с тем, что значительная часть траектории полета будущих КА лежит в области больших высот.
В переходном от континуального к свободномолекулярпому режиме течения разреженного газа ударный и вязкий слои становятся очень толстыми и сильно взаимодействующими, что приводит к увеличению вклада сил трепия с увеличением высоты полета (числа Кп) в аэродинамические характеристики и к их существенному изменению но сравнению с континуальными значениями.
При баллистическом спуске с орбиты изменения аэродинамических характеристик слабо влияют на траекторию спускаемого аппарата и поэтому определение аэродинамических сил и моментов в переходном режиме для такого типа КА имеет ограниченный интерес.
Для многоразовых КА ("Шаттл", "Буран", "Гермес" и т.п.) в переходном режиме важно знание моментных характеристик, положение центра давления, балансировочного угла и эффективности аэродинамических органов управления.
Траектория полета маневрирующих КА, использующих торможение в верхней атмосфере (AOTV, AFE и т.п.) почти полностью лежит в переходной области, и определение аэродинамических сил и тепловых нагрузок в разреженном газе является основной задачей для таких КА.
Для перспективных одноступенчатых гиперзвуковых космических самолетов эффекты разреженности могут проявляться около тонких кромок и на умеренных высотах полета. Среди новых направлений применения вычислительной аэродинамики разреженного газа следует отметить исследования высотной аэродинамики космического мусора.
Новой и малоизученной проблемой аэродинамики разреженного газа является исследование эффективности аэродинамических органов управления на больших высотах полета.
Решение современных задач гиперзвуковой аэродинамики разреженного газа требует проведения расчетных исследований на кипетическом уровне для различных моделей КА в широком диапазоне чисел Кп, М, углов атаки и скольжения. Для расчета аэродинамики на орбитальном участке полета и на начальном участке траектории спуска (// > 120кж) достаточно использовать модели однокомпонентного нереагирующего газа, а при более низких высотах полета (80км < Н < 120кл«) необходимо учитывать физико-химические процессы в газе.
Методы статистического моделирования являются основным инструментом вычислительной аэродинамики разреженного газа при расчете гиперзвуковых течений около КЛ на больших высотах полета. Это связано как с преимуществом метода Монте-Карло при решении многомерных задач, так и с возможностью использования различных моделей межмолекулярного взаимодействия, моделей внутренних степеней свободы молекул и моделей химических реакций без значительного усложнения вычислительного алгоритма.
Развитие метода статистического моделирования течений разреженного газа и расширение области его практического применения требует как создания более эффективных численных алгоритмов, так и разработку новых программных средств, поддерживающих все этапы проведения аэродинамических исследований.
Цель работы состоит в разработке, обосновании и практической проверке экономичных численных алгоритмов для статистического моделирования гиперзвуковых течений разреженного газа, в том числе и течений с возбуждением внутренних степеней свободы молекул и химическими реакциями; в создании вычислительного инструментария для расчета многомерных задач аэродинамики разреженпого газа; в исследовании гиперзвуковых течений разреженного газа около различных моделей КА в переходном и свободномолекулярном режимах течения.
Научная новизна. В диссертации:
предложен рад новых численных алгоритмов для статистического моделирования многомерных гиперзвуковых течений разреженного газа, в том числе и с учетом физико-химических процессов;
проведен анализ связи результатов статистического моделирования течений разреженного газа с решением уравнения Больцмапа и предложен ряд численных критериев для оценки влияния статистической зависимости частиц на результаты моделирования;
исследовано влияние моделей межмолекулярного взаимодействия, в том числе с притягивающей частью, на макрохарактеристики течений разреженпого газа и функцию распределения;
проведено исследование влияния эффектов реального газа на структуру течения и аэродинамические характеристики для плоских течений разреженного газа;
решен ряд двухмерных и трехмерных задач гиперзвуковой аэродинамики разреженного газа, в том числе проведены расчеты обтекания моделей КА "Буран", "Гермес", ракеты с блоком полезной нагрузки, спускаемых капсул, пе-нетратора и т.п. в широком диапазоне высот иолета;
проведены детальные исследования гиперзвукового обтекания дельта-крыла ' под различными углами атаки во всем переходном режиме течения разреженного газа (0.005 < Кп < 10); полученное соответствие расчетных и экспериментальных данных позволило верифицировать разработанный вычислительный инструмептарий для расчета многомерных гиперзвуковых разреженных -течений;
начаты исследования повой задачи гинсрзвуковой аэродинамики разреженного газа - задачи об эффективности аэродинамических органов управления на больших высотах полета; проведены трехмерные расчеты обтекания модели КА с отклоненными органами управления; детально исследовано обтекание вогнутого тела (пластины со щитком) для различных чисел Кп; изучено влияние эффектов реального газа (возбуждение внутренних степеней свободы молекул и химические реакции) на структуру течения около вогнутой поверхности, на распределенные аэродинамические характеристики и эффективность органа управления.
Научная И практическая Ценность. Проведенные в работе исследования различных одно-, двух- и трехмерных задач аэродинамики разреженного газа, в том числе и с учетом физико-химических процессов, расширили и углубили понимание особенностей гиперзвуковых сильно неравновесных течений разреженного газа.
Разработанные экономичные численные схемы метода НСМ используются другими авторами как в нашей стране, так и за рубежом.
Создан вычислительный инструментарий для расчета гиперзвукового обтекания КА в переходном режиме.
В диссертации решен широкий круг прикладных задач аэродинамики разреженного газа, имеющих практическое значепие. Например, проведены
расчеты свободпомолекулярного обтекания различных спутников, космических станций, КА "Буран" и т.п.;
расчеты аэродинамических характеристик спутников "Космос 1402" и "Космос 1900" во время их аварийного спуска;
исследования аэродинамики переходного режима спускаемых капсул и КА "Буран" вдоль траектории спуска;
анализ влияния больших, но конечных, чисел Кп па аэродинамическое качество КА "Буран", которое необходимо учитывать при обработке летных измерений аэродинамических характеристик.
Разработанные под руководством автора и при его непосредственном участии в различные годы вычислительные комплексы и пакет прикладных программ "Высота" для высотной аэродинамики были использованы в различных аэрокосмических организациях страны ( НАГИ, МИТ, КБМ, НПО "Энергия", НПО "Молния", НПО им. Лавочкина, НПО "Красная Звезда" и др.).
Достоверность полученных результатов подтверждается внутренними методическими исследованиями, сравнением с аналитическими решениями и тестами контроля точности расчетов, сопоставлениями с результатами других авторов и многочисленными сравнениями с экспериментальными данными.
Апробация работы
Основные результаты диссертации докладывались и обсуждались на ряде всесоюзных и международных конференций, в том числе на:
Всесоюзных конференциях по динамике разреженного газа (1975, 1979, 1980, 1985, 1987, 1989, 1991 г.г.);
Всесоюзных школах-семинарах по методам механики сплошной среды (1977, 1981, 1983, 1985, 1987, 1989 г.г.);
Всесоюзной конференции по методам Монте-Карло (1985);
Всесоюзных конференциях но прикладной аэродинамике (Днепропетровск 1976, 1984, 1986, 1988 г.г.);
VII Международном симпозиуме по численным методам в механике жидкостей (Стэпфорд, США, 1979);
Советско-Японских симпозиумах по вычислительной аэродинамике (Хабаровск, 1988 и Цукуба, 1990);
III Аэрокосмическом симпозиуме (Брауншвайг, Германия, 1991 г.);
XIII, XVI, XVII, XVIII Международных симпозиумах по динамике разреженного газа (Новосибирск 1982; Цукуба, Япония, 1984; Стэнфорд, США, 1988; Аахен, Германия, 1990; Ванкувер, Канада, 1992);
-1 Европейской конференции ио вычислительной аэродинамике (Брюссель, Бельгия, 1992),
- V Междунородном симозиуме по вычислительной аэродинамике (Сендаи, Япо
ния, 1993)
а также на семинарах ВЦ СО РАН под руководством чл.-корр. РАН Г.А. Михайлова, семинаре ИПМ под руководством чл.-корр. АН СССР К.И. Бабепко, семинарах ВЦ РАН, семинаре НИИ Механики МГУ, семинарах ЛГУ, семинарах ЦАГИ, семинарах ИТФ СО РАН, семинарах университетов г. Брауншвайг (ФРГ, 1991), г. Кайзерслаутерн (ФРГ, 1991, 1992 г.), г. Аахена (ФРГ, 1992 г.), г. Сендаи (Япония, 1990), г. Токио (Япония, 1993), г. Киото (Япония, 1993), семинарах Института теоретической и экспериментальной механики жидкостей г. Геттингена (ФРГ, 1990, 1991, 1992 г.г.) и семинарах Института теоретической и прикладной механики СО РАН.
Публикации. По теме диссертации опубликовано 45 печатных работ, в том числе одна монография. Основные результаты содержатся в [1-36].
Структура И объем Диссертации. Работа состоит из введения, пяти глав, заключения и списка цитируемой литературы из 323 наименований. Полный объем - 419 стр., в том числе 332 стр. текста и 87 стр. рисунков.