Приведены исследования расчета аэротермодинамических характеристик гиперзвуковых летательных аппаратов в переходном режиме с помощью локально-инженерных методов. Эта проблема особенно важна при движении летательных аппаратов на больших высотах. В работе представлены аэротермодинамические расчеты компоновка гиперзвукового летательного аппарата «Falcon HTV-2» при различных числах Рейнольдса.

Компьютерное моделирование позволяет при помощи инженерных методов быстро проводить анализ аэротермодинамических характеристик летательных аппаратов [1, 2]. Технический прогресс в космической технике и гиперзвуковой авиации привел к интенсивному развитию теоретических и экспериментальных исследований в области аэродинамики гиперзвуковых течений. Трудность экспериментального исследования аэродинамики гиперзвуковых летательных аппаратов обуславливается воспроизведением натурных условий полета в аэродинамических трубах. Моделирование высокоскоростных течений предполагает соблюдение критериев подобия, в первую очередь по числам Маха и Рейнольдса и отношением температур набегающего потока и температуры поверхности. При моделировании натурных условий основного критерия подобия Рейнольдса (Re) необходимо выдерживать целый ряд других критериев подобия.

В данной работе используются формулы, которые написаны в работах [3–5]. На рисунок представлены результаты расчетов зависимости коэффициентов силы сопротивления Cx и теплопередачи Ch от углах атаки a для гиперзвукового летательного аппарата «Falcon HTV-2» с помощью локально-инженерного метода при различных числах Рейнольдса.

 

Зависимость Cx(a) и Ch(a) для гиперзвукового летательного аппарата

Работа выполнена при поддержке РФФИ (Грант № 14-07-00564-а).