ИСТИНА

Представлены результаты экспериментального определения стационарных аэродинамических коэффициентов масштабных моделей (1:63 и 1:39) лобового аэродинамического экрана спускаемого модуля ДМ-18 проекта «Экзомарс». Эксперименты проведены в аэродинамических трубах А-7 и А-8 НИИ механики МГУ в диапазоне чисел Маха 0,2 ≤ М ≤ 2,0 при углах атаки 0≤ α ≤ 180º. Приведены картины теневой визуализации обтекания. Осуществлен перерасчет полученных экспериментальных результатов на условия марсианской атмосферы. Полученные результаты позволяют ставить и решать задачу траекторных расчетов свободного падения на поверхность Марса защитного экрана, отделившегося от спускаемого модуля при достижении числа Маха М=2. Выполнены расчетные оценки распределения тепловых потоков на поверхности спускаемого модуля при движении по траектории спуска в разреженных и плотных слоях атмосферы Марса под нулевым углом атаки. Результаты получены на основе известных теоретических методик, а также CFD-моделирования. Корпус спускаемого модуля представляет собой осесимметричное тело в форме конуса с углом раствора 140 градусов, затупленного в носовой части по сферической поверхности радиусом 950 мм. Кормовая часть корпуса выполнена в форме двух последовательно установленных конических поверхностей с углом раствора 60 и 100 градусов и оканчивается плоским дном. В сечении миделя поверхность корпус скруглена по торовой поверхности радиусом 95 мм. Диаметр корпуса в сечении миделя составляет 3800, высота корпуса - 1997 мм. На основе известных зависимостей с учетом реальных свойств марсианской атмосферы определена точка траектории, в которой достигается максимальный тепловой поток к лобовой части поверхности корпуса спускаемого модуля. Проведено сравнение величины теплового потока в точке торможения с результатами численного моделирования для некаталитической и идеально-каталитической поверхности с учетом неравновесных химических реакций. Для точки траектории, отвечающей максимальным тепловым потокам, проведены оценки распределения относительного теплового потока по наветренной стороне поверхности корпуса. Численное моделирование обтекания поверхности корпуса спускаемого модуля осуществлялось на основе решения стационарных уравнений Навье-Стокса, дополненных уравнением переноса тепла, с помощью метода контрольного объема. Расчеты проведены для параметров окружающей среды, соответствующих точке траектории с максимальными тепловыми потоками к лобовой части поверхности: высота - 34 км, скорость – 5100 м/с. Работа выполнена в рамках сотрудничества МГУ имени М.В. Ломоносова и НПО имени С.А. Лавочкина.