Концепция пилотируемого воздушно-космического аппарата (ВКА) среднего класса выдвигает ряд требований к его аэродинамическим характеристикам, в частности, к аэродинамическому качеству [1]. Такие системы должны обладать аэродинамической компоновкой, тепловой защитой и двигательной системой, которые позволили бы им совершать управляемый полет в атмосфере вплоть до самостоятельной посадки в заданной точке, и, кроме этого, совершать маневры в околоземном сильноразреженном пространстве. Разработка гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) осложняется тем, что существует целый ряд трудностей воспроизведения натурных условий полета в аэродинамических трубах [2-5]. Одновременное решение этих проблем в рамках одной экспериментальной установки представляется невозможным. Поэтому для исследования высокоскоростных течений применяются аэродинамические трубы различной конструкции и с различными принципами действия.
Перечисленные факторы обуславливают необходимость привлечения расчетной информации на этапе проектирования высокоскоростных ЛА. Детальные параметрические исследования на этапе проектирования возможно проводить при помощи комплексов численного моделирования.
Целью настоящей работы является определение основных аэродинамических характеристик ВКА в разреженной атмосфере с помощью метода Монте-Карло. Расчет проводился в диапазоне углов атаки a от –90° до 90° с шагом 5°. Угол атаки изменялся путем вращения тела около центра масс вокруг оси z. Параметры задачи следующие: скоростное отношение s = V¥ / √2RT¥ = 15, показатель адиабаты g = 5/3, значения температурного фактора tw = Tw/T0 составляли 0.0004, 0.04. При этом полагалось, что отражение частиц от поверхности является диффузным. Расчет проводился с использованием 106 частиц. Расчеты проводились как с учетом многократных отражений частиц, так и без учета этого фактора. В результате расчетов были получены значения коэффициентов аэродинамических сил и моментов как функции угла атаки при различных значениях температурного фактора. Наибольший интерес представляют значения коэффициентов силы сопротивления Cx, подъемной силы Cy, и момента тангажа mz.
Рис. 1. Геометрическое представление варианта компоновки ВКА «Клипер»
На рис. 2 представлены зависимости коэффициента силы и подъемной силы сопротивления Cx и Cy от угла атаки a при различных значениях температурного фактора tw. Из графиков ясно, что с увеличением температурного фактора растет сопротивление тела, что объясняется ростом вклада импульса отраженных частиц.
Рис. 2. Зависимость Cx(a) и Cy(a) для ВКА «Клипер» при tw = 0.0004, 0.04
На рис. 3 представлены зависимости коэффициента момента тангажа mz от угла атаки a при различных значениях температурного фактора tw. Ясно, что коэффициент момента тангажа mz менее чувствителен к значению температурного фактора, его величина говорит о том, что этот фактор необходимо учитывать при анализе изменения ориентации тела под действием потока сильноразреженного газа.
Рис. 3. Зависимость mz(a) для ВКА «Клипер» при tw = 0.0004, 0.04
Проведен анализ методов к расчету аэродинамических характеристик перспективного воздушно-космического аппарата в высокоскоростном потоке разреженного газа. Представлены результаты расчета методом Монте-Карло аэродинамических характеристик варианта компоновки ВКА «Клипер» на режиме свободномолекулярного обтекания при различных значениях температурного фактора. Работа выполнена при поддержке РФФИ (Грант № 14-07-00564-а).