Исследования в области радиационной газовой динамики спускаемых космических аппаратов

Основные результаты

  • Разработана компьютерная радиационно-газодинамическая модель спускаемых космических аппаратов, предназначенных для посадки на поверхность Марса. Модель основана на системе уравнений Навье-Стокса, физической и химической кинетики многокомпонентных газовых смесей. В рамках этой модели разработана трехмерная модель переноса селективного теплового излучения во всей области возмущенного течения, от головной ударной волны до дальнего следа. Разработанная модель переноса селективного теплового излучения позволяет рассчитывать спектральные и интегральные радиационные тепловые потоки на всей поверхности космического аппарата, а также излучательную способность ударного слоя и следа, которая может регистрироваться орбитальным космическим аппаратом. Научной новизной разработанной модели является возможность расчета пространственных характеристик поля излучения и возможность проведения "line-by-line" расчетов с учетом тонкой структуры спектра;
  • С использованием разработанной модели выполнены траекторные расчеты спуска в атмосфере Марса космических аппаратов (КА) разной формы (российский сегментально-конический КА, Pathfinder, космический аппарат европейского космического агенства MSRO);
  • Результаты сравнительных расчетов аэротермодинамики марсианских космических аппаратов неоднократно обсуждались на совещаниях европейской рабочей группой по радиационной газовой динамике, в которую входят специалисты ведущих европейских научных аэрокосмических центров. Столь полная радиационная газодинамическая модель разработана в настоящее время только в нашей лаборатории.
  • Основые результаты выполненных исследований изложены в книге: Суржиков С.Т. Радиационная газовая динамика спускаемых космических аппаратов. Многотемпературные модели, М.: ИПМех РАН, 2013.

Аэрофизика спускаемых космических аппаратов

1 2 3
4 5 6
7 8 9

Тестирование расчетных кодов

Сравнение с экспериментальными данными Hollis B.R. и Perkins J.N.

Hollis B.R. and Perkins J.N. High-Enthalpy Aero-thermodynamics of a Mars Entry Vehicle. Part 2: Experimental Results, Journal of Spacecraft and Rockets, Vol.34, No.4, pp.449-456, 1997
10 11
12

Сравнение с экспериментальными данными ЦАГИ

13 14
Результат эксперимента: N2, M = 19.8
15 16
Результат эксперимента: CO2, M = 12
17

Численное моделирование радиационной аэротермодинамики космического аппарата Stardust в трехмерной постановке

Stardust Stardust

Расчетная сетка на поверхности Stardust

Продольная скорость (a) Поступательная температура(б)
Колебательная температура азота(в) Колебательная температура кислорода(г)

Продольная скорость (а), поступательная температура (б), колебательные температура N2 (в) и О2 (г)

Пространственная радиационная газовая динамика спускаемого космического аппарата ORION

Конвективный поток к поверхности ORION

Конвектинвный поток к поверхности космического аппарата ORION

3D результат моделирования(а) 3D результат моделирования(б)

Результаты трехмерных расчетов: а) поступательная температура, б) продольная скорость