Estimations of low-sized winged reentry vehicle heat regimes on the stage of its designing




Engineering method of equilibrium temperature estimation on the low-sized winged reentry vehicle surface is under consideration. The vehicle is intended for delivery of people and loads to the Earth’s orbit The vehicle aspect is designed at TsAGI. The method allows to construct the temperature scheme including fuselage nose and leading edge of the wing for which calculations have been performed along the all descent trajectory using engineering program. This program includes approximation of performed earlier numerical calculations of the thin viscous shock layer and known Fay-Riddell formula for equilibrium flow. Catalytic activity of the surface and rarefaction correction concerning to the real flight conditions when vehicle streamline can go out beyond the frames of boundary layer equations application taken into account. For the most heat intense trajectory points revealed with the help of engineering program, numerical calculations of 2D nonequilibrium streamline of blunted body using the model of full viscous shock layer were performed. Engineering program MARK-IV and analogy with “Buran” were used also for temperature determination on the windward and leeward surfaces of the vehicle. The method allows to estimate fast and effectively aerodynamics heating of the vehicle on the initial stage of its designing when geometrical and trajectories parameters are varied.

A. Vaganov, V. Dmitriev, C. Zadonckiy, Alexander Kireev, A. Skuratov, E. Stepanov

Volume 5, 2007 year


Оценки теплового режима малоразмерного крылатого возвращаемого аппарата на этапе его проектирования

Приводится инженерная методика расчета равновесных температур на поверхности малоразмерного многоразового возвращаемого аппарата, предназначенного для доставки людей и грузов на орбиту. Облик аппарата разрабатывается в ЦАГИ. Методика позволяет построить температурную схему аппарата, включая носок фюзеляжа и переднюю кромку крыла, для которых проводился расчет вдоль всей траектории спуска аппарата с использованием инженерной программы. Она включает в себя аппроксимации ранее проведенных численных расчетов уравнений тонкого вязкого ударного слоя, а также известную формулу Фэя-Ридделла для равновесного течения. Учитывается каталитическая активность поверхности и поправка на разреженность, связанная с тем, что в реальных условиях полета обтекание может выходить за рамки применимости уравнений пограничного слоя. Для наиболее теплонапряженных точек траектории, выявленных с помощью инженерной программы, проведены также численные расчеты двумерного неравновесного обтекания затупленных тел с использованием модели полного вязкого ударного слоя. Для определения температур на нижней и верхней поверхности аппарата использовалась также инженерная программа MARK-IV и аналогия с аппаратом «Буран». Методика позволяет быстро и эффективно оценить аэродинамическое нагревание аппарата, когда на начальном этапе проектирования варьируются его геометрические и траекторные параметры.

A. Vaganov, V. Dmitriev, C. Zadonckiy, Alexander Kireev, A. Skuratov, E. Stepanov

Volume 5, 2007 year



1. Ваганов А.В., Задонский С.М., Киреев А.Ю., Падерин Л.Я., Пляшечник В.И., Скуратов А.С., Степанов Э.А., Кобзев В.И., Ярошевский В.А., Лаврухин Г.Н., Юдин В.М. Формирование облика и определение аэродинамических характеристик перспективного крылатого возвращаемого аппарата // Тезисы докладов 4-й международной конференции «Авиация и космонавтика», посвященной 75-летию МАИ. 10-13 октября 2005. Москва.
2. Многоразовый орбитальный корабль «Буран». Под ред. Ю.П. Семенова и Г.Е. Лозино-Лозинского. − М.: Машиностроение. − 1995.
3. Солнцев С.С., Исаева Н.В. Антиокислительные покрытия углерод-керамических материалов на рабочие температуры 1750 − 19500С // Фундаментальные исследования для гиперзвуковых технологий. Сборник трудов Всероссийской научно-технической конференции. – Жуковский − 1998. т. 2.
4. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике. − М.: Машиностроение. − 1975.
5. Нейланд В.Я., Тумин А.М. Аэротермодинамика воздушно-космических самолетов (конспект лекций). − Жуковский − 1991.
6. Башкин В. А. Пространственный ламинарный пограничный слой на линии растекания при коническом внешнем течении при наличии и отсутствии вдува (отсоса) однородного газа // Журнал прикладной механики и технической физики. - 1967. №2.
7. Fay J., Riddell F. Theory of stagnation point heat transfer in dissociated air // J. Aeronaut. Sci. − 1958. Vol.25, N 2.
8. Ботин А.В., Провоторов В.П., Степанов Э.А. Приближенный расчет теплообмена в окрестности пространственной критической точки на идеально каталитической поверхности в разреженном гиперзвуковом потоке // Тепломассообмен при химических превращениях. Труды Первой Российской национальной конференции по теплообмену. − М.: Изд. МЭИ. 1994, т. 3.
9. Провоторов В.П., Степанов Э.А. Численное исследование вязкого ударного слоя в окрестности критической точки при наличии вдува газа // Ученые записки ЦАГИ. − 1985. т. XVI, №4.
10. Неравновесные физико-химические процессы в аэродинамике, под редакцией Г.И. Майкапара. − М.: Машиностроение. − 1972.
11. Дорренс У. Х. Гиперзвуковые течения вязкого газа. − М.: Мир. − 1966.
12. Ковалев В. Л. Гетерогенные каталитические процессы в аэротермодинамике. − М.: Физматлит. − 2002.
13. Quinn R.D. A Method for Calculation Transient Surface Temperature and Surface Heating Rates for High-Speed Aircraft. − NASA TP-2000-209034.− 2000.