Peculiarities of radiative-convective heat transfer of truncated sphere shaped reentry vehicles are considered either for orbital entry to the Earth atmosphere (entry velocity of V = 7.5 km/s) or after planned Lunar or Martian mission returns (entry velocity of V = 11.6 km/s). Both physical models used for radiative heat transfer predictions and their applicability margins are analyzed. A method for numerical simulation of reentry vehicles radiative-convective heating based on integration of Navier-Stokes equations for equilibrium air as well as the validation of the method using available experimental data including flight tests are presented.
Рассмотрены особенности лучисто-конвективного теплообмена спускаемых аппаратов (СА) сегментально-конической формы, входящих в атмосферу Земли с орбиты ее искусственного спутника (скорость входа V = 7.5 км/с) и после планируемых полетов к Луне и Марсу (скорость входа V = 11.6 км/с). Проводится анализ физических моделей, используемых при расчетах лучистого теплообмена и границ их применимости. Представлен метод расчета лучисто-конвективного теплообмена СА, основанная на решении уравнений Навье-Стокса для равновесно-диссоциирующего воздуха и результаты ее тестирования по имеющимся экспериментальным данным, включая летные эксперименты.
