Three-dimensional compressible Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) simulations of the Fire II reentry configuration has been performed on unstructured grids. The free stream conditions at a point in the later part of the real trajectory were used for simulation and for comparison with [1]. A laminar flow model and several turbulence models were applied to the case of a Mach 16 supersonic flow over a Fire II configuration: two-equation Wilcox k−ω [2, 3], baseline (BSL) k−ω [4, 5], shear stress transport (SST) k-ω models [5, 6] and Reynolds stress turbulence models, namely Sarkar, Speziale and Gatski (SSG) and Launder, Reece and Rodi's (LRR) models [7, 8]. A comparative study of these models is considered. Effects of varying angle of attack and turbulence models on the hypersonic flow field, on the surface properties such as heat transfer rate and surface skin friction lines were investigated. Results are compared with flight data [9-11] and previous numerical results [1].
Представлены результаты численного моделирования обтекания сверхзвуковым потоком идеального газа конфигурации спускаемого космического аппарата Fire II. В расчетах, условия невозмущенного набегающего потока соответствовали некоторой точке последнего участка траектории входа Fire II в атмосферу [1]. Моделирование проводилось с использованием уравнений Навье – Стокса с учетом сжимаемости в трехмерной постановке, в системе с уравнением неразрывности и уравнением энергии на неструктурированных сетках. Для замыкания исходной системы уравнений применялись двухпараметрические k −ω [2, 3], BSL (baseline) k −ω [4,5] и SST (shear stress transport) k −ω [5,6] модели турбулентности, а также SSG (Sarkar, Speziale и Gatski) и LRR (Launder, Reece и Rodi) модели Рейнольдсовых напряжений [7, 8]; проводились расчеты с использованием ламинарной модели.
В работе излагаются расчетно-теоретические методы исследования космического аппарата Fire II, а так же методы, применявшиеся при построении расчетных сеток.
Методами вычислительной аэродинамики исследовались особенности структуры полей течения и теплофизические процессы во всей возмущенной области вокруг аппарата от головной ударной волны до дальнего следа, поведение местных аэродинамических и тепловых характеристик. Изучалась структура сложных трехмерных вихревых течений у поверхности летательного аппарата. Моделировались условия набегающего потока, соответствующие различным точкам возможных траекторий входа космического аппарата в атмосферу. Вычисления проводились для различных углов атаки от α = 0° до α = 20° . Исследовалось влияние угла атаки и используемой модели турбулентности на поле течения, вихревые приповерхностные течения и местные аэродинамические и тепловые характеристики вдоль передней (носовой) и задней поверхностей. Полученные расчетные результаты сопоставлялись с данными летных испытаний, лабораторных экспериментов и результатами предыдущих вычислений [1].
космический аппарат, вычислительная аэродинамика, вход в атмосферу, угол атаки, расчетные сетки
