2.2.2. Газодинамическая картина обтекания спускаемого аппарата высокоскоростным потоком газа.
Независимо от того, какой способ спуска реализуется при входе СА в плотные слои атмосферы, перед ним образуется ударная волна, которая отходит от его поверхности, оставаясь в окрестности лобовой точки практически эквидистантной его поверхности. Набегающий на СА поток газа, проходя через фронт ударной волны замедляется и резко меняет свои параметры: давление, плотность, температуру, химический состав. С физической точки зрения мгновенное скачкообразное изменение параметров при переходе через ударную волну следует рассматривать только как идеализированную схему быстропротекающего процесса непрерывного изменения состояния.
Почти вся кинетическая энергия КА при торможении расходуется на нагрев воздуха за ударной волной и лишь небольшая часть (не превышающая 1%) в виде тепловой энергии затрачивается на нагрев и унос теплозащиты. Плотность тепловых потоков, поступающих к поверхности КА, зависит от траектории спуска. При крутых траекториях подводятся потоки большой плотности. На пологих траекториях, характерных для планирующего спуска, плотности тепловых потоков меньше, хотя суммарная тепловая энергия, подводимая к поверхности КА, возрастает вследствие увеличения времени спуска.
Рассмотрим течение
в окрестности точки торможения
затупленного тела (СА, как правило,
имеет затупленную форму). Течение между
поверхностью тела и ударной волной
дозвуковое, но по мере движения вдоль
тела поток вновь разгоняется и по
прохождении так назывемой звуковой
линии становится сверхзвуковым.
Заметим, что после перехода через
скачек уплотнения в течении газа
вдоль поверхности тела редко достигаются
первоначальные значения чисел Маха
(
),
имевшие место в набегающем гиперзвуковом
потоке, однако в отличии от обычных
сверхзвуковых течений мы имеем дело
с высокотемпературным газовым потоком.
Таким образом, течение в окрестности
точки торможения носит сложный
характер: оно бывает как дозвуковым,
так и сверхзвуковым. При этом положение
скачка уплотнения и звуковой линии
заранее неизвестны и требуют специальных
расчетов. Не останавливаясь на
детальном анализе газодинамического
аспекта проблемы обтекания, приведем
лишь некоторые характерные
газодинамические параметры, которые
потребуются при анализе теплообмена
в этой области. Таких параметров
два:
1) толщина
сжатого слоя газа, характеризуемая
расстоянием отхода фронта ударной
волны от тела ;
2) угол
между осью тела и радиусом затупления,
проведенным в точку пересечения
звуковой линии с контуром тела.
При обтекании сферы радиусом толщину сжатого слоя можно приближенно оценить следующим выражением :
,
где
- параметр, равный отношению величин
плотности газа до и после ударной
волны (
),
-
показатель адиабаты (
).
Для сферического
затупленного тела величину угла
в градусах можно оценить с помощью
представленной в [13] формулы
.
Большой интерес
представляют параметры газа в точке
торможения. Некоторое представление
о газодинамической картине обтекания
затупленного тела и о параметрах
газа в точке торможения дает серия
приведенных ниже рисунков 2.2, заимствованных
из работы [16]. Помимо газодинамической
картины обтекания сферического тела
на этих рисунках представлены результаты
расчета величин относительных значений
температуры
,
давления
и плотности
в точке торможения в зависимости от
скорости невозмущенного потока
и высоты
.
Отмеченные параметры относились к
соответствующим параметрам невозмущенного
потока газа (
).
Расчет осуществлялся в предположении
о наличии тепмохимического равновесия
в точке торможения. Результаты
свидетельствуют о повышении температуры
за ударной волной в десятки раз,
давления - в сотни раз, а плотности в
10 -20 раз по сравнению с соответствующими
параметрами невозмущенного потока.
Но следует иметь в виду, что эти
результаты, полученные в предположении
о наличии термохимического равновесия,
имеют явно завышенный характер.
Газодинамическая картина обтекания затупленного тела и качественный характер относительного распределения плотности и температуры газа за фронтом ударной волны
Рисунок 2.2.