ИСТИНА

Эксперименты выполнены в аэродинамических трубах А-7 и А-8 НИИ механики МГУ. С использованием электромеханических весов и тензовесов определены зависимости статических АДХ (Cх, Cу, Mz) масштабных моделей лобового аэродинамического экрана спускаемого аппарата (СА) проекта «ЭКЗОМАРС» от угла атаки в диапазоне 0-180º при числах Маха в диапазоне 0,2-2,0. Целью экспериментов является определение аэродинамических коэффициентов, входящих в уравнения движения при свободном падении в атмосфере Марса лобового аэродинамического экрана после его отделения от СА при значениях числа Маха около M = 2.0 и дальнейшем снижении скорости до уровня М=0.2. Поскольку экран не имеет каких-либо средств стабилизации, его положение при свободном падении может быть произвольным. С учетом осевой симметрии требуется определить АДХ экрана СА для всех возможных углов атаки при сверх-, транс- и дозвуковых режимах движения. Отделяемый лобовой экран представляет собой тарельчатое выпукло-вогнутое осесимметричное тело. Были изготовлены масштабные модели лобового экрана и специальные средства их крепления в аэродинамической трубе. Для охвата всего диапазона углов атаки от 0 до 180 градусов использовались прямые и фигурные державки, обеспечивающие угол заклинивания 45 градусов. На режимах сверхзвукового обтекания испытания проводятся по схеме, когда в трубе поддерживается постоянная скорость потока, а модель отклоняется по заданному закону изменения угла атаки с помощью штатного альфа-механизма с заданным шагом и задержкой в неподвижном положении не менее чем на 2 сек. Силы и их результирующий момент определяются на стадиях фиксированных положений модели. На трансзвуковых режимах модель экрана удерживается в рабочей части тубы неподвижно под заданным углом атаки, а скорость потока варьируется непрерывно в заданном диапазоне значений числа Маха (используется аэродинамическая труба А-7 с перфорированными стенками). Силы и моменты измеряются на интервалах установления режима обтекания с экспозицией не менее 1 сек. При дозвуковых режимах используются обе схемы. Получены картины теневой визуализации ударно-волновых и вихревых структур при обтекании экрана для различных углов атаки и величин числа Маха. Неоднородные теневые конфигурации около экрана характеризуют сложную трансзвуковую структуру обтекания скругленной кромки экрана, содержащую локальные переходы до- и сверхзвуковых течений с волнами разрежения, висячими скачками уплотнения и сдвиговыми слоями смешения. Положения экрана 0 и 180 градусов являются статически устойчивыми. Наблюдается еще несколько неустойчивых и локально устойчивых углов балансировки экрана, что может приводить к сложной траектории падения экрана. Получены соответствующие зависимости коэффициентов лобового сопротивления, подъемной силы и момента тангажа для до- транс- и сверхзвукового режимов обтекания. Для пересчета аэродинамических характеристик на условия атмосферы Марса предполагается, что распределение по телу относительного давления (по отношению к давлению в точке торможения) приближенно одинаковы для различных значений показателя адиабаты, что дает возможность определить понижающий коэффициент пересчета при переходе от значений показателя адиабаты 1.4 для земных условий к 1.3 для марсианских при сверх- и дозвуковых скоростях полета. Полученные данные позволяют ставить и решать задачу траекторных расчетов свободного падения на поверхность Марса защитного лобового экрана, отделившегося от СА при снижении скорости движения СА до уровня М=2.