Концептуальное проектирование автономного аппарата для полета в атмосфере Марса

МАИ, ЦАГИ

Марс обладает особыми условиями для обеспечения управляемого полёта в атмосфере для аппаратов самолётного и вертолётного типа. Сочетание низкой плотности атмосферы (в 6 раз меньше земной) большого диапазона температур и низкой гравитации (в 2.6 раз меньше земной) как упрощает, так и усложняет задачу по проектированию летательного аппарата. Записав выражения связи параметров динамики летательного аппарата, пренебрегая сжимаемостью потока при небольших дозвуковых скоростях и предполагая независимость коэффициентов сопротивления от числа Рейнольдса, можно считать ρV2/gL ≊ const, откуда следует, что следует, что для обеспечения той же подъёмной силы, необходимо лететь со скоростью в ~7.81 раз больше. Для обеспечения той же силы тяги, воздушному винту необходимо либо вращаться в ~7.81 раза, либо иметь диаметр больше в ~2.8 раза.

Создание БПЛА для Марса обусловлено рядом научных и практических задач, которые невозможно эффективно решить с помощью только наземных роверов или орбитальных аппаратов: проведение исследование труднодоступных районов. Автономный летательный аппарат в атмосфере Марса является удобным инструментом для расширения границ исследования планеты, повышения эффективности научных миссий и подготовки к будущим пилотируемым экспедициям. Для оптимизации параметров летательного аппарата и выбора режимов полета сформулирована система уравнений нелинейных связей технических параметров летательного аппарата с учетом особенностей свойств атмосферы. Низкое содержание кислорода в атмосфере Марса (~0.13% по объёму) накладывает серьёзные ограничения по виду силовых установок доступных к применению, как правило, вынуждает использовать только электродвигатели. 

Особую роль играют пылевые бури и сальтация частиц оксида железа, которые могут привести к эрозии обтекаемого тела и примести к значительному возрастанию тепловых потоков в результате аэротермодинамического нагревания и торможения частиц при столкновении. Для проведения летных экспериментов в настоящей работе создана модель летательного аппарата рамной схемы (рис. 1, б) Показаны формы, снижающие сопротивление тел в дисперсных средах с учетом свойств материала обтекаемого тела и частиц в атмосфере (рис. 1, в).

а) б) в)

Рис. 1.  а) - зависимости характерного размера от скорости летательного аппарата для обеспечения горизонтального полёта, для атмосфер Земли и Марса, б) - фотография модели самолета-носителя, предназначенного для запуска сверхзвуковых автономных летательных аппаратов, в) – пример зависимости коэффициента сопротивления степенного тела в двухфазном потоке в зависимости от показателя степени q и отношения максимальных продольного и поперечного размера

1. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М., 1981. 180 с.

2. Justh H. L., Suggs R. W. Mars Global Reference Atmospheric Model (Mars-GRAM) User Guide. NASA TM, 2021. 88 p.

3. Петров А. В. Энергетические методы увеличения подъёмной силы крыла : монография. Москва : Физматлит, 2011. 404 с.

Альберт Александрович Култашев

• Подробнее...

Расчёт аэродинамических сил для низколетящих спутников Земли

Институт математики и механики им. Н.И.Лобачевского КФУ

На низкой околоземной орбите находится большинство низколетящих спутников Земли. На высоте 200–600км течение газа переходит в свободномолекулярный режим, то есть молекулы газа сталкиваются с поверхностью спутника гораздо чаще, чем друг с другом. При таких условиях привычные модели сплошной среды не работают, а силы и моменты определяются прямым обменом импульса при столкновении молекул с поверхностью.

В данной работе был произведен аналитический расчёт силы сопротивления и моментов для перигея и апогея для ИСЗ «Спутник–1» (см. Рис.1, а) и для космического корабля «Союз ТМА–22» (см. Рис.1, б). Использованы кинетические модели диффузного и зеркального отражения. На основе графиков были проведены исследования зависимости коэффициента сопротивления и силы сопротивления от высоты, а также моментов в зависимости от угла атаки.

Далее на языке Python был разработан численный алгоритм, реализующий панельный метод для расчёта аэродинамических характеристик простейших геометрических тел, а именно сферы, конуса, цилиндра и пластинки. Поверхность аппарата разбивалась на элементарные треугольные панели, которые в свою очередь формировали сетку. Для каждой панели вычислялись локальные нормальные и касательные напряжения. После интегрирования в результате выводились коэффициент сопротивления, полная сила сопротивления и моменты относительно заданного центра масс. В качестве исследования было произведено сравнение результатов аналитического и численного расчёта.

Дарья Дмитриевна Андреева

• Подробнее...