Так как высота выхода ракеты мала при Red < 2,5 ∙
, то будем рассматривать случай, когда этот показатель выше.
Максимальное давление поток оказывает в передней критической точке (рис.5.10), после чего давление убывает, так как поток, обтекающий лобовую часть цилиндра, непрерывно разгоняется. При
давление становится равным статическому давлению невозмущенного потока. При достижении критических чисел Re пограничный слой потока, обтекающего цилиндр, перед областью отрыва становится турбулентным. Поскольку турбулентный слой содержит больше энергии, чем ламинарный, он получает возможность обтечь контур цилиндра по большей его части. Отрыв потока в ряде случаев доходит до
, в результате чего лобовое сопротивление составляет
.
Нужно заметить, что сложность и многообразие отрывных течений не позволяют получить достаточно общие и удовлетворительные аналитические решения, поэтому наиболее важные аналитические задачи решались экспериментальным путем.
Данные численного расчета сравнивались с физическим экспериментом (рис.5.8, рис.5.9, рис.5.10). Расчет проводился с
= 20 м/с, что соответствует Re = 6,7 ∙
.
При расчете были применены несколько моделей турбулентности, в том числе: модель переноса касательных напряжений (Shear-StressTransport) «SST» («k-ω») и «RNG» модель, основанная на стандартной «k-ε» модели. Из рисунков 5.8 и 5.9 видно, что модель «RNG» наилучшим способом подходит к моделированию данной проблемы, так как данная схема имеет возможность учета эффектов закрученности и вращения, а, в свою очередь, вращение и закрученность осредненного потока оказывает существенное влияние на структуру турбулентности, в частности на турбулентную вязкость[16]. Но надо заметить, что применение модели турбулентности RNG требует расчетного времени в два раза больше чем в случае со схемой SST.
Рисунок 5.8. Распределение давления по поперечному сечению цилиндра при Red=
Рис.5.9. Распределение коэффициента давления по поперечному сечению цилиндра при Red=
А)Б)
А) – теоретическая схема обтекания Б) – физический эксперимент
В) численный эксперимент
Рисунок 5.10. Обтекание поперечного сечения цилиндра при Red=
Как видно из рис.5.8 – рис.5.10 результаты расчета в CFX сходятся с представленными физическими экспериментами.
Но нужно заметить, что распределение давление по контуру ракеты (рис.5.11) в поперечном направлении, как показано на рис.5.9, можно наблюдать лишь в центральной части ракеты (1м – 3м от Земли), так как в передней части ракеты (3м – 4,575м) большое влияние оказывает закругленная носовая часть, а в нижней (0м – 1м) на распределение давления оказывает стенка расчетной области, имеющая возможность пропускать поток.
Рисунок 5.11. Распределение коэффициента давления по контуру ракеты в продольном направлении (Ось Y)
Так как момент, действующий на ракету в нижней части ракеты мал, а влияние Земли на подветренной части ракеты незначителен, то примем, что распределение давлений на этом участке соответствует действительности.
Сравним коэффициенты лобового сопротивления для элемента ракеты (цилиндра) и всей ракеты в целом с представленными в литературе.
Из диаграммы
(рис.5.8., рис.5.9), определим коэффициент лобового сопротивления для бесконечно длинного цилиндра: 
CFX «RNG»:CFX «SST»:
физический эксперимент:
Таким образом, расхождение составило 11% («RNG»), 13% («SST»).
Определим лобовое сопротивление всей ракеты
Надо заметить, что коэффициент лобового сопротивления в данном случае занижен по отношению к реальным моделям, так как поверхность является абсолютно гладкой, а также, ввиду отсутствия различного рода надстроек в виде трубопроводов, коробов кабельной проводки, штекерных разъемов, различных агрегатов и приборов, приводящих к еще более сложным течениям. Для реальных моделей
>2. В итоге, после проведенных в разделах 5.3.1 и 5.3.2 расчетах, были получены удовлетворительные результаты. Попробуем с помощью простейших статистических методов оценки параметров распределения получить картину распределения коэффициента давления по контуру ракеты в продольном направлении (для γ=0 и γ=180) при сложении продольного и поперечного потока (рис.5.12).
Рисунок 5.12. Распределение давления по контуру ракеты в продольном направлении (I сл.)
;