ИСТИНА

Экспериментально исследованы аэродинамические характеристики и статическая устойчивость моделей спускаемого аппарата (СА) малой марсианской станции (ММС) при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях набегающего воздушного потока при углах атаки 0–12. Осуществлена визуализация картин обтекания. Эффективным способом уменьшения величины баллистического параметра, определяющего уровни тепловой и аэродинамической нагрузок при спуске аппаратов в атмосфере, является выполнение СА с максимально допустимым в конструкционном смысле поперечным сечением. В этом случае торможение СА происходит в более высоких слоях атмосферы, что снижает уровень тепловой нагрузки. Этого можно достичь, если спроектировать СА с надувным тормозным устройством (НТУ), пристыкованным к жесткой части СА. Модели спускаемого аппарата СА1 и СА2 представляли собой осесимметричные тела малого удлинения диаметром D = 80 мм Выполнено исследование аэродинамических характеристик спускаемых аппаратов для входа в атмосферу Марса. Получены зависимости аэродинамических характеристик – от угла атаки (α = 0 - 150) и числа Маха (М = 0.4 – 3.0); Исследование течения в ближнем следе затупленных тел - определение влияния формы тела и числа Маха на расположение границы следа и на параметры возвратного течения к телу. Исследование аэродинамических характеристик моделей СА, использующих надувную конструкцию. Представлены результаты динамических испытаний поперечных свободных колебаний около условного центра масс модели. Измерение динамической устойчивости моделей - поперечных свободных колебаний и характеристик демпфирования.