Представлены результаты численного моделирования обтекания ракеты-носителя Зенит-2SLБ сверхзвуковым потоком под углом атаки 5, 15 и 25 градусов. Целью данной работы является получение достоверной трехмерной вихревой структуры обтекания корпуса РН Зенит-2SLБ. Численное моделирование реализовано на основе нестационарных трехмерных осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье–Стокса для сжимаемого газа. Решение системы исходных уравнений выполнено методом контрольных объемов. В результате расчетов получено три характерных режима обтекания корпуса ракеты под углами атаки: безотрывное обтекание цилиндрической части корпуса, присоединенный и отсоединенный отрыв потока в поперечном сечении. Результаты моделирования удовлетворительно согласуются с известными расчетами и экспериментальными данными.
Наведено результати числового моделювання обтікання ракети-носія Зеніт-2SLБ надзвуковим потоком під кутом атаки 5, 15 та 25 градусів. Метою роботи є отримання достовірної тривимірної вихрової структури обтікання корпуса РН Зеніт-2SLБ. Числове моделюванню реалізовано на основі нестаціонарних тривимірних осередненних за Рейнольдсом рівнянь Нав’є–Стокса для стисливого газу. Розв’зки системи вихідних рівнянь знайдено за допомогою методу контрольних об’ємів. В результаті розрахунків отримано три характерні режими обтікання корпуса ракети під кутами атаки: безвідривне обтікання циліндричної частини корпуса, приєднаний та від'єднаний відрив потоку в поперечному перерізі. Отриманні результати задовільно узгоджуються з відомими розрахунками та експериментальними даними.
The results of a numerical simulation of a supersonic flow about the Zenit-2SLБ launch vehicle at angle of attack 5, 15 and 25 degrees are presented. Attention in this work is devoted to obtaining the proved threedimensional vortex structure of the flow about the Zenit-2SLБ launch vehicle. The numerical simulation is based on the unsteady three-dimensional Reynolds-averaged Navier–Stokes equations for a compressible gas. Reference equations are solved by the control volume method. From computations three characteristic regimes of the flow around a rocket body at angle of attack are obtained, including a nonstalling flow around a cylindrical body part, attached and unattached separation of flow at cross section. The simulation results correlate satisfactorily with the existing computations and experimental data.
