В настоящее время одна из актуальных задач космонавтики — сужение районов падения отделяемых частей ракет-носителей с целью обеспечения отчуждения таких земель. Для того чтобы более точно прогнозировать расположение районов падения, в математическую модель полета отделяемых частей нужно вводить их аэродинамические характеристики, учитывающие вращение таких элементов. Для получения этих характеристик необходимо разработать специальную экспериментальную базу, на которой можно было бы проводить испытания с вращающимися моделями. Поэтому была создана установка, позволяющая определять аэродинамические нагрузки на модель, вращающуюся в плоскости угла атаки в набегающем потоке. На этой установке были проведены отладочные эксперименты с цилиндрической моделью, имеющей полусферическое головное затупление, и получены зависимости лобового сопротивления от угла атаки модели при ее вращении с угловыми скоростями 5 и 10 град/с. Аналогичные зависимости были также получены путем численного моделирования поставленных экспериментов в программном комплексе вычислительной газовой динамики FlowVision. Сравнение расчетных и экспериментальных данных показало, что созданная установка дает достоверные результаты и ее можно использовать при дальнейших параметрических исследованиях аэродинамики вращающихся моделей.

EDN XUZJLK