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Aerodinámica de STL

Por qué (entonces qué alimentar el modelo balístico)

Se necesitan datos para construir trayectorias de naves espaciales y sus portadores. En primer lugar, son aerodinámicos. Son necesarios para determinar las fuerzas y momentos que actúan sobre la nave espacial (o su escenario), así como para evaluar el estado térmico de la estructura. Las características dependen de la apariencia de la nave espacial y los parámetros de vuelo y generalmente se ven como hojas extensas con las dependencias de los coeficientes correspondientes en los ángulos de ataque, números de Mach, altitudes y mucho más.





Hay varias formas de obtener estos números:





  1. CFD. Todo tipo de ANSYS, floEFD, simulación de flujo de solidWorks, etc. Paquetes de software grandes y serios con un precio elevado. Y para una startup que está cortando su lanzadera en el garaje, este software costará aproximadamente lo mismo que el propio garaje.





  2. Métodos gráfico-analíticos aproximados. Porque la gente ha estado lanzando una variedad de dispositivos al aire y al vacío durante mucho tiempo. Los datos sobre su flujo alrededor en tuberías y flujo libre se ingresan en directorios, tabulados y parametrizados por alargamientos, ángulos de barrido, espesores de perfil, etc., etc. El problema con tales enfoques es la necesidad de trabajar "a ojo" con varios libros y atlas de características, transferir números del papel a la forma electrónica y sufrir, sufrir, sufrir cuando la geometría adquiere formas distintas al "cuerpo cilíndrico-cónico con un ala delgada "





  3. Métodos aproximados basados ​​en parámetros de flujo local. Ocupan una posición intermedia entre los dos primeros y se basan en dividir la geometría de la aeronave en estudio en fragmentos, cuya interacción puede despreciarse. Dado que las perturbaciones en el flujo no pueden propagarse más rápido que la velocidad del sonido y más allá de las ondas de choque, estos métodos funcionan mejor a altas velocidades (M ~ 8-10 y superiores). Nos ocuparemos de ellos





Los dos métodos principales son el método de la cuña tangente y el método de Newton. En cada uno de los métodos, la superficie de la aeronave se divide en áreas elementales, luego se determina el ángulo de ataque local (entre el avión y el flujo entrante). En el método de saltos locales, el ángulo de ataque se compara con el máximo permitido (después de él, el salto se aleja de la superficie), luego se determina el grado de aumento de presión en el flujo.





N.F. Krasnov. Aerodinámica. Volumen 1. Theta es el ángulo de deflexión del salto, beta es el ángulo de inclinación de la superficie que crea el salto, delta es un parámetro que depende del exponente adiabático. Habiendo resuelto esta ecuación por el método de Newton, obtenemos el ángulo de salto requerido y los parámetros de transformación de flujo.
.. . . 1. - , - , , - , . , .

, , .





Fundamentos del método de Newton. N.S. Arzhanikov, G.S. Sadekova. "Aerodinámica de aviones"
. .. , .. . " "

- , , . , ( , )





, . - .





Evaluación de la fricción de una placa equivalente por el criterio de Reynolds

( , , ).





. , STL. , , . Blender, , . - STL, Blender- - , (csv, json ). NodeJS Buffer. STL .





fs open , size .





STL
Nada especial, simplemente deslice otros 50 bytes hacia la derecha cada vez
, 50

STL. 80 - , . . 4 - 32- Unsigned Int, . - .





32- Float Little Endian. - . (X, Y, Z), . 48 2 16- Unsigned Int, . .





1.

. -, . -, , ( , , )





Este es un modelo de prueba. Dirección del flujo: de derecha a izquierda
- . -

. 5-10% :





Líneas continuas - valores calculados, puntos - cálculo teórico
- , -
Datos iniciales para iniciar el cálculo. Aún "Aerodinámica ..." de Arzhanikov y Sadekova
. "..."

2.

- "". DSMC Simulations of Apollo Capsule Aerodynamics... ( ) .





""
Línea - cálculo del modelo, a través de puntos - datos del artículo de AIAA
- , - AIAA
El gráfico que nos interesa es negro, para un medio continuo. Los puntos se le quitan
- , .

85 ( ) . , ~5%. , AIAA - .





3.

- , . (M ~2 - 3) . ( ).





M = 2 - 6 ( )
Gráfico rojo - teoría del perfil delgado, azul - cálculo del modelo
- , -

- 2, - 4, - 6. -





, M > 3,5 - 4 ~ 90 . M=4, " " .





La línea continua es el límite teórico de la calidad aerodinámica, los puntos son los resultados del cálculo del modelo. Horizontal - Mahi
- , - . -

- ( ). , , . - .





Un dispositivo para capturar el mundo, si algo la calidad aerodinámica de una pepelatsa es del orden de 2,7 - 3,5. Bueno, también me gusta Skylon como prototipo, pero lo haremos sin intercambiadores de calor.
Un dispositivo para capturar el mundo, si algo la calidad aerodinámica de una pepelatsa es del orden de 2,7 - 3,5. Bueno, también me gusta Skylon como prototipo, pero lo haremos sin intercambiadores de calor.

Mientras tanto, tengo una herramienta que me permite evaluar las características de una amplia variedad de pepelats, y en el corredor de alturas y velocidades más interesante desde el punto de vista del vuelo atmosférico de naves espaciales, con una bastante buena (~ 5 %) precisión.





Si alguien está interesado, el código vive aquí . De repente serás superado por un impulso creativo y me ayudarás a superar el subsónico, el transsonido y el pequeño supersónico.







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