Особенности аэрогазодинамики отделяемого головного блока системы аварийного спасения с работающими двигательными установками

Для отделения возвращаемого аппарата (ВА) с экипажем пилотируемого транспортного корабля (ПТК) нового поколения от аварийной ракеты-носителя (РН) используется реактивный блок аварийного спасения (РБАС), который в связке с ВА образует отделяемый головной блок (ОГБ) (рис. 1). При возникновении аварии РБАС срабатывает и уводит ВА на безопасное расстояние, после чего основной ракетный двигатель (ОРД) выключается, и с помощью специального двигателя в носовой части РБАС осуществляется разворот ОГБ по углу атаки на 160 ° с целью формирования оптимальных условий отделения ВА от РБАС и ввода парашютной системы для мягкой посадки ВА.

Рис. 1. Компоновочная схема отделяемого головного блока Примечание. ОГБ — отделяемый головной блок; ОРД — основной ракетный двигатель; РБАС — реактивный блок аварийного спасения; ПхО — переходный отсек; ВА — возвращаемый аппарат.

В данной работе анализируются результаты компьютерного моделирования обтекания ОГБ с целью определения его аэродинамических характеристик (АХ) для решения вопросов баллистики, динамики движения и нагружения конструкции. Рассматриваются режимы обтекания ОГБ с работающим РБАС в диапазоне углов атаки 0...30° и с выключенным РБАС в диапазоне углов атаки 0^180°. Влияние на аэродинамические характеристики струй двигателя разворота ОГБ по углу атаки не учитывается, так как оно незначительно. Поскольку авария может произойти на любом атмосферном участке траектории выведения корабля, задача решается в диапазоне скоростей, соответствующих числам Маха 0,3…6,0. На этих режимах, как правило, реализуются максимальные скоростные напоры и предельные значения аэродинамических сил и моментов. Результаты расчетных исследований сравниваются с экспериментальными данными, полученными в аэродинамических трубах (АДТ) ЦАГИ и ЦНИИмаш.

Методы и технология исследований

В соответствии с принятой в РКК «Энергия» технологией определения АХ проектируемых изделий с использованием компьютерного моделирования [1] проведено тестирование двух программных комплексов (ПК) — AeroShape-3D [2] и FlowVision [3], и показана возможность их использования для решения данной задачи. В качестве основного выбран ПК AeroShape-3D, с помощью которого исследовано обтекание ОГБ с работающим и выключенным РБАС. Программный комплекс FlowVision использован для дублирующих расчетов характеристик ОГБ с выключенным РБАС. Параллельно в СПбГПУ проведены расчеты обтекания ОГБ для отдельных режимов с использованием ПК ANSYS CFX [4] на сетках с существенно увеличенным числом расчетных ячеек (порядка 24∙106 ячеек) по сравнению с 2∙106 ячеек в расчетах РКК «Энергия». Расчеты проведены для натурных значений числа Рейнольдса.

Верификация (валидация) расчетных значений АХ выполнена с использованием модельных экспериментальных данных, полученных на последующих этапах работ. Экспериментальные данные для ОГБ с выключенным РБАС получены на весовой модели масштаба М1:70 в АДТ ЦНИИмаш и на дренажно-весовой модели масштаба М1:20 в АДТ ЦАГИ. Экспериментальные данные по влиянию струй РБАС получены при углах атаки 0 и 10 ° на струйной весовой модели масштаба М1:35 в АДТ ЦНИИмаш. Струи двигательных установок (ДУ) имитировались в опытах истечением холодного воздуха высокого давления. В силу конструктивных особенностей модели замерялись силы и моменты, действующие не на всю модель ОГБ, а на ее фрагмент, включающий ВА и переходный отсек (ПхО) между РБАС и ВА. Конструкция модели и внутримо-дельных полых тензовесов позволила исключить тягу сопел из измеряемых составляющих сил и моментов, что повысило точность измерений исследуемых характеристик.

При испытаниях в ЦАГИ наряду с определением интегральных аэродинамических характеристик — С_х (коэффициент продольной силы), С_у (коэффициент нормальной силы), m_z (коэффициент момента тангажа) — измерялось давление в контрольных точках на поверхности модели (24 точки).

При анализе результатов использована связанная система координат (ГОСТ 20058-80) с началом в вершине лобового теплозащитного экрана (ЛТЭ) ВА и следующие характерные площадь и длина: S = S _миделя ; L = L _ОГБ .

Коэффициент момента тангажа определен относительно условного центра масс, расположенного в носике РБАС.

Анализ результатов исследований.Форма представления результатов

Результаты компьютерного моделирования представлены в виде векторных диаграмм и распределения плотности в поле течения около ОГБ (рис. 2, 5), зависимостей аэродинамических коэффициентов С х , С у , m_z от угла атаки а при фиксированных значениях числа Маха М _∞ (рис. 3, 4), а также в форме эпюр распределения коэффициента давления С_p по длине корпуса ОГБ С р ( L ) и в его поперечных сечениях C p ( у ) на рис. 6, 7. Длина L отсчитывается от вершины РБАС в направлении донной части корпуса, а меридиональный угол у — от наветренной ( у = 0) образующей. На рисунках, наряду с расчетными, показаны экспериментальные данные. Экспериментальные данные на рис. 3, 4 представлены для диапазона углов атаки 0^55 ° . При больших значениях угла атаки экспериментальные исследования не проводились.

Влияние струй ДУ на АХ оценивалось в виде разности коэффициентов С_х, С_у, m_z ОГБ с работающим и неработающим РБАС:

А С х = С х СС - С х БС ;

А С у = С у СС - С у бс ;

A m_z = m z СС ^- m z БС , где С_{х СС} — коэффициент с учетом влияния струй; С_{х БС} — коэффициент без учета влияния струй.

Расчетные и экспериментальные значения составляющих А С х , А С у , A m_z сравниваются для фрагмента ОГБ, который взвешивался в струйных испытаниях (ПхО + ВА).

а)

б)

в)

г)

д)

е)

Рис. 2. Распределение плотности и векторов скоростей (чисел Маха) в поле течения около отделяемого головного блока (ОГБ) в плоскости угла атаки ОГБ ( у = 0 ° ) при а п = 20 ° : а — с работающим ОРД (М ^ = 1,3; n а = 3,4); б — с неработающим ОРД (М ^ = 1,3); в — с работающим ОРД (М_∞ = 4,0; n _а = 94,2); г — с неработающим ОРД (М_∞ = 4,0); д — с работающим ОРД (М_∞ = 6,0; n _а = 750,2); е — с неработающим ОРД (М_∞ = 6,0)

Примечание. ОРД — основной ракетный двигатель.

Сравнение расчетных и экспериментальных данных для ОГБ с неработающим ОРД

Анализ структуры течения около ОГБ показывает, что в поле течения возникают зоны отрыва в следе за соплами неработающих ДУ, около конического переходника в зоне сопряжения РБАС с ПхО и на боковой поверхности ВА, а также скачки уплотнения в диапазоне транссверхзвуковых скоростей. Обширная отрывная зона формируется в донной области ОГБ (см. рис. 2). Структура течения, полученная расчетом, аналогична структуре течения на теневых снимках, полученных в ходе экспериментов в аэродинамических трубах ЦНИИмаш.

Расчетные и экспериментальные значения интегральных аэродинамических коэффициентов хорошо согласуются между собой при сверхзвуковых скоростях (М _∞ ≥ 1,0) во всем исследованном диапазоне углов атаки. Пример сравнения приведен на рис. 4. В то же время при дозвуковых скоростях хорошее согласование расчетных и экспериментальных данных наблюдается лишь до углов атаки а С 30 ° (рис. 3).

б)

в)

Рис. 3. Сравнение результатов расчетных и экспериментальных исследований аэродинамических характеристик отделяемого головного блока при М ^ = 0,6: -о- — расчет с использованием AeroShape-3D; ■ — расчет с использованием FlowVision; • — расчет СПбГПУ с использованием ANSYS CFX;

— эксперимент ЦАГИ; , — эксперимент ЦНИИмаш

а)

б)

в)

Рис. 4. Сравнение результатов расчетных и экспериментальных исследований аэродинамических характеристик отделяемого головного блока при М ^ = 2,0: -»- — расчет с использованием AeroShape-3D; , — эксперимент ЦНИИмаш; - -, -•-, 4 — эксперимент ЦАГИ

Возможной причиной расхождений данных при больших углах атаки является возникновение развитого отрыва пограничного слоя на боковой поверхности ВА вдоль его образующих ( у ~130 и 230 ° ) с формированием вихревых жгутов на подветренной стороне корпуса (рис. 5).

Предполагаемыми факторами повышенных расхождений являются также:

• •    значительные отличия в значениях характерных чисел Рейнольдса Re_L в полете (~14,5∙10⁷) и при испытаниях в АДТ (~8,1∙10⁶) на этих режимах ( Re_L — число Рейнольдса, посчитанное по длине корпуса ОГБ);

• •    неполная адекватность математической модели исследуемому физическому процессу на этих режимах (в части влияния вязкости);

• •    неоптимальный выбор размеров расчетной области и размерности расчетной сетки;

• •    влияние донной державки на течение при испытаниях в АДТ.

  

а)

б)

Рис. 5. Распределение плотности и векторов скоростей (чисел Маха) в поле течения около отделяемого головного блока (ОГБ) с неработающим основным ракетным двигателем при М ^ = 0,6; а п = 50 ° : а — в плоскости симметрии ОГБ; б — в поперечном сечении с координатой 0,855L от носка ОГБ

Расчетные исследования с вариацией чисел Re_L показали, что при одинаковых значениях чисел Рейнольдса в расчетах и в опыте сходимость данных по коэффициенту давления С_p на поверхности ОГБ значительно улучшается (рис. 6), но значения коэффициентов С_х , С_у , m_z практически не меняются (табл. 1).

Таблица 1

Влияние числа Рейнольдса Re_L и расчетной сетки на аэродинамические характеристики отделяемого головного блока при М_∞ = 0,6

АХ	Расчеты				Эксперимент
	Исходная сетка			Модифицированная сетка	ReL = 8,1∙106
	8,1∙106	14,5∙106	145∙106	145∙106
С	0,0952	0,0857	0,0723	0,236	0,128
С х у	0,974	0,981	0,971	1,000	1,174
m z	–0,678	–0,687	–0,684	–0,709	–0,796

а)

б)

в)

Рис. 6. Изменение коэффициента давления C_p на поверхности возвращаемого аппарата при М ^ = 0,6; а _п = 50 ° (расчет с использованием AeroShape-3D): — расчет для Re_L = 145·10⁶; -о- — расчет для Re L = 14510⁶; -ь- — расчет для Re L = 8,1 •10⁶; • — эксперимент ЦАГИ, Re L = 8,1^1(0 6 , а = 51,2 °; ^-- расчет для Re_L = 145·10⁶ с модифицированной расчетной сеткой

а)

б)

Рис. 7. Изменение коэффициента давления в зависимости от меридионального угла в поперечных сечениях при М_∞ = 0,6; а п = 50 ° : а — в сечении 0,685L; б — в сечении 0,96L;-----расчет для Re_L = 145·10⁶; -- — расчет для Re_L = 14,5·10⁶; — расчет для Re L = 8,1^10 6 ; • — эксперимент ЦАГИ, Re L = 8,1 • 10 6 , а = 51,2 °

Более существенное влияние на интегральные АХ, особенно на значения коэффициента продольной силы, оказывает модификация расчетной сетки, которая сопровождается изменением структуры течения в донной области (рис. 8). Значения С_у и m_z меняются при этом в меньшей мере, хотя сходимость данных также улучшается. Для завершения анализа требуется проведение дополнительных расчетов АХ для модели с державкой и без нее. Судя по полученным результатам, причиной повышенных расхождений является совокупное действие перечисленных факторов.

а)

б)

Рис. 8. Варианты расчетной сетки при исследовании течения около отделяемого головного блока при М ^ = 0,6 и а _п = 50 ° : а — исходная расчетная сетка (~1,6⋅10⁶); б — модифицированная сетка (~2,5⋅10⁶)

В целом компьютерное моделирование с учетом заданной для проектных исследований полосы разброса АХ обеспечивает надежное прогнозирование характеристик ОГБ с неработающими ДУ во всем исследованном диапазоне чисел Маха 0,3...6,0 при углах атаки а < 30 ° и в диапазоне 0^180 ° при М _ю > 1,0.

Сравнение расчетных и экспериментальных данных по влиянию струй ОРД.

Пересчет экспериментальных данных на условия полета

Экспериментальные исследования проводились на модели с имитацией струй ОРД истечением холодного воздуха высокого давления. Сравнение геометрических и газодинамических параметров сопел изделия и модели (в размерности изделия) представлено в табл. 2.

Таблица 2

Сравнение геометрических и газодинамических параметров сопел изделия и модели

Параметры	ОРД
	Изделие	Модель
Диаметр среза сопла d а, мм	546	546
Диаметр критического сечения сопла d кр, мм	156	238
Угол раствора сопла 6 а, °	38 ° 33 '	38 ° 33 '
Угол отклонения оси сопла от оси РБАС ф а , °	25	25
Отношение удельных теплоемкостей на срезе сопла æа = Сp / Сv	1,19	1,4
Число Маха на срезе сопла Ма	3,45	3,23
Давление на срезе сопла Р а, кгс/см2	0,92	var
Температура газа на срезе сопла Т а, К	1 400	93

Расчетные исследования проводились при номинальных значениях нерасчетности струй n _а ( n _а = Р _а / Р _∞ , где Р _а — давление на срезе сопла, Р _∞ — атмосферное давление в точке типовой траектории выведения ПТК). В опытах необходимые значения n _а достигались за счет изменения давления Р ₀ в форкамере модели в диапазоне 1,0…~120 кгс/см².

Пересчет экспериментальных значений аэродинамических коэффициентов на натурные условия осуществлялся ЦНИИмаш с использованием критерия приближенного моделирования, согласно которому при одинаковых значениях числа Маха набегающего потока М _∞ и углов атаки должно выполняться следующее условие:

[( Р а / Р ∞ )(æ а М а ²/æ ∞ М ∞ ²)( S а / S )] мод =

= [( Р а / Р ∞ )(æ а М а ²/æ ∞ М ∞ ²)( S а / S )] изд .

Сравнение расчетных и экспериментальных значений (с учетом их пересчета) составляющих аэродинамических коэффицентов А С , А С , A m ОГБ, обусловленных влиянием струй ОРД, приведено на рис. 9 в виде зависимостей коэффициентов от числа Маха при углах атаки 0 и 10 ° . Наблюдается хорошее согласование данных.

Особенности обтекания ОГБс работающим ОРД. Режимы течения

Расчетные исследования выявили три следующих основных режима течения.

• 1.    При дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях ( М _∞ < 1,3) и малых нерас-четностях (n _а ~ 1…5) струи ОРД ведут себя как изолированные на достаточно большом удалении от среза сопел (см. рис. 2, а). Они взаимодействуют с набегающим потоком, а вблизи конического переходника и конической поверхности корпуса ВА начинают взаимодействовать между собой, обусловливая изменение давления на поверхности ПхО и ВА. На конической поверхности ВА наблюдаются ярко выраженные локальные зоны повышенного давления в плоскостях взаимодействия струй между собой и зоны пониженного давления на наветренной стороне (рис. 10, а, б). Положение зон и значения коэффициентов давления в них меняются в зависимости от числа Маха, угла атаки и нерасчетности струй. Коэффициенты давления в зонах влияния струй достигают значений С_p = 0,8…1,5. Одновременно за счет эжектирующего воздействия струй на течение у боковой поверхности ВА заметно увеличивается разрежение в донной области на поверхности ЛТЭ (рис. 11), что сопровождается возрастанием С_х по сравнению с вариантом неработающего ОРД. В результате понижения давления за счет влияния струй на наветренной стороне конической поверхности снижается несущая способность хвостовой части ОГБ ( А С у < 0) и уменьшается статическая устойчивость ОГБ ( А m z > 0) (рис. 9).

• 2.    При увеличении числа Маха (1,3 ≤ М _∞ ≤ 4,0) и высоты полета Н картина течения меняется, в основном, за счет роста нерасчетности струй ОРД ( n _а достигает ~90) и соотношения скоростных напоров q _a / q _∞ в струях и набегающем потоке. Повышение нерасчетности обусловливает значительное увеличение поперечного размера струй и взаимодействие между ними в непосредственной близости от среза сопел ОРД (см. рис. 2, в).

• 3.    С дальнейшим ростом нерасчетности струй на больших сверхзвуковых скоростях ( М _∞ > 4,0; n _а ~ 100…1 000) течение в струях ОРД и в протоках между ними существенно видоизменяется — протоки сужаются, что, с одной стороны, сопровождается усилением экранирующего эффекта конической части ВА (см. рис. 2, е, д), в результате чего С_р уменьшается, а с другой стороны, начинается прямое воздействие струй на конический переходник РБАС и прилегающую к нему поверхность ВА. В зонах прямого воздействия струй значения коэффициента С_p достигают непривычно больших значений порядка 8,0 (рис. 10, д, е). Это связано с тем, что скоростной напор набегающего потока q _∞ , используемый при расчете коэффициентов С_p на этих скоростях и высотах полета ОГБ ( Н ~ 30…50 км), на два порядка меньше скоростного напора q _а струй ДУ, воздействующих на поверхность ( q _∞ ~ 250…1 000 кгс/м², q _а ~ 60 000 кгс/м²).

  

  а)

  
  
  

  б)

  
  
  

  в)

  
  
  

  г)

  
  
  

  д)

  
  
  

  е)

  Рис. 10. Влияние струй ОРД на распределение коэффициента давления по поверхности ОГБ: а — М ^ = 1,3; а _п = 20 ° , с неработающим ОРД; б — М ^ = 13; а _п = 20 ° , с работающим ОРД, п _а = 3,4; в — М ^ = 4,0; а _п = 20 ° , с неработающим ОРД; г — М ^ = 4,0; а _п = 20 ° , с работающим ОРД, п _а = 94,2; д — М ^ = 6,0; а _п 20 ° , с неработающим ОРД; е — М ^ = 6,0; а _п = 20 ° , с работающим ОРД, п _а = 750,2 Примечание. ОРД — основной ракетный двигатель; ОГБ — отделяемый головной блок.

  
  
  
  
  
  

  Рис. 11. Влияние струй основного ракетного двигателя (ОРД) на величину коэффициента донного давления C_{p дон} отделяемого головного блока: а — C p дон от числа М ^ при а п = 0 ° ; б — C p дон от числа М ^ при а п = 20 °

  Примечание. --расчет с неработающим ОРД;--расчет с работающим ОРД; ◊ — эксперимент ЦНИИмаш, неработающий ОРД;

  • — эксперимент ЦАГИ, неработающий ОРД

  
  

в)

г)

Рис. 9. Влияние струй основного ракетного двигателя на аэродинамические характеристики отделяемого головного блока: а — угол атаки а п = 0 ° ; б - г — угол атаки а п = 10 ° Примечание. • — эксперимент ЦНИИмаш; -о- — расчет AeroShape- 3 D .

В результате при сверхзвуковых скоростях струи ДУ экранируют бóльшую часть поверхности ВА от воздействия набегающего потока, что сопровождается уменьшением Сp на конической части боковой поверхности аппарата (рис. 10, в, г). При этом значительно уменьшается эжектирующее влияние струй на величину донного давления (рис. 11). Одновременно в средней и хвостовой частях корпуса ВА появляются локальные зоны повышенного давления (Сp ~ 0,8…1,0), обусловленные взаимодействием струй между собой и их воздействием на поверхность ВА.

В результате экранирующего влияния струй коэффициент продольной силы С_х ОГБ уменьшается ( А С х < 0), продолжает снижаться по мере роста чисел Маха несущая способность конической части ВА, в результате чего отрицательные значения составляющей коэффициента нормальной силы А С у возрастают, а значительное увеличение положительной составляющей момента тангажа А m z может приводить к потере статической устойчивости ОГБ с учетом одновременного смещения его центра масс в сторону донной части в результате выработки топлива ОРД (рис. 9).

Поэтому сравнительно небольшие значения давления, обусловленные воздействием струй, дают большие значения С_p .

Прямое воздействие струй на ПхО и прилегающую поверхность ВА сопровождается интенсивным увеличением по мере роста чисел Маха коэффициента продольной силы ОГБ ( А С х возрастает) и замедлением снижения А С у и увеличения А m_z (см. рис. 9). С ростом угла атаки характер влияния струй ОРД по числам Маха не меняется. Однако при увеличении а в диапазоне 0^30 ° абсолютные значения А С х уменьшаются, а А С у и А m_z увеличиваются.

При ненулевых углах атаки фактическая нерасчетность струи сопла, расположенного на наветренной стороне ОГБ, уменьшается, а для сопла на подветренной стороне — увеличивается в результате изменения местного статического давления в поле течения вблизи среза сопел на наветренной и подветренной сторонах при неработающем ОРД. В силу этого поперечные размеры струй на наветренной и подветренной сторонах различаются, и это отличие увеличивается по мере роста угла атаки (см. рис. 2, а–д).

Расчетные данные, приведенные в табл. 3, демонстрируют изменение местного статического давления Р_S на срезе сопел неработающего ОРД ( Р_{S 1} — для наветренного сопла, Р_{S 2} — для подветренного сопла), фактической нерасчетности струй (соответственно n _а1 и n _а2 ) и параметров набегающего потока в зависимости от числа Маха М _∞ и угла атаки. С ростом угла атаки различия в не-расчетностях наветренной и подветренной струй увеличиваются, а следовательно, и тяги R ₁ наветренного и R ₂ подветренного сопел будут отличаться на величину А R высотных поправок тяги:

^{А R} = ^{А R} 2 - ^{А R} 1 = ( Р_а — ^P s ₂ ) S а — ( Р _а — ^ 1 ) S, где Р_{S 1} = C_{pS 1} q _∞ + p _∞ ; Р_{S 2} = C_{pS 2} q _∞ + p _∞ .

Составляющая А R обусловливает дополнительный газодинамический момент А mR , действующий в направлении уменьшения возмущения, т. е. угла атаки. Величина этого стабилизирующего момента достигает максимума в диапазоне чисел Маха ~1,0…2,0 и составляет 3…6% от газодинамической составляющей момента А m_z , обусловленной перераспределением давления по поверхности ОГБ при истечении струй ОРД.

Таблица 3

Влияние нерасчетности струй на газодинамическую составляющую m_z

M ∞	а , °	q ∞, Па	С pS 1	С pS 2	n а1	n а2	А m zR	8 К. %
0,6	10	17 007,13	–0,20751	–0,38116	1,41	1,48	3,2310E–04	2,48
0,6	20	17 007,13	–0,34790	–0,35640	1,47	1,47	1,5812E–05	0,08
0,6	30	17 007,13	–0,42006	–0,28500	1,50	1,44	–2,5130E–04	0,89
1,0	10	28 350,60	–0,12697	–0,23318	2,44	2,66	1,9762E–04	2,22
1,0	20	28 350,60	–0,20811	–0,20525	2,61	2,60	–5,3264E–06	0,06
1,0	30	28 350,60	–0,27608	–0,15599	2,76	2,50	–2,2345E–04	4,16
1,7	10	30 985,18	–0,21294	–0,18210	10,34	9,32	–5,7392E–05	4,12
1,7	20	30 985,18	–0,28761	–0,14861	14,06	8,41	–2,5864E–04	6,19
1,7	30	30 985,18	–0,37051	–0,03518	23,45	6,34	–6,2395E–04	6,29
4,0	10	10 715,00	–0,04948	–0,00918	211,19	105,02	–7,4994E–05	0,30
4,0	20	10 715,00	–0,05564	0,01525	249,80	80,50	–1,3191E–04	0,30
4,0	30	10 715,00	–0,05829	0,07825	271,11	50,24	–2,5407E–04	0,63
6,0	10	3 028,64	–0,01960	0,03973	1 481,22	374,98	–1,1040E–04	0,27
6,0	20	3 028,64	–0,02043	0,03978	1 544,88	374,74	–1,1204E–04	0,17
6,0	30	3 028,64	–0,02088	0,09151	1 582,27	227,02	–2,0913E–04	0,28

Выводы

На основе компьютерного моделирования исследовано влияние струй ОРД РБАС на аэродинамические характеристики ОГБ. Выявлены характерные режимы и особенности течения в широком диапазоне чисел Маха и углов атаки. Результаты расчетных исследований подтверждены данными экспериментальных исследований в аэродинамических трубах ЦНИИмаш и ЦАГИ.

В зависимости от значений числа Маха и нерасчетности струй двигателей реализуются три характерных режима течения:

• •    в диапазоне чисел Маха 0,6…1,3 и малых нерасчетностях n _а < 5 определяющим фактором является эжектирующее влияние струй;

• •    в диапазоне чисел Маха 1,3…4,0 и умеренных нерасчетностях n _а < 90 определяющим является экранирующее влияние струй;

• •    в диапазоне гиперзвуковых скоростей (М _∞ > 4,0) и больших нерасчетностях n _а > 100 струи оказывают прямое воздействие на ВА.