Математичне моделювання теплового режиму в обтічнику ракети-носія на етапі передстартової підготовки
Loading...
Date
2025
Journal Title
Journal ISSN
Volume Title
Publisher
Український державний університет науки і технологій, Дніпро
Abstract
UKR: Мета. Розвиток систем супутникового зв’язку базується на транспортуванні супутників у космосі. Транспортування супутника на орбіту здійснюють за допомогою ракети-носія. Супутник розміщується в транспортному відсіку в середині головного обтічника. На етапі передстартової підготовки необхідно дотримуватися жорстких умов середовища в середині головного обтічника. Зокрема, дуже важливо спрогнозувати температурне поле в транспортному відсіку в середині головного обтічника під час його примусової вентиляції на етапі передстартової підготовки. Для рішення цієї задачі потрібно мати спеціалізовані математичні моделі. Головною метою роботи є розробка швидкорозрахункової моделі для оцінювання температурних полів у середині обтічника ракети-носія. Методика. Для розрахунку температурного поля, що формується вентиляцією транспортного відсіку та виділенням тепла від різних елементів супутника, було використано рівняння енергії. Це рівняння враховувало інтенсивність тепловиділення з різних частин супутника, картину обтікання супутника повітряним потоком, теплообмін у транспортному відсіку. Неоднорідне поле швидкості повітряного потоку в транспортному відсіку розраховано на основі моделі потенційної течії. Для чисельного інтегрування рівнянь моделі використано скінченорізницеві схеми. Результати. Розроблено комп’ютерний код, який реалізує запропоновану чисельну модель. Наведено результати обчислювальних експериментів з оцінки температурного режиму в головному обтічнику ракети-носія для різних супутників. Наукова новизна. Створено швидкорозрахункову CFD-модель для аналізу теплових полів у середині обтічника ракети-носія на етапі передстартової підготовки. Модель дає можливість визначати в середині обтічника зони з підвищеною температурою. Практична значимість. Розроблена чисельна модель може бути корисна для вибору та обґрунтування режиму вентиляції головного обтічника ракети-носія на етапі передстартової підготовки з метою забезпечення рекомендованого діапазону температури біля супутника. Також може бути використана для первинної оцінки температури в головному обтічнику на етапі обґрунтування режиму терморегулювання для конкретного супутника або супутникової системи.
ENG: Purpose. The development of satellite communication systems is based on the transportation of satellites in space. The satellite is transported into orbit by a launch vehicle. The satellite is placed in the transportation compartment in the middle of the main fairing. At the pre-launch stage, it is necessary to comply with the harsh environmental conditions inside the main fairing. In particular, it is very important to predict the temperature field in the transport compartment inside the main fairing during its forced ventilation at the pre-launch stage. To solve this problem, it is necessary to have specialized mathematical models. The main goal of this work is to develop a fast-calculating model for estimating the temperature fields inside the launch vehicle fairing. Methodology. The energy equation was used to calculate the temperature field formed by the ventilation of the transport compartment and the heat generated by various elements of the satellite. This equation took into account the intensity of heat emission from different parts of the satellite, the pattern of airflow around the satellite, and heat transfer in the transportation compartment. The inhomogeneous airflow velocity field in the cargo compartment was calculated based on a potential flow model. Finite-difference schemes are used for numerical integration of the model equations. Findings. A computer code has been developed that implements the proposed numerical model. The results of computational experiments to assess the temperature regime in the main fairing of the launch vehicle for different satellites are presented. Originality. A fast-calculating CFD model for analyzing thermal fields in the middle of the launch vehicle fairing at the stage of prelaunch preparation has been created. The model makes it possible to determine the zones with sub- and over-temperature in the middle of the fairing. Practical value. The developed numerical model can be useful for selecting and justifying the ventilation mode of the main fairing of the launch vehicle at the pre-launch stage in order to ensure the recommended temperature range near the satellite. It can also be used for the initial assessment of the temperature in the main fairing at the stage of justifying the thermal control mode for a particular satellite or satellite system.
ENG: Purpose. The development of satellite communication systems is based on the transportation of satellites in space. The satellite is transported into orbit by a launch vehicle. The satellite is placed in the transportation compartment in the middle of the main fairing. At the pre-launch stage, it is necessary to comply with the harsh environmental conditions inside the main fairing. In particular, it is very important to predict the temperature field in the transport compartment inside the main fairing during its forced ventilation at the pre-launch stage. To solve this problem, it is necessary to have specialized mathematical models. The main goal of this work is to develop a fast-calculating model for estimating the temperature fields inside the launch vehicle fairing. Methodology. The energy equation was used to calculate the temperature field formed by the ventilation of the transport compartment and the heat generated by various elements of the satellite. This equation took into account the intensity of heat emission from different parts of the satellite, the pattern of airflow around the satellite, and heat transfer in the transportation compartment. The inhomogeneous airflow velocity field in the cargo compartment was calculated based on a potential flow model. Finite-difference schemes are used for numerical integration of the model equations. Findings. A computer code has been developed that implements the proposed numerical model. The results of computational experiments to assess the temperature regime in the main fairing of the launch vehicle for different satellites are presented. Originality. A fast-calculating CFD model for analyzing thermal fields in the middle of the launch vehicle fairing at the stage of prelaunch preparation has been created. The model makes it possible to determine the zones with sub- and over-temperature in the middle of the fairing. Practical value. The developed numerical model can be useful for selecting and justifying the ventilation mode of the main fairing of the launch vehicle at the pre-launch stage in order to ensure the recommended temperature range near the satellite. It can also be used for the initial assessment of the temperature in the main fairing at the stage of justifying the thermal control mode for a particular satellite or satellite system.
Description
В. Козачина: ORCID 0000-0002-6894-5532; М. Біляєв: ORCID 0000-0002-1531-7882; В. Біляєва: ORCID 0000-0003-2399-3124; П. Семененко: ORCID: 0000-0003-0447-5591; З. Якубовська: ORCID 0000-0002-9893-3479
Keywords
математичне моделювання, теплоперенос, температурне поле, головний обтічник, heat transfer, temperature field, main fairing, mathematical modeling, КВМ (ДІІТ), КЕН УДХТУ, КЕСЕ (ДМетІ), КГВФ (ДІІТ)
Citation
Козачина В. А., Біляєв М. М., Біляєва В. В., Семененко П. В., Якубовська З. М. Математичне моделювання теплового режиму в обтічнику ракети-носія на етапі передстартової підготовки. Наука та прогрес транспорту. 2025. № 1. С. 23–31. DOI: 10.15802/stp2025/324716.