WWW.DISSERS.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА

   Добро пожаловать!

Pages:     | 1 || 3 |

«Российская Академия наук Национальная Академия наук Украины Центральный Аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского Институт Гидромеханики НАН Украины МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ Материалы ...»

-- [ Страница 2 ] --

Численный анализ организации вихревого движения в криволинейных полостях и управление обтеканием тел с вихревыми ячейками С.А. Исаев, Н.А. Кудрявцев, И.А. Пышный Академия гражданской авиации, Санкт-Петербург, Россия А.Е. Усачов ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Москва, Россия Понятие вихревой ячейки возникло у исследователей при обосновании в середине 90-х гг. минувшего века проекта ЭКИП (экология и прогресс) – летательного аппарата интегральной компоновки, представляющего летающее толстое крыло. Для управления обтеканием такого аппарата, а точнее, для организации вокруг него безотрывного течения, использовалась система управления турбулентным пристеночным слоем, когда под обшивкой аппарата за счет отсоса с центральных тел, размещенных в профилированных пазах, формировалась система уловленных крупномасштабных вихрей. Их воздействие на внешнее обтекание толстого профиля способствовало его безотрывному обтеканию и приданию аппарату значительного аэродинамического качества. В статье 1998 г. термин “вихревая ячейка” обрел свою жизнь. Организации вихревого течения в криволинейной полости посвящен восьмилетний цикл работ. Интенсификация циркуляционного течения в ней производится за счет распределенного или сосредоточенного (щелевого) отсоса. При воздействии вихревых ячеек на обтекание тел обязательно учитываются энергетические затраты. Для кругового цилиндра, например, эффективность этого способа управления оценивается по снижению Сх на величину порядка 56%. Однако предыстория исследования вихревых ячеек уходит своими корнями в шестидесятые годы, когда Сондерс в 1966 г. предло Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” жил новую интересную аэродинамическую компоновку цилиндра и вынесенного впереди соосного тонкого диска. В зазоре между диском и цилиндром образуется интенсивный практически невязкий вихрь. Фактически, его можно называть уловленным, и по своей интенсивности он значительно превосходит вихри в кавернах на боковой стороне обтекаемых тел. Скорость циркуляционного течения в нем достигает по величине скорости набегающего потока. В России это направление исследований было инициировано в начале 70-х гг. И.А. Беловым и посвящено анализу тел с передней срывной зоной (ПСЗ). Оно базируется на концепции преднамеренного отрыва потока и организации циркуляционных зон, в том числе, перед телом при постановке перед ним тонкого экрана. Однако генезис разработки был, прежде всего, связан с взаимодействием неравномерных струйных потоков с преградами при условии формирования в струях периферийного максимума скорости. Указанный профиль соответствует профилю в следе за плохообтекаемым телом, причем в зоне критической точки на преграде возникает тороидальный вихрь. Таким образом, компоновка диск–цилиндр переоткрыта И.А. Беловым в результате соединения переднего плохообтекаемого тела с расположенной за ним преградой. ПСЗ или ступенчатые тела обнаружили ряд интересных аэродинамических свойств, в том числе, значительное снижение лобового сопротивления и создание стабилизирующего момента. Численные исследования в области гидромеханики вихревых ячеек тесно связываются с эволюцией многоблочных вычислительных технологий, реализованных в рамках специализированного пакета VP2/3 (скорость–давление;

двумерная и трехмерная версии). Расчетная методология отрабатывалась десятилетия и ее основополагающие оригинальные черты сформировались еще в конце 80-х гг. Многоблочные технологии на основе структурированных пересекающихся сеток, в том числе, подвижных (сеток Чимера), были специально разработаны в двумерном варианте для моделирования обтекания тел с вихревыми ячейками, а затем развиты для расчета трехмерных вихревых течений. Большое внимание уделяется их всестороннему тестированию на многочисленных задачах, в том числе, имеющих физические аналоги. В частности, рассмотрено движение низкоскоростного воздушного потока в канале с круговой каверной, содержащей вращающийся цилиндр. Также детально тестируются различные модели турбулентности дифференциального типа. Работы выполнены при финансовой поддержке РФФИ (проекты №№ 02-01-01160, 02-01-00670, 04-02-81005 и 02-02-17562).

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Перспективные технологии сверхзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей Г.В. Комиссаров, А.Г. Суетин, А.М. Терешин Тураевское МКБ “Союз”, Лыткарино, Россия Е.В. Пиотрович, А.К. Трифонов, А.Ф. Чевагин ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Россия Представляемые материалы являются результатами расчетноэкспериментальных исследований рабочих процессов перспективных высокоскоростных авиационных двигателей. К настоящему времени как в России, так и за рубежом накоплен достаточный опыт по разработке, исследованию и эксплуатированию сверхзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (СПВРД) для летательных аппаратов (ЛА) различных схем. Еще более накоплен опыт по созданию сверхзвуковых воздухозаборных устройств (ВЗУ) традиционных схем, представляющих собой одноканальные сверхзвуковые диффузоры в лобовой или примыкающей к фюзеляжу или крылу компоновке ЛА. Однако многоканальные сверхзвуковые ВЗУ, состоящие из 2-х и более диффузоров и обслуживающие в составе силовой установки один двигатель, в сравнении с одноканальными ВЗУ, по своим характеристикам обладают рядом принципиальных отличий. И в первую очередь, это проявляется в физической картине протекания расчетной работы ВЗУ на дроссельных режимах работы силовой установки. В представляемой работе рассмотрены газодинамические особенности многоканального ВЗУ, состоящего из четырех сверхзвуковых осесимметричных диффузоров, расположенных на корпусе ЛА и объединенных общей камерой смешения прямоточного воздушнореактивного двигателя – концепция ЛА Х-31 и 3М80. Изучена картина течения в тракте ВЗУ, рассмотрено влияние на его работу и работу двигателя внешнего обтекания корпуса ЛА. Отмечены существенные отличия в протекании неустойчивых срывных режимов у рассматриваемых ВЗУ от традиционных одноканальных. Показано, что для многоканальных ВЗУ на углах атаки при дросселировании возможна реализация двух видов неустойчивой работы: при умеренных значениях угла атаки реализуется помпаж, а при более высоких значениях – переток воздуха между диффузорами с выбросом его наружу. Это следует иметь ввиду при оценке взаимодействия ВЗУ с камерой сгорания на эксплуатационных режимах работы ПВРД и ЛА.

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Отдельно рассмотрен режим работы многоканального ВЗУ при работе СПВРД с нулевыми расходами воздуха. Этот режим реализуется при разгоне ЛА стартовым двигателем, размещенным в камере сгорания маршевого СПВРД;

в этом случае проток через двигатель закрыт и расход через ВЗУ отсутствует. В отличие от одноканального ВЗУ, которое при нулевых расходах воздуха через двигатель находится в глубоком помпаже, многоканальное устройство в зависимости от угла атаки работает в качественно различных режимах. Экспериментальные исследования натурного образца Х-31 в аэродинамических трубах ЦАГИ с имитацией работы стартового двигателя показали следующее: во всем проверенном диапазоне чисел M = 1.73 при = 03° переток между диффузорами отсутствует и ВЗУ находится в режиме помпажа;

при 5° и M 2.2 помпажа ВЗУ нет, верхние диффузоры работают с отошедшей головной ударной волной и обратным течением (при < 5°, M < 2.2 – помпаж);

при 8° во всем проверенном диапазоне чисел M = 1.73 помпажа нет, между диффузорами реализуется переток воздуха. Таким образом, проведенные исследования показали существенные отличия характеристик многоканальных воздухозаборных устройств по сравнению с традиционными одноканальными.

Адаптивное и неадаптивное управление шумом в сверхзвуковых течениях В.Ф. Копьев, Н.Н. Остриков, С.А. Чернышев ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Москва, Россия Главная проблема реализации идеи активного управления шумом струй упирается в отсутствие концептуальной проработки стратегии снижения, что, в свою очередь, отражает наше недостаточное понимание основных механизмов образования шума, поскольку для устранения причины шума, т.е. воздействия на излучающую часть турбулентности, требуется, во всяком случае, понимание основных механизмов возникновения этой причины, т.е. понимания структуры и свойств излучающей турбулентности. Здесь ситуация оказывается принципиально различной для дозвуковых и сверхзвуковых струй. Для сверхзвуковых струй механизм шумообразования во многом понятен и связан с волнами неустойчивости, развивающимися от сопла вниз по потоку. Эта ситуация существенно отличается от дозвуковых потоков, где до сих пор отсутствует полное понимание этих механизмов.

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Известно, что шум сверхзвуковых струй в основном определяется крупномасштабными возмущениями или волнами неустойчивости, развивающимися в потоке. Поэтому задачу управления можно сформулировать как задачу уменьшения амплитуды волн неустойчивости, причем именно тех волн, которые излучают звук. Эта задача может быть сформулирована двояко: а) как задача неадаптивного управления путем внесения в поток соответствующих стационарных устройств или поверхностей (тэбы, шевроны, гофры и т.д.) или б) как задача адаптивного воздействия на зарождающиеся волны, т.е. как задача генерации волн неустойчивости, находящихся в противофазе с наиболее опасными (с точки зрения акустики) волнами, естественно возникающими и развивающимися от кромки вниз по потоку. Существующие методы неадаптивного управления основаны на проверке некоторых априори предложенных конфигураций и экспериментальном поиске оптимума. Очевидно, этот оптимум существенно зависит от количества исследуемых моделей и удачи экспериментатора. В настоящей работе рассмотрен новый подход в достижении неадаптивного управления, связанный с поиском конфигураций сопла, приводящих к появлению резонансных режимов взаимодействия излучающих и неизлучающих гармоник и перекачке энергии излучающей турбулентности в неизлучающие звук моды. Эти конфигурации, связанные с малыми деформациями кромки сопла (гофрированное сопло), исследуются аналитически. Адаптивный подход основан на воздействии путем создания анти-волны в начальной части слоя смешения. В работе рассмотрен новый метод выделения в ближнем поле излучающих звук возмущений с помощью многоканального кольца приемников давления и синхронной обработки сигналов, приводящей к прямому измерению азимутальной структуры ближнего поля в реальном времени. Именно идея управления малой (а не всей) частью турбулентности в случае решения проблемы измерителей-актюаторов делает этот подход привлекательным и, по-видимому, реализуемым. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 02-01-00570) и ИНТАС (проект № 00-00232).

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Численное исследование влияния затупления клиновидного фюзеляжа на аэрогазодинамику летательного аппарата интегральной компоновки при сверхзвуковых скоростях А.П. Косых, Г.Г. Нерсесов, И.Ф. Челышева, В.Л. Юмашев ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Россия Интерес к интегральным компоновкам летательного аппарата (ЛА) с прямоточным двигателем выражается, в частности, в заметно возросшем количестве публикаций на эту тему. При разработке такого класса аппаратов приходится решать ряд взаимосвязанных задач. С одной стороны, необходимо снижать сопротивление ЛА и повышать эффективность воздухозаборника двигателя, а с другой стороны – обеспечивать тепловую защиту конструкции при больших скоростях полета. Эти требования нередко находятся в противоречии друг с другом, и проблема рациональной интеграции планера ЛА с воздушно-реактивным двигателем (ВРД) является одной из ключевых. Ясно, что данная проблема требует проведения комплексных экспериментальных и расчетно-теоретических исследований. Настоящая работа посвящена численному исследованию невязкого обтекания схематизированной модели ЛА, геометрическая форма которой была образована с учетом принципов интеграции планера с силовой установкой [1]. Характерные особенности модели: прямоугольное поперечное сечение фюзеляжа, кусочно-плоская нижняя поверхность с клиньями торможения потока, внутренний профилированный канал, имитирующий ВРД, а также трапециевидное крыло с острыми передними кромками = 60°. Ранее с этой моделью было проведено экспериментальное исследование в аэродинамической трубе Т-121 ЦАГИ (В.Н. Гусев, Н.А. Благовещенский, С.М. Задонский). В численном исследовании использована программная система многозонного расчета АРГОЛА, основанная на методе сквозного счета Годунова–Колгана и принципе установления по времени. Расчеты пространственного обтекания выполнены для модели аэродинамической компоновки с острой и затупленной передней кромкой клиновидного фюзеляжа при M = 6, = 0, 5°, 10°. Практическое значение затупленной передней кромки состоит в снижении теплового потока в критической области, что необходимо в реальных условиях полета. Однако при этом возникает режим обтекания с отошедшей головной ударной волной и образуется энтропийный слой на поверхности модели, который ухудшает расходные Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” и энергетические характеристики воздухозаборника, а также изменяет фокусировку скачков относительно входа в канал ВРД. Перестройка течения около летательного аппарата может повлиять и на его аэродинамические характеристики. Оценка этих эффектов является конечной целью проводимого исследования. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 04-01-00812). Литература 1. Гусев В.Н. Интеграция планера гиперзвукового летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем // Ученые записки ЦАГИ, Т. 22, № 5, 1991.

Вариационные задачи газовой динамики: методы и результаты А.Н. Крайко ЦИАМ им. П.И. Баранова, Москва, Россия Излагаются методы и результаты решения вариационных задач газовой динамики. При этом рассматриваются задачи построения: плоских и осесимметричных головных частей и тел, реализующих при разных дополнительных ограничениях (включая габаритные) минимум волнового сопротивления;

профилей крыла, обеспечивающих при заданных длине хорды, площади продольного сечения и подъемной силе максимальное качество;

оптимальных “по Парето” профилей лопатки сверхзвуковой вентиляторной решетки;

сопл различных типов, реализующих максимум тяги, и задача оптимального (по работе при фиксированных времени, начальном и конечном объемах) нестационарного сжатия идеального газа плоским, цилиндрическим или сферическим поршнем. Непрямые и прямые способы решения перечисленных задач опираются на локальные, “полулокальные” и точные модели течения: формулу Ньютона;

“модифицированный метод скачок – волна разрежения”;

полную систему уравнений Эйлера и результаты их глобальной или локальной линеаризации. В непрямых подходах при получении необходимых условий оптимальности наряду со “стандартными” методами теории оптимального управления для систем, описываемых обыкновенными дифференциальными уравнениями (в случае локальных и полулокальных моделей), используется “метод неопределенного контрольного контура”. Для реализации прямых Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” подходов привлекаются аппроксимация искомых контуров сплайнами Безье, “генетические алгоритмы”, “локальная линеаризация по С.А. Таковицкому” и решение “сопряженных задач” для определения направления “наибыстрейшего спуска”. Большинство приводимых в данной работе примеров получено сотрудниками автора с помощью точных и эффективных численных алгоритмов, причем значительная их часть – в самое последнее время. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 02-01-00422) и Государственной программы РФ поддержки ведущих научных школ (грант НШ-2124.2003.1).

Стенд для экспериментального исследования сверхзвукового горения углеводородных топлив А.В. Красильников, Г.А. Макаревич, А.В. Михайлов ЦНИИМаш, Королев, Россия Дано описание стенда для экспериментального исследования сверхзвукового горения углеводородных топлив. Стенд, созданный на основе модернизации крупномасштабной ударной трубы, включает форкамеру переменного объема, сменяемые сверхзвуковые сопла, камеру сгорания, диффузор и систему выхлопа. Форкамера может состоять из одного или нескольких отсеков, имеющих цилиндрическую форму с внутренним диаметром 0.5 м и 9 м длины. Максимальное давление в форкамере может достигать 20 МПа. Подогрев воздуха, поступающего в форкамеру, может осуществляться с помощью омического или электродугового подогревателей, в результате сгорания водорода в воздушной смеси с повышенным содержанием кислорода или путем адиабатического сжатия воздуха с использованием легкого поршня (~ 30 кг), разгоняемого в трубе с внутренним диаметром 0.5 м и длиной до 200 м в результате подрыва водородно-кислородной смеси. Сверхзвуковые режимы воздушной смеси на входе в камеру сгорания осуществляются путем постановки сменных вкладышей в сопло Лаваля в диапазоне чисел Маха 1.86. Сопла (а также камеры сгорания) могут быть плоскими или иметь осесимметричную форму. Максимальные их поперечные размеры не могут превосходить 0.5 м. В камеру сгорания можно вводить любое углеводородное топливо или водород с помощью специальной системы впрыска. Система выхлопа включает газгольдер диаметром 3.2 м и объемом 180 м3. С помощью мощных вакуумных насосов в газгольдере Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” можно создавать разрежение ~ 1 Па за относительно короткое время. Это позволяет смоделировать условия для воздушно-реактивных двигателей при полете на высотах до 30 км. Приведены первые результаты экспериментального исследования сверхзвукового горения водорода в камере сгорания прямоугольного сечения 2540 мм2 на входе и 2580 мм2 на выходе при числе Маха, равном 1.8. В этих экспериментах подогрев воздуха до ~ 800°C в форкамере осуществлялся в результате сгорания водорода в воздушной смеси с повышенным содержанием кислорода. Дано описание технологии проведения экспериментов и анализируются полученные экспериментальные данные.

Численное исследование бифуркации двумерных и пространственных вихревых структур вязкой жидкости П.И. Кудинов Днепропетровский национальный университет, Днепропетровск, Украина Анализ устойчивости двумерных и пространственных вихревых структур течения вязкой жидкости является одной из фундаментальных проблем механики жидкости и газа, которая имеет отношение к вопросам управления вихревыми турбулентными течениями. Эта проблема остается все еще недостаточно изученной. Одной из причин такого положения является то, что для изучения устойчивости некоторой структуры течения необходимо иметь соответствующее решение уравнений аэродинамики. Аналитические решения наиболее удобны для анализа их устойчивости, однако круг задач механики вязкой жидкости, имеющих аналитические решения, очень узок и, в основном, ограничивается результатами, полученными в рамках теории пограничного слоя. Решения задач о двумерных и пространственных вихревых течениях могут быть получены с помощью численных методов. Постоянный рост вычислительной мощности компьютеров, а также совершенствование вычислительных алгоритмов позволяют все чаще исследовать бифуркационное поведение двумерных и пространственных вихревых структур вязкой жидкости. В связи с этим, важным направлением является создание методов анализа решений на предмет единственности, а также методик исследования устойчивости к малым и конечным возмущениям различных структур решений. В настоящей работе рассмотрены результаты численного моделирования течений вязкой несжимаемой жидкости, полученные с Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” помощью метода, основанного на методе контрольного объема и обобщении класса алгоритмов типа SIMPLE, SIMPLER на случай разнесенной криволинейной неортогональной сетки. Для повышения точности метода применяются монотонные схемы TVD третьего порядка и WENO пятого порядка точности. Тестирование численного метода проведено на задаче о течении в каверне с подвижной крышкой. Получено удовлетворительное совпадение по качественным и количественным характеристикам течения с известными результатами других авторов. Проведено сравнение структур течения, полученных для двумерной постановки этой задачи, с пространственным решением, полученным для кубической каверны. Исследовано влияние торцевых стенок каверны на формирование структуры течения. Рассмотрена задача о течении в удлиненной каверне с линейными размерами 114. Показан механизм интенсификации течения в смерчевидных вихревых структурах при увеличении числа Рейнольдса. Рассмотрена задача о потере устойчивости плоскопараллельного течения в бесконечной траншее квадратного поперечного сечения с подвижной крышкой. Показано, что с ростом числа Рейнольдса плоскопараллельная структура течения становится неустойчивой и в результате внесения малых возмущений в численное решение двумерное течение разрушается и формируется ячеистая структура течения. Структура течения в каждой ячейке состоит из большого и малого торообразного вихревого кольца. Численно исследован эффект потери симметрии течения при неустойчивой стратификации в горизонтальных каналах с V-образным поперечным сечением для двумерной и пространственной постановки задачи. Показаны общие закономерности, а также отличия в поведении двумерных и трехмерных структур течения в зависимости от числа Грасгофа.

Численное моделирование трансзвуковых течений на подвижных многоблочных неструктурированных сетках П.И. Кудинов, В.А. Еричева Днепропетровский национальный университет, Днепропетровск, Украина Одним из наиболее активно развивающихся направлений вычислительной аэродинамики является разработка численных методов на неструктурированных сетках. Такие методы обладают наиболее гибкими средствами описания сложной геометрии и возможностями Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” адаптации к структурам течения типа скачков уплотнения, пограничных слоев и вихревых следов. Это позволяет эффективно решать многие актуальные задачи аэродинамики и тепломассообмена, где необходима детальная информация о структуре течения и распределении локальных характеристик потока. К таким задачам относятся оптимизация геометрии лопаток и проточной части турбин и компрессоров, многоэлементные крыльевые профили, задачи аэроупругости, течения в химических реакторах с подвижными перемешивающими устройствами. В качестве исходной системы уравнений используются законы сохранения массы, количества движения и энергии вязкого сжимаемого газа, записанные в векторной интегральной форме. Для расчета турбулентных течений используются осредненные по Рейнольдсу уравнения Навье–Стокса. Для замыкания системы уравнений используются однопараметрическая модель турбулентности Спаларта– Аллмареса или двухпараметрическая модель SST Ментера. Приведено описание численных методов расчета задач тепломассообмена на подвижных многоблочных неструктурированных сетках. Рассмотрены алгоритмы генерации гибридных неструктурированных сеток для многосвязных областей. Обсуждаются достоинства и недостатки фронтальных методов генерации сеток и триангуляции области. Приведено описание комбинированного метода, который в зоне пограничного слоя использует фронтальные методы, а в зоне внешнего течения триангуляцию типа Делоне. Показано, что предложенный алгоритм генерации неструктурированных сеток, а также локальная адаптация сетки к особенностям течения позволяет удовлетворительно описывать сложную структуру течения с отрывными зонами, вихревыми следами и скачками уплотнения. Проведено детальное тестирование разработанных алгоритмов на задачах аэродинамики и тепломассообмена с известными экспериментальными данными (взаимодействие ламинарного и турбулентного пограничного слоя со скачком уплотнения, трансзвуковое турбулентное обтекание одиночных профилей типа NACA0012 и RAE2822). Приведены результаты численного моделирования течения в решетках компрессорных и турбинных профилей, показано удовлетворительное совпадение расчетных и экспериментальных данных по интегральным и локальным характеристикам течения. Рассмотрены результаты численного моделирования нестационарных течений в решетках компрессорных профилей. В частности, получено, что перед запиранием решетки возникает периодический Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” автоколебательный режим течения при стационарных граничных условиях на входе в решетку. Рассмотрен механизм взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем и отрывом потока, приводящий к возникновению бафтинга. Численно исследованы нестационарные характеристики течения при взаимодействия подвижного рабочего колеса и направляющего аппарата ступени компрессора.

Численные и аналитические исследования особенностей высокоскоростного движения в плотных слоях атмосферы В.М. Кузнецов, А.Н. Минайлос, С.В. Чернов ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Россия Дан обзор исследований аэротермодинамики и баллистики тел, движущихся в плотных слоях атмосферы в условиях интенсивной абляции носовых частей. Создан комплекс аналитических и расчетных методик и программ, позволяющий моделировать: динамику пространственного движения тел;

аэродинамику тела переменной формы;

абляцию поверхности и изменение формы тела;

влияние аэродинамической интерференции в следах и ударных волнах при движении нескольких тел;

влияние факторов возмущения атмосферы вдоль трассы полета;

статистические характеристики ансамбля траекторий движения одиночного тела и группы тел при наличии возмущений различной природы. Разработана инженерная методика моделирования изменений формы аблирующего тела. Выполнены параметрические исследования аэродинамических характеристик тел вращения большого удлинения в широком диапазоне геометрических параметров и режимов обтекания. Разработана методика быстрого расчета аэродинамических характеристик тел. Предложена приближенная модель, описывающая взаимовлияние движения тела по траектории и его обгара. Получено аналитическое решение модельных уравнений движения. Исследовано влияние компоновочных параметров тела и условий метания на его траекторные характеристики. Разработан комплекс методик для определения траекторных характеристик методом прямого статистического моделирования при Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” заданных возмущающих воздействиях. В том числе, разработан ряд методик быстрого приближенного расчета траекторных параметров, позволяющих существенно снизить трудоемкость расчета статистической выборки большого объема. Рассмотрена задача моделирования полета группы аэродинамически взаимодействующих тел с учетом различных возмущающих факторов случайного характера. Получены оценки итоговых возмущений движения тел в результате интерференции в дальнем гиперзвуковом следе и в головных ударных волнах.

Исследование пристеночного коронного разряда, предназначенного для управления течением в пограничном слое при полете на высотах 10-12 км Ю.Е. Кузнецов, А.П. Курячий, В.В. Скворцов, В.М. Литвинов, А.А. Успенский ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Россия В работе рассматриваются результаты экспериментального исследования на установке ИАТ-2 ЦАГИ возможности возбуждения приповерхностного биполярного коронного разряда для управления течением в пограничном слое. Отличие данных исследований от проводившихся ранее и проводимых в настоящее время другими авторами состоит в том, что эксперименты были проведены при пониженных давлениях, соответствующих высотам 1012 км. Исследования проводились на модели, выполненной в виде плоской диэлектрической пластины с расположенными на верхней поверхности разрядными электродами различной формы и геометрии. Электроды выполнялись в виде полосок из медной фольги или из проволоки различного диаметра. Разряд между электродами зажигался как без внешнего потока, так и при формировании его с помощью профилированного сопла, позволявшего получать скорости 3050 м/с. Было получено, что при давлениях в окружающем пространстве в диапазоне 1235 кПа (90260 торр) характер разряда существенным образом отличается от аналогичного разряда при атмосферном давлении как по внешнему виду, так и по его электрическим параметрам. Установлено, что в этих условиях целесообразны иные формы разрядных электродов для формирования коронного разряда, чем при атмосферном давлении. С помощью насадка полного напора бы Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” ло получено значение наведенной разрядом скорости, равное 22.5 м/с. В связи с важностью проведения экспериментального исследования условий формирования коронного разряда и его воздействия на пограничный слой в потоках при давлениях, соответствующих натурным условиям, в работе рассматривается вопрос о принципах модернизации вакуумного стенда для получения высоких скоростей (до 200 м/с) внешнего потока при длительном режиме работы и околовуковых скоростей при кратковременном режиме. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 04-01-00228).

Исследование температурных полей в горизонтальной цилиндрической газовой камере высокого давления при подводе тепла в нижней и верхней частях рабочего объема А.П. Куршин ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Россия Расширяются области применения техники высоких давлений и температур в различных отраслях промышленности. В частности, в экспериментальной аэродинамике имеется потребность в создании высокоэффективных омических и кауперных подогревателей газа для гиперзвуковых аэродинамических труб с большими числами Re. В них для моделирования условий обтекания используется рабочий газ при высоких и сверхвысоких давлениях торможения. Вместе с тем, на настоящий момент недостаточно данных для разработки нагревателей, которые бы обеспечивали приемлемую равномерность разогрева замкнутого объема до среднемассовых температур, мало отличающихся от температур на нагревательных элементах, и которые позволяли бы реализовать мощности, необходимые для работы с высокоплотным газом. Необходимы дополнительные исследования для более глубокого понимания процессов теплообмена, в которых определяющую роль играет интенсивная конвекция, и получение данных для их количественного рассмотрения. Некоторые результаты систематических исследований по рассматриваемой теме, проводимых в ЦАГИ, приводятся в настоящей работе. В частности, получены результаты экспериментального исследования температурных полей в заполненной сжатым воздухом цилиндрической горизонтальной камере подогревателя при подводе мощ Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” ности через узкие тепловыделяющие участки нагревательного элемента, расположенные в верхней и нижней частях рабочего объема. В диапазоне давлений 0.182.5 МПа при температурах до 1450 К изучены случаи, когда отношения подводимых снизу и в целом мощностей равны 0.33, 0.5, 0.67. Установлены границы, в которых подвод мощности в верхнюю часть камеры целесообразен с точки зрения получения максимальных рабочих температур в газе при сохранении близкого к равномерному температурного поля.

Трехмерные течения в пространственных соплах и донных областях сложной формы Г.Н. Лаврухин, М.А. Иванькин ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Россия К.Ф. Попович ОКБ им. А.С. Яковлева, Москва, Россия Д.В. Мерекин ОКБ Сухого, Москва, Россия Представлено обобщение результатов комплексных исследований аэрогазодинамических характеристик и физической картины течения для компоновок реактивных сопл на летательных аппаратах различных типов. Целью исследований являлось выявление общих закономерностей и особенностей возникновения трехмерных зон отрыва в пространственных соплах и при внешнем обтекании тел сложной формы в присутствии реактивных струй звуковых или сверхзвуковых сопл. Были выявлены параметры, управляющие отрывом турбулентного дозвукового, трансзвукового или сверхзвукового потоков, и получены решения, позволяющие свести к минимуму возникновение отрывных зон на поверхности выходных устройств. Проведено сопоставление возникновения и развития отрывных зон на поверхности ЛА с уровнем сопротивления и потерь эффективной тяги выходных устройств. Показано, при каких условиях интегральные характеристики (сопротивление, коэффициент расхода сопл и их тяга) трехмерных сопл и сопл в сложных компоновках на самолете можно сделать близкими к характеристикам изолированных сопл. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 03-01-00470).

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Полное давление при энергетическом и силовом воздействии на течение в сверхзвуковом диффузоре Т.А. Лапушкина, Р.В. Васильева, А.В. Ерофеев, С.А. Поняев, С.В. Бобашев ФТИ им. А.Ф. Иоффе РАН, Санкт-Петербург, Россия Д. Ван Ви Университет Джона Гопкинса, Лаурел, Мэриленд, США Данная работа является продолжением ряда работ по исследованию влияния внешних электрического и магнитного полей на течение в сверхзвуковом диффузоре. Было показано, что вследствие действия силы Лоренца и джоулева тепловыделения происходит существенное изменение ударно-волновой структуры потока, что позволяет осуществлять управление расположением входных скачков при помощи МГД метода. Однако эффективность такого метода воздействия на скачки, например, в воздухозаборниках, в значительной мере зависит от величины потери полного давления, которая, в свою очередь, определяется несколькими факторами. А именно: потерями на скачках, при торможении газа за счет джоулева нагрева, при торможении под действием силы Лоренца, а также под влиянием пристеночного слоя. Задача данной работы – сопоставить степень изменения ударно-волновой конфигурации при МГД взаимодействии с величиной энерговклада и с потерей при этом полного давления. Для этого измеряются основные характеристики присоединенных скачков, например, угол их отражения, и полное давление на выходе из диффузора при воздействии на поток магнитного и электрического полей разной величины и при различных способах протекания тока. В качестве экспериментальной установки используется ударная труба с отражающим соплом, создающим на выходе сверхзвуковой поток плазмы с достаточной для МГД взаимодействия степенью ионизации, который затем поступает в диффузор. Эксперимент проводится в ксеноне с начальным давлением 30 торр. Число Маха ударной волны в ударной трубе 8. Визуализация изменения при силовом и энергетическом воздействии на поток ударно-волновой структуры, возникающей на входе в диффузор, осуществляется при помощи покадровой развертки шлирен картины течения. Давление измеряется предварительно проградуированным по давлению падающей ударной волны в ударной трубе пьезодатчиком, который на державке помещается в ядро потока. Основной особенностью при таком изме Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” рении является внесение пьезодатчиком сильного возмущения в сверхзвуковой поток, что приводит к необходимости восстановления полного давления в невозмущенном потоке по измеренным данным. Исследования проводятся при условии, что воздействие на поток внешних полей происходит во входной части диффузора, поскольку ранее было показано, что это энергетически более выгодно. При этом измерения проводятся при трех различных способах организации электрического тока: при протекании поперечного квазистационарного тока, при наложении нескольких импульсов поперечного тока, при протекании продольного квазистационарного тока. Результаты работы позволяют определить наиболее оптимальный вариант воздействия на поток в диффузоре данной конфигурации с точки зрения энергетических затрат и потери полного давления. Работа выполнена при финансовой поддержке EOARD и программы Президиума РАН № 20.

Экспериментальное исследование пульсаций в сжимаемом слое смешения В.А. Лебига, В.Н. Зиновьев, А.Ю. Пак ИТПМ СО РАН, Новосибирск, Россия Выполнены экспериментальные исследования пульсаций в сжимаемом свободном слое смешения потоков с числами M = 0.5 и M = 2.5. Определена структура пульсаций потока в самом слое смешения и вне его, получены интенсивности мод и спектры пульсаций в характерных точках слоя смешения. Акустические возмущения преобладают вне слоя смешения, где уровень пульсаций в дозвуковом потоке превосходит уровень в сверхзвуковом потоке более чем в три раза. Диаграммы пульсаций, измеренные в дозвуковой и сверхзвуковой частях внутри слоя смешения, близки к линейным, а интенсивность пульсаций массового расхода в дозвуковой части слоя смешения почти в 4 раза выше, чем в сверхзвуковой части. Пульсации же температуры торможения отличаются в два раза. Относительно более высокая интенсивность пульсаций в низкочастотной области спектров для дозвуковых скоростей по сравнению с аналогичным диапазоном частот сверхзвуковой части слоя смешения характерна для всех перегревов. Из спектров пульсаций в дозвуковом и сверхзвуковом потоках внутри слоя установлено, что в дозвуковой, а при больших перегре Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” вах и в сверхзвуковой частях слоя спектры относительно монотонны. При малых перегревах спектры, соответствующие сверхзвуковой части слоя, имеют явно выраженный максимум. Для обнаружения и идентификации регулярных пространственных структур, а также оценки масштабов неоднородностей в слое смешения рассчитывались автокорреляционные функции с использованием данных реализаций термоанемометрических измерений в до- и сверхзвуковой части слоя. При этом следует ожидать наличия некоторой периодичности для коэффициентов автокорреляции, что достаточно отчетливо наблюдалось. Оценка временных масштабов неоднородностей дает величины, соответствующие определенным по конвективной скорости пространственным неоднородностям в направлении потока, что подтверждает наличие в слое смешения регулярных пространственных структур. Из-за наличия колебаний слоя смешения в поперечном направлении и значительного градиента скорости, существенный вклад в пульсационный сигнал вносят наведенные пульсации u = y (t ) (u / y ), где y (t ) – смещение слоя смешения относительно среднего положения, а (u / y ) – градиент средней скорости в точке измерения. Поперечные колебания слоя смешения создавались также искусственно введением в дозвуковой поток пульсаций давления. С помощью диаграмм пульсаций анализируется вклад наведенных пульсаций.

Экспериментальное исследование структуры отрывного течения в диффузорных каналах Н.Н. Ледовская ЦИАМ им. П.И. Баранова, Москва, Россия Как известно, течение может приобретать пространственный ячеистый характер под воздействием отрыва потока. 1. При исследовании течения в двух кольцевых диффузорах с углом раскрытия на периферии = 16°, отношением площадей n = Fвых/Fвх = 2, отличающихся радиусами перехода на периферии от цилиндра к конусу (R1 = 40 мм, R/hвх = 1.03 и R11 = 288 мм, R/hвх = 7.4), было обнаружено, что на выходе из них имеет место периодическая неоднородность потока, стабилизированная по окружности. Как показали результаты измерения полей полного давления на выходе и визуализация течения внутри диффузора, поток при этом имеет ячеистую структуру. Количество зон в диффузоре 1 в 2 раза больше, чем в диффузоре 11. Коэффициент восстановления Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” полного давления при = 0.6 в диффузоре 1 1 = 0.91 и в диффузоре 11 11 = 0.941. Периодичность образования зон разная: в диффузоре 1 – по две зоны через 120°, а в диффузоре 11 – по одной через 120°. Уменьшение количества зон с 6 до 3 и сокращение их размеров привело к уменьшению потерь полного давления, характеризующихся величиной 1, в диффузоре 11 по сравнению с диффузором 1 на 30-40%. Воздействие на отрыв потока с помощью оптимизированных генераторов вихрей, устанавливавшихся на периферии и втулке на входе в диффузор 11, привело к сокращению отрыва потока, приобретшего мелкоячеистую структуру. Зона отрыва потока при этом разделилась на три, расположенные с периодом 120° по окружности. Потери полного давления сократились на 40%. В результате получено диф = 0.965 при вх = 0.6 и диф = 0.995 при вх = 0.3. 2. Были проведены исследования течения в коническом диффузоре = 16° с отношением площадей n = Fвых/Fвх = 4.3, имеющем перед входом и на выходе гладкие (без стоек) цилиндрические каналы большой протяженности (lвх = 1.5dвх, dвх = 120 мм, lвых >> 3dвых, dвых = 250 мм). Подвод воздуха в модель осуществлялся через два контура, что позволяло исследовать течения в диффузоре, имеющем равномерное поле P* на входе, а также работающем в условиях ступенчатой неравномерности вх различной конфигурации. Измерения показали, что в диффузоре, имеющем равномерный поток на входе, и в диффузоре при одинаковых скоростях в контурах структуры течения существенно различны при всех исследованных режимах работы (вх = 0.3, 0.6, 0.8). В первом случае отрывное течение в диапазоне величин вх = 0.30.6 имеет периодическую зонную структуру с периодом по азимуту = 60°, стабилизированную в пространстве. При вх = 0.8 течение в диффузоре имеет двухзонную структуру, также стабилизированную в пространстве. Во втором случае при изменении скорости потока в наружном и внутреннем контурах на входе от величин, соответствующих вх = 0.3, до вх = 0.6 течение на выходе имеет двухзонную структуру, стабилизированную в пространстве. Периодическая структура течения в диффузоре появляется при увеличении вх до 0.9. Наличие пограничного слоя за обечайкой сопла во втором случае приводит к перестройке течения в диффузоре и увеличению потерь P*. При однородном потоке и при ступенчатой неравномерности с различными возмущениями потока на входе отрывное течение в диффузоре стабилизировано в пространстве и имеет установившийся пространственный зонный характер. Стабилизация течения связана с незначительными возмущения Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” ми потока на входе, а образование зон обусловлено потерей устойчивости течения в результате отрыва потока. Генераторы вихрей сокращают зоны отрыва и уменьшают потери P* на 3-4%.

Метод дискретных вихрей в задачах отрывного обтекания поверхностей изменяемой формы А.С. Ляскин СГАУ, Самара, Россия Отрывное обтекание несущих поверхностей, даже в случае постоянства их формы, является очень сложным явлением. Под отрывным в данной работе подразумевается обтекание с отрывом потока на всей или на части передней кромки поверхности. Подобного рода течения иногда называют “срывными”, а в англоязычной литературе для таких явлений наряду с более общим термином “separation” используется термин “stall”. В случае изменения формы поверхности картина ее обтекания усложняется. В работе рассматриваются такие изменения формы, при которых деформации поверхности и скорости деформации нельзя считать малыми. Соответственно, подразумевается невозможность применения методов, основанных на разложении в ряд по малому параметру. Исследование отрывного обтекания поверхностей изменяемой формы имеет несколько практических приложений. Первое связано с рассмотрением задач аэродинамики гибкого машущего крыла. Такого рода задачи стали актуальными в связи с созданием малоразмерных беспилотных летательных аппаратов (микро-БПЛА). Это аппараты с размахом крыла не более 15 см и скоростью полета порядка 30 км/ч. Экспериментальные и численные исследования полета аэробионтов (летающих птиц, животных и насекомых) показали, что для летательного аппарата с размерами, соответствующими размерам микро-БПЛА, наиболее выгодным является режим работы машущего крыла с отрывом потока с передней кромки. Взаимодействие вихревого следа с крылом позволяет получить значительный выигрыш в подъемной силе и тяге. Второе приложение связано с идей создания “аэроупругого адаптивного крыла”, т.е. крыла, у которого отсутствуют традиционные органы управления и механизации, а создание необходимых управляющих моментов обеспечивается изменением формы крыла. При использовании такого крыла на маневренных летательных Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” аппаратах возможны случаи, когда в силу больших амплитуд или скоростей изменения формы или иных причин будет реализовываться отрывное обтекание. При рассмотрении задач обтекания деформируемых несущих поверхностей применение наиболее распространенных на сегодняшний день методов, основанных на решении дифференциальных уравнений движения жидкости путем дискретизации на пространственной сетке (так называемых “сеточных”, или эйлеровых методов), осложняется необходимостью перестройки расчетной сетки, что представляет собой отдельную серьезную задачу. В связи с этим, актуально развитие так называемых “бессеточных”, или лагранжевых методов. Наиболее распространенной в прикладной аэродинамике разновидностью таких методов являются вихревые методы, т.е. методы, основанные на замене несущей поверхности и следа за ней некоторым распределением завихренности. В случае дискретного распределения завихренности получаем широко известный метод дискретных вихрей (МДВ). Вопросам адаптации метода дискретных вихрей к задачам обтекания поверхностей изменяемой формы и посвящена настоящая работа. Целью работы является развитие метода дискретных вихрей для решения задач трехмерного нестационарного отрывного обтекания тонких несущих поверхностей, изменяющих свою форму по заданному закону, с целью предсказания их интегральных аэродинамических характеристик, распределения аэродинамической нагрузки и структуры аэродинамического следа за ними.

Новые граничные условия для задачи переноса завихренности А.Б. Мазо ИММ КазНЦ РАН, Казань, Россия Предложено решение проблемы постановки граничных условий для уравнений Навье–Стокса в переменных функция тока – вихрь при моделировании нестационарного несимметричного обтекания тел ламинарным потоком несжимаемой вязкой жидкости. Получены не зависящие от способа пространственной дискретизации уравнений универсальные соотношения, определяющие значения искомых функций на обтекаемых поверхностях.

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Значения функции тока на контурах определяются через систему вспомогательных гармонических функций. Сами эти функции являются решением простых однотипных задач, определяются только геометрией расчетной области и поэтому вычисляются один раз. Сформулирована задача, решение которой дает распределение завихренности по обтекаемому контуру. Стандартные процедуры конечно-разностной или конечноэлементной дискретизации этой задачи приводят к формулам граничных условий Дирихле для вихря того же порядка точности, что и при аппроксимации основных уравнений. Применение данных подходов к постановке граничных условий практически не увеличивает вычислительные затраты, однако существенно расширяет класс задач, которые могут быть решены в рамках модели переноса вихря. Проведено численное моделирование отрывного обтекания кругового цилиндра, имеющего вращательную степень свободы. Методом конечных элементов рассчитывается картина течения, коэффициенты сопротивления и подъемной силы в зависимости от числа Рейнольдса и скорости вращения цилиндра. Исследованы различные режимы обтекания: неподвижный цилиндр;

вращение с заданной скоростью;

вращение невесомого и инерционного цилиндра, вызванное взаимодействием с потоком вязкой жидкости. Получены зависимости числа Струхаля, коэффициентов сопротивления, амплитуды касательных напряжений, угловой скорости вращения от числа Рейнольдса. Показано, что при фиксированном Re увеличение скорости регулярного вращения приводит к подавлению периодического срыва вихрей (уменьшению амплитуды автоколебаний параметров течения). Расчитаны зависимости критической скорости вращения цилиндра от числа Re. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проекты №№ 03-01-00015, 03-01-96237) и программы “Университеты России” (проект № 04.01.009).

Моделирование аэрогазодинамики малогабаритных ракет Ф.А. Максимов, В.И. Морозов Конструкторское бюро приборостроения, Тула, Россия Конструктивные особенности малогабаритных ракет (осесимметричный корпус большого удлинения, аэродинамические поверхности в виде тонких пластин, отклоняемые на большие углы атаки, Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” наличие поперечных струй реактивного двигателя в потоке из-за расположения сопл на боковой поверхности корпуса ракеты) и условия их применения приводят к ряду специфических проблем при решении задач обтекания. При малых углах атаки решение строится в рамках модели невязкого газа. Маршевый метод расчета сверхзвукового течения около компоновки малогабаритной ракеты основан на многозонном разбиении расчетной области, что позволяет с помощью набора одинаковых алгебраических сеток и линеаризации граничных условий выделить тонкие аэродинамические поверхности с учетом профиля, угла отклонения консолей, а также вращения по крену. Приведены результаты тестовых расчетов. Область применения метода ограничена по углам атаки образованием в потоке отрыва и вихревых структур. Отрывный характер течения около корпуса и оперения (рули, крылья, стабилизатор) проявляется в нелинейном изменении характеристик подъемной силы элементов планера и интерференции. Высоконапорные струи реактивного двигателя под воздействием поперечного потока разворачиваются и образуют систему вихрей. Общей особенностью данных течений является образование вихрей и отрыв потока с элементов планера. Реализуемая картина обтекания рассматривается в рамках уравнений Навье–Стокса в приближения тонкого слоя, т.е. учитываются все члены уравнений Эйлера и пограничного слоя в рамках единых уравнений. В работе представлены результаты расчетов течения около корпусов, компоновки корпуса и крыла, в том числе при наличии струй, истекающих с боковой поверхности корпуса. При обтекании корпуса на подветренной стороне образуется система вихрей, которая существенно влияет как на подъемную силу цилиндрической части корпуса, так и на характеристики стабилизатора в кормовой части. Сравнение величины подъемной силы цилиндрического участка корпуса с экспериментальными исследованиями позволило оценить область существенного влияния вязкости на интегральные характеристики осесимметричного корпуса. Для расчета течения около компоновки корпуса с крылом разработан метод построения расчетной сетки. В каждом из сечений по продольной координате сетка около упрощенной конфигурации получается на основе конформного преобразования типа функции Жуковского. Затем узлы перераспределяются с учетом фактического сечения ракеты, а сетка сглаживается с помощью дифференциального метода.

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Приведены примеры расчетов течения при наличии струй, вдуваемых поперек потока с боковой поверхности. Струя моделируется заданием соответствующих параметров потока в части узлов обтекаемой поверхности. Под воздействием поперечного потока струя образует два противоположно вращающихся вихря. Поскольку стабилизатор расположен ниже по потоку, то наличие системы вихрей изменяет условия его обтекания даже без непосредственного воздействия струй на аэродинамические поверхности. В районе расположения сопл при взаимодействии струи и воздушного потока образуется отрывная зона, изменение давления в которой может быть достаточно большим для образования существенных поперечных сил. Приведена оценка влияния струй на аэродинамические характеристики ракеты.

Устойчивость плоского течения Пуазейля в канале, содержащем податливые секции С.В. Мануйлович ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Россия Идея ламинаризации течений жидкости с помощью податливости обтекаемой поверхности по-прежнему остается актуальной в связи с практически важной проблемой снижения сопротивления трения [1]. В данной работе, являющейся расширенным вариантом [2], теоретически изучена эволюция волны неустойчивости плоского течения Пуазейля в канале, содержащем податливые секции. С помощью решения задачи восприимчивости течения к локализованным вибрациям стенок исследуемая задача сводится к решению интегро-дифференциального уравнения для комплексной амплитуды колебаний податливой секции, индуцируемых набегающей волной. На стыке секций различной податливости амплитуда волны неустойчивости изменяется скачком: при переходе из жесткой в податливую секцию волна испытывает дополнительное стабилизирующее воздействие, вызванное внезапным изменением характеристик податливости, а обратный переход в жесткую секцию сопровождается значительно большим дестабилизирующим эффектом. Для вычисления величины скачков амплитуды предложен аналитический метод исследования процесса распространения возмущений, основанный на представлении решения в виде суперпозиции мод, соответствующих местным характеристикам податливости стенок. Метод демонстрирует высокую точность аппроксимации изу Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” чаемых явлений при учете динамики всего пяти гидродинамических и четырех флаттерных мод. Этот подход использован также для вычисления характеристик устойчивости течений в каналах, содержащих одну или несколько податливых секций, а также составленных из периодически чередующихся жестких и упругих секций с жесткими неподвижными стыками. Для инженерных расчетов предложен упрощенный вариант метода, учитывающий динамику единственной гидродинамической моды. Получены приближенные формулы для расчета усиления возмущений течения в канале, составленном из нескольких секций с различными параметрами податливости размером порядка длины волны неустойчивости. С помощью этого метода объяснены качественные особенности процессов эволюции возмущений внутри секций, характеризуемых различными законами податливости. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проекты №№ 02-01-00149, 04-01-00632) и Государственной программы РФ поддержки ведущих научных школ (грант НШ-1984.2003.1). Литература 1. Flow past Highly Compliant Boundaries and in Collapsible Tubes: Proceedings IUTAM Symp. Warwick, United Kingdom, 2001. Dordrecht etc.: Kluwer, 2003. 336 p. 2. Мануйлович С.В. Трансформация волны неустойчивости при резком изменении податливости границ // Докл. РАН. 2004. Т. 395. № 6.

Универсальный закон дефекта скорости для турбулентного пограничного слоя В.В. Михайлов ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Россия Рассматривается осредненное течение несжимаемой жидкости в плоском равновесном турбулентном пограничном слое. Согласно результатам известных испытаний, равновесное течение в турбулентном пограничном слое при реальных числах Рейнольдса может существовать на тех участках тела, где параметр Клаузера постоянен. Поскольку закон дефекта скорости справедлив, строго говоря, лишь для плоскопараллельных течений, равновесный (неизменный) профиль этой скорости свидетельствует о малом влиянии малой непараллельности слоя на формирование такого профиля. Это обстоятельство сделало возможным использование экспериментальных профилей дефекта скорости (вместо менее обос Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” нованных моделей турбулентной вязкости) для замыкания уравнений равновесного турбулентного пограничного слоя. Такой подход применялся в ряде работ, но имел существенные недостатки, а именно: а) выбранные профили могли использоваться лишь для определенных ограниченных режимов равновесного течения;

б) эти профили давали разрыв производной скорости на верхней границе пограничного слоя и отличное от нуля напряжение Рейнольдса на этой границе. Указанные недостатки устранены в данной работе. С этой целью для всего диапазона значений параметра Клаузера введены “универсальные” масштаб скорости и масштаб толщины пограничного слоя. Благодаря этому, закон дефекта скорости записан в едином виде. Для аппроксимации профиля дефекта скорости найдена единая однопараметрическая зависимость от известного параметра Клаузера, которая достаточно хорошо описывает экспериментальные профили и на некоторой условной верхней границе слоя гладко (до первой производной) сопрягается с невозмущенным потоком. Это позволило получить аналитическую зависимость для распределения напряжения Рейнольдса по сечению пограничного слоя с нулевыми значениями напряжения и производной от напряжения на верхней границе слоя. Сравнение с данными экспериментов подтвердило хорошую точность полученного соотношения. Кроме этого, благодаря “универсальности” подхода, решена задача о возможности существования одного или двух различных равновесных течений при одном и том же распределении давления. Разработанная методика позволила также сделать следующий вывод: при турбулентном течении в пограничном слое (в отличие от ламинарного) и как угодно большом числе Рейнольдса около тел типа цилиндра может осуществляться течение с исчезающе малой зоной отрыва, локализованной близи задней критической точки. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 04-01-00632).

О структуре и параметрах импульсных газовых струй И.М. Набоко ИТЭС ОИВТ РАН, Москва, Россия Струйные сверхзвуковые течения газов являются распространенным видом процессов переноса массы и энергии. Объем исследований струйных течений очень велик. Однако специального исследования по-прежнему требуют импульсные струи. Задача об Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” импульсной струе, стадия формирования и распада которой зачастую продолжительнее существования квазистационарной стадии, является сложной не только потому, что содержит явную зависимость от времени, но и обнаруживает специфику влияния определяющих параметров на характеристики потока. Анализ объема и уровня информации об импульсных струях показывает необходимость накопления результатов физического эксперимента. При отсутствии аналитического описания течений и весьма ограниченных возможностях вычислительных экспериментов, прежде всего из-за условностей расчетных моделей, невозможности априори установить границы их применимости, перед экспериментом физическим стоит задача получения эмпирических закономерностей, которые, с одной стороны, могут быть использованы непосредственно для оценок характера развития течения в разных условиях, реализуемых в исследовательских и технических задачах, с другой стороны, эти закономерности должны стать основой для построения обоснованной модели импульсной струи и решения принципиальных вопросов динамики стартовой стадии струйного течения при различных параметрах истекающего и фонового газов. Использование импульсных струй при проведении исследований в смежных областях науки, а также при решении прикладных технических задач может быть успешным, если возможно оценить степень достоверности газодинамической модели процесса. Прогнозировать необходимо структуру потока, распределение параметров, влияние фонового газа на формирующуюся струю и влияние истечения на газ фонового пространства, взаимодействие с поверхностями, затекание в полости, развитие всех этих процессов во времени в зависимости от разного рода физико-химических процессов в истекающем газе. Физический эксперимент показывает, что поперечные размеры нестационарной струи (НС) больше соответствующих размеров струи стационарной (СС), возмущения в газе фонового пространства зависят от структуры истекающего потока и при формировании струи изменяются во времени в соответствии с размерами НС, в распределении параметров наблюдаются особенности, несвойственные СС. К числу наблюдавшихся особенностей относятся распределение плотности в разреженной НС, вихревая структура НС, наблюдаемая непосредственно у среза сопла и сносимая вниз по потоку по мере развития течения. Характер развития этой структуры убедительно показывает влияние абсолютного значения фонового давления (а не перепада давления) на процесс формирования течения. При одина Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” ковых перепадах, но разных давлениях структура разная, появление в НС структур, аналогичных структурам СС, возможно, но изменение их размеров во времени очевидно говорит о нестационарности всего течения. В работе приводятся данные, полученные в физическом эксперименте для нестационарных струй за осесимметричными (звуковым, набором сверхзвуковых) и щелевым соплами, при истечении равновесно возбужденного и релаксирующего газов, для режимов, соответствующих давлению в фоновом пространстве величиной в десятки, единицы, тысячные и стотысячные доли мм Hg. Для полученных в физических экспериментах режимов обсуждаются особенности построения критериальных соотношений, описывающих структуру и параметры струй на стадии формирования на расстояниях от десятков до нескольких сотен калибров сопла и временах от единиц мкс до мс. Обобщение результатов экспериментов проводится с привлечением общих для струйных течений величин: радиуса среза сопла или критического сечения и характеристической скорости;

в отсутствие аналитического решения вопрос о скорости решается подбором. Для режимов истечения релаксирующих газов при неравновесном состоянии на входе в сопло характеристической скоростью должна быть скорость, отражающая энергосодержание поступательных степеней свободы молекул. Результаты сопоставляются с имеющимися в литературе модельными аналитическими решениями и результатами вычислительных экспериментов.

К решению задачи о сверхзвуковом обтекании тонкого осесимметричного тела с острой кромкой на контуре И.Г. Нестерук Институт гидромеханики НАН Украины, Киев, Украина В отличие от известных результатов Лайтхилла [1], для сверхзвукового обтекания тонкого тела с особенностью меридионального сечения в данном исследовании построено точное решение стандартных линеаризированных уравнений для возмущенной функции тока [2]. Использовалось методика [3] для определения характеристик сверхзвукового потока, вызванного источниками и стоками, расположенными на оси симметрии, и для расчета радиуса тела. Распределение давления и волновое сопротивление близки к получен Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” ным Лайтхиллом [1]. В частности, позади особой точки возникает зона низкого давления, наличие которой резко увеличивает волновое сопротивление, величина которого значительно превышает сопротивление тела Сирса–Хаака [4] равного объема. Характерной особенностью предложенного решения является разрыв не только производной, но и радиуса тела. Для того чтобы избавиться от этого недостатка, было предложено использовать еще одно точное решение стандартных линеаризированных уравнений для возмущенной функции тока, подобное [5] и, по-видимому, соответствующее осесимметричному аналогу течения Прандтля–Майера [2]. Использование обоих решений приводит к новой форме тела с острой кромкой на контуре (без разрыва радиуса) и со значительно большим давлением в области за ней. Расчеты волнового сопротивления дали величины значительно меньшие, чем для тел Сирса–Хаака равного объема. Данный факт не является противоречивым, поскольку форма Сирса–Хаака обеспечивает минимальное сопротивление давления только среди гладких осесимметричных тел заданного объема. После экспериментальных исследований возможностей реализации предложенных решений полученные формы с острой кромкой на контуре могут использоваться для снижения сопротивления сверхзвуковых тел. Литература:

1. Lighthill M.J. Supersonic Flow Past Slender Bodies of Revolution the Slope of Whose Meridian Section is Discontinuous // Quart. Journ. Mech. & Appl. Math, March 1948, V. 1, Part 1, pp. 90-102. 2. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. – М.: Наука, 1978. 3. Нестерук И.Г. О форме тонких тел минимального сопротивления // Доклады АН УССР, сер. А. 1989. № 4. С. 56-58. 4. Эшли Х., Лендал М. Аэродинамика крыльев и корпусов летательных аппаратов. – М.: Машиностроение, 1969. 5. Nesteruk I. Numerical and Experimental Investigations of a Subsonic Axisymmetrical Body with Contour Discontinuity. – В зб.: Інтегральні перетворення та їх застосування до крайових задач. НАНУ, Інститут математики, вип. 10, 1995, С. 127-144.

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Переходные процессы в пограничных слоях с объемными силами Е.И. Никифорович Институт гидромеханики НАН Украины, Киев, Украина Современные технологические приложения гидромеханики во многих случаях связаны с проблемами управления пограничными слоями, т.е. с возможностью варьирования величин потоков импульса и/или энергии между жидкостью и обтекаемым телом. Известно, что, независимо от природы вынуждающей движение силы и широкого разнообразия геометрических особенностей обтекаемых поверхностей, развитие ламинарных пограничных слоев (например, развитие пограничных слоев при свободной или смешанной конвекции на плоских поверхностях, под действием электромагнитных или центробежных сил и т.п.) имеет ряд общих особенностей, характеризующих переход ламинарного режима в полностью развитое турбулентное течение. В частности, общими чертами ламинарных пограничных слоев являются (i) наличие области двумерного пограничного слоя, который в подавляющем числе случаев может быть описан уравнениями Прандтля, и (ii) перехода к трехмерному пограничному слою в виде продольных вихрей с промежуточной стадией двумерных волн Толлмина–Шлихтинга. Очевидно, что каждая из указанных областей характеризуется специфическим типом вихревой структуры и определяет различные закономерности процессов переноса в них. Поэтому, с этой точки зрения, управление пограничным слоем означает управление пространственными масштабами указанных областей, используя активные либо пассивные методы, такие как вдув / отсос, нагрев / охлаждение, вихрегенераторы и т.п. Теоретические исследования переходных процессов в пограничном слое (под переходными процессами здесь и далее подразумеваются упомянутые выше переходы двумерный ПС – волны Толлмина– Шлихтинга – продольные вихри в ламинарных пограничных слоях) проводятся в настоящее время в рамках теории устойчивости. Несмотря на очевидные успехи данной теории, ее практическое применение к вопросам управления носит полуэмпирический характер, т.е. она не может определить зависимость пространственно-временных масштабов областей пограничного слоя с различной вихревой структурой от определяющих параметров задачи, и, следовательно, не позволяет сформулировать в них законы переноса. А это, в свою очередь, не дает возможности установить “оптимальные” методы управления величинами потоков импульса (или, что то же, трения) и Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” энергии на обтекаемой поверхности. Интуитивное разрешение данной проблемы было сформулировано в рамках понятия “восприимчивости пограничного слоя” – как и где внешние возмущения входят в пограничный слой и генерируют его первичную или вторичную неустойчивости. И в настоящее время делаются попытки соединить эти два подхода для практического решения вопросов управления. С другой стороны, многообразие течений со схожим развитием пограничных слоев (см. выше) подразумевает существование некоторого универсального физического механизма, контролирующего их развитие. Другими словами, это означает, что существование областей ламинарного пограничного слоя с различной вихревой структурой и размерностью является внутренним свойством таких пограничных слоев, и их пространственно-временные характеристики могут быть выражены через определяющие параметры конкретной задачи. В работе рассмотрен случай развития пограничного слоя над вогнутой поверхностью, так называемая проблема Гертлера, с целью: описать пространственно-временные свойства такого пограничного слоя в терминах определяющих параметров задачи;

предложить сценарии переходных процессов в нем;

формализовать концепцию восприимчивости, используя развитый в работе подход к описанию переходных процессов в пограничном слое. В частности, исследуется влияние центробежных сил на переходные процессы в ламинарных пограничных слоях и пространственно-временные характеристики их дву- и трехмерных вихревых структур. Для простоты радиус кривизны обтекаемой поверхности R считается постоянным и предполагается, что число Рейнольдса ReR = RU0/ велико. Используя методы сращиваемых асимптотических разложений с малым параметром, равным обратному числу Рейнольдса, получены дву- и трехмерные уравнения пограничного слоя и предложены сценарии его развития в терминах пространственно-временных масштабов вихревых структур. В частности, исследованы пространственно-временные свойства дву- и трехмерных пограничных слоев в зависимости от определяющих параметров задачи. Формализовано и обосновано понятие восприимчивости для данного класса задач.

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Программный комплекс для расчета осесимметричных задач аэрогазодинамики Г.Н. Новожилова, В.А. Черкашин ИПМ им. М.В. Келдыша РАН, Москва, Россия Программный комплекс основан на зональном подходе: комбинации адаптирующегося метода интегрирования двумерных нестационарных уравнений газовой динамики (с учетом осевого вращения) с интегрированием гиперболической системы стационарных уравнений в зонах стационарного сверхзвукового течения. Адаптация алгоритма к свойствам решения осуществляется путем выделения и отслеживания в ходе расчета основных разрывов. По положению выделенных разрывов искомого решения на каждом шаге определяются локальные криволинейные координаты таким образом, чтобы выделенные особенности входили в систему координатных линий. В построенной таким способом системе координат система уравнений газовой динамики записывается в форме интегральных законов сохранения. Это обеспечивает удовлетворительный расчет разрывных решений в тех случаях, когда некоторые особенности не выделяются. По положению выделенных разрывов строятся два семейства координатных линий, которые разбивают счетную область на совокупность криволинейных четырехугольников, называемых ячейками сетки. Далее осуществляется замена интегральных уравнений газовой динамики, записанных в локальных координатах, системой разностных уравнений. На каждом шаге вычисляется величина временного интервала между рассчитываемым шагом и последующим, обеспечивающая устойчивость применяемой явной разностной схемы, и определяется новое положение выделенных разрывов. Идейной основой служит схема С.К. Годунова и его модификация 2-го порядка аппроксимации. Повышение аппроксимации достигнуто за счет модификации процедуры “распада разрыва”, которая учитывает кусочно-линейную поправку к исходному кусочно-постоянному распределению газодинамических величин В процессе расчета вычисляются силы, действующие на тело, и определяется закон его движения. Вычислительный алгоритм реализован на многопроцессорной системе с распределенной памятью.

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” В рамках единого программного комплекса наличие разнообразных типов границ позволяет решать широкий круг задач аэрогазодинамики: 1) до-, транс- и сверхзвуковое обтекание тел сложной формы с учетом отрыва потока;

2) детонация;

3) сверхзвуковые закрученные струи;

4) микровзрывы на поверхности отражателя, способного перемешаться вдоль оси;

5) горение в головной, боковой и донной области;

6) задачи внешней и внутренней баллистики. Полученные результаты расчетов сравнивались с экспериментальными данными. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 02-01-00473).

Электронный научно-технический банк данных ЦАГИ В.В. Подлубный, Р.А. Хакимов, М.А. Иванькин ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Россия Научно-технический банк данных ЦАГИ (электронный архив) предназначен для оперативного использования, систематизации, учета и хранения научно-технической информации. Банк данных состоит из набора таблиц для хранения информации, связанных между собой, и системы управления, позволяющей вносить изменения в таблицы, а также осуществлять быстрый поиск информации. Таблицы позволяют хранить данные о типе публикации, ее названии, дате выхода, а также данные об авторах, издательстве. Кроме того, в отдельной таблице хранятся более 2500 ключевых слов, по которым может осуществляться поиск. Для расширенного поиска используется текст аннотации работы. В настоящее время используемая система управления базами данных (СУБД) реализует архитектуру “клиент–сервер”. Архитектура предполагает разделение происходящей в приложении обработки на две или более логические части. В дальнейшем предполагается использовать трехзвенную архитектуру. В этом случае используется сервер приложений, который заключает в себе логику работы приложения, которая является общей для некоторой части задач.

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Интерфейс пользователя имеет дело только с отображением и вводом данных, а ядро базы данных занимается только проблемами базы данных. При этом одну и ту же программу сервера приложений могут использовать различные интерфейсы пользователя, и устраняется необходимость писать правила обработки данных всякий раз, когда создается новое приложение. Обмен данными между клиентами (web-броузерами) и сервером базы данных осуществляется с помощью программ CGI (Common Gateway Interface). Обработка запросов пользователя выполняется CGI-программами. Для обеспечения безопасности система использует дополнительные таблицы в базе данных, содержащие информацию о пользователях, их правах доступа к серверу в целом, правах доступа с удаленных компьютеров и правах доступа к отдельным базам данных, таблицам и столбцам. Подготовка и внесение учетных записей в СУБД может производиться специально подготовленным авторизованным персоналом с удаленных рабочих мест. В общем случае, рабочее место представляет собой компьютер, подключенный к внутренней сети ЦАГИ и оснащенный web-броузером. Одной из важных задач является предварительная подготовка информации к последующему внесению в базу данных. Для этого разработана программа “Карта”, написанная на языке C++. Программа работает на любом компьютере с процессором не ниже Pentium, с операционной системой не ниже Windows 95. Программа “Карта” в настоящее время используется для сбора информации в научно-технических отделениях ЦАГИ с целью последующего внесения информации в общую базу данных. В настоящее время проводится тестирование разработанной системы в комплексе. По окончании тестирования планируется приступить к опытной эксплуатации системы.

Разработка модели и численное исследование задачи о распространении загрязнений в приземном слое атмосферы в окрестности различного типа источников В.А. Полянский, И.Л. Панкратьева, А.Н. Осипцов, В.И. Сахаров, В.Г. Громов Институт механики МГУ, Москва, Россия Рассматривается задача о распространении аэрозольных и газообразных загрязнений, поступающих в приземный слой атмосферы от произвольного числа дискретных и линейных источников. Цель Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” работы – создание пакета программ для современных персональных компьютеров, позволяющего проводить оценочные расчеты состояния атмосферы в окрестности промышленных зон и автомагистралей с интенсивным движением. Используется трехмерная модель турбулентной диффузии примеси в заданном гидродинамическом поле. Профиль осредненной скорости ветра считается логарифмическим. Учитывается шероховатость поверхности земли и гравитационное оседание тяжелых компонент примеси. Источники загрязнений считаются стационарными, диффузией в направлении ветра пренебрегается. Коэффициент турбулентной диффузии в горизонтальном направлении поперек ветра считается постоянным, а в вертикальном направлении линейно растет с высотой до границы изотропной атмосферы, затем принимается постоянным. Разработан экономичный численный метод расчета полей концентраций примеси в окрестности каждого источника и суммарной концентрации загрязнений в приземном пограничном слое. В силу линейности задачи расчет каждого источника производится отдельно, при этом источники с одинаковыми параметрами рассчитываются один раз. В направлении ветра используется неявная разностная схема, зависимость искомых параметров от координаты в горизонтальном поперечном направлении ищется в виде разложения в ряд Фурье. Результаты решения представляются в виде карты линий уровня концентраций, отнесенных к предельно допустимому значению. Параметры карты (высота, где рисуется карта, и размеры ее в горизонтальной плоскости) задаются пользователем. Пакет программ имеет удобный интерфейс, позволяющий вводить параметры атмосферы, расположение и характеристики произвольного количества источников выбросов и размеры карты. Приводятся результаты расчетов для системы различного типа источников, в том числе для линейного источника, моделирующего автотрассу. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 02-01-00770).

Некоторые проблемы минимизации донного сопротивления в компоновках силовых установок на самолетах К.Ф. Попович ОКБ им. А.С. Яковлева, Москва, Россия Рассмотрен комплекс проблем, связанных с минимизацией донного сопротивления кормовых частей летательных аппаратов с од Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” ним, двумя или более двигателями. Рассмотренные вопросы включают анализ обтекания кормовых частей различной формы турбулентным дозвуковым и трансзвуковым потоком, где проблема донного сопротивления оказывается весьма актуальной. На основании экспериментальных исследований определены условия отрывного и безотрывного обтекания выходных устройств в компоновках на летательных аппаратах. Исследования велись в двух основных направлениях: определение роли отрывных зон в общем сопротивлении и потерях тяги силовой установки, выявление основных аэродинамических и геометрических параметров кормовой части силовой установки и сопла, определяющих степень отрыва потока и уровень сопротивления компоновки;

отыскание условий безотрывного обтекания кормовых частей и минимизация донного и внешнего сопротивления реактивных сопл в компоновках. Проведено сравнение внешнего и донного сопротивления различных тел и компоновок и даны способы определения сопротивления тел сложной формы с использованием данных для хорошо известных тел простой формы. Проведена оценка донного сопротивления различных компоновок силовой установки учебно-боевого самолета УБС Як-130 и выбрана оптимальная компоновка силовой установки Як-130 и его модификаций.

Численное моделирование многофазных течений А.А. Приходько Днепропетровский национальный университет, Днепропетровск, Украина Многофазные течения наблюдаются во многих технологических процессах – при горении топлива в реактивных двигателях, кипящем слое, плазменном и детонационном напылении, получении порошкообразных материалов, в распылительных сушилках, теплообменниках, градирнях и многих других промышленных установках. В механике многофазных сред выделяются четыре основные группы моделей. Это – чисто феноменологические модели, феноменологические модели с включением элементов статистики, статистические модели, содержащие элементы механики сплошной среды, чисто статистические модели, основанные на введении функций распределения как для частиц, так и для молекул газа и получении соответст Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” вующих кинетических уравнений. Методы дискретизации исходных уравнений можно подразделить на три класса: конечно-разностные, конечно-объемные и моделирование с помощью частиц. При решении прикладных задач чаще всего используются феноменологические модели многофазных сред, описываемые уравнениями в частных производных, реализация которых возможна с помощью известных численных методов на существующей вычислительной технике. При описании аэродинамики и тепломассообмена используются математические модели: модель взаимопроникающих сред, инерционная и гомогенная модель. В модели взаимопроникающих сред набегающий поток принимается двухскоростным и двухтемпературным, расчет состояния сред производится одновременно. В инерционной модели траектории дискретной фазы рассчитываются после получения характеристик несущей фазы. Обратное влияние дискретной фазы на несущую среду не учитывается. Гомогенная модель предполагает, что газообразная и дискретная фазы движутся с одинаковыми скоростями, учитывается обмен массой импульсом и энергией между фазами, возможно образование новых частиц и их рост. Наиболее широко в практических расчетах применяется модель взаимопроникающих сред. Уравнения, описывающие несущую и дисперсную фазы, связаны через источниковые члены, учитывающие межфазный обмен импульсом и энергией. Они отличаются от уравнений Навье–Стокса лишь наличием этих источников. Для определения слагаемых, описывающих межфазное взаимодействие, пользуются результатами исследования процессов, происходящих при обтекании частиц потоками газа. Интегрирование системы уравнений по времени выполнено в рамках разработанного автором пакета прикладных программ. Для реализации расчета многофазных сред в пакет программ были включены новые модули, вычисляющие векторы потоков для многофазных сред, источниковые члены и матрицы их линеаризации. Тестирование разработанных методик выполнено на задаче расчета двухфазного трансзвукового потока в сопле. Модель взаимопроникающих сред была применена для исследования сжимаемых многофазных течений при взаимодействии скачков уплотнения и волн разрежения с пограничными слоями, обтекании вогнутых и выпуклых поверхностей, поперечном обтекании цилиндра. Рассмотрены особенности управления отрывом многофазных течений, установлено влияние концентрации и диаметра частиц на развитие отрыва потока. Проведена аналогия между воздействиями на однофазные и многофазные течения.

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Приводятся результаты расчета обтекания цилиндра и профиля крыла влажным трансзвуковым потоком. Анализируется распределение параметров многофазной среды, структура потока, траектории капель, распределение давления, коэффициента трения на поверхности, определены области выпадения капель, распределение коэффициента захвата. Гомогенная модель многофазного потока применена к расчету процессов конденсации парогазовых потоков в сопле и решетке профилей компрессора. Выполнено сравнение рассчитанных для равновесных и неравновесных течений распределений давления, температуры пара и числа Маха. Приводятся распределение температуры пара, капелек воды и температуры насыщения по длине сопла и в межлопаточном пространстве компрессора.

Способ активного снижения лобового сопротивления тела в сверхзвуковом потоке А.Г. Прудников, Н.Н. Захаров, Ю.Н. Нечаев Российская академия космонавтики им. К.Э. Циолковского, Москва, Россия Предлагается новый способ активного снижения лобового сопротивления скоростного беспилотного летательного аппарата (БЛА, Mн 1.5) с помощью распределенного лобового вдува жидкого топлива (ЖТ) через многосекционную иглу перед его любой головной частью, включая полусферическую или другую, более оптимальной геометрической формы. Предлагается физическая модель процесса в лобовом жидковоздушном обтекателе (ЖВО) на основе известных экспериментальных закономерностей факелов распыла жидкого топлива в сверхзвуковом потоке. ЖВО из факелов распыла не горящего ЖТ, расположенных таким образом, что они, перекрывая собою мидель БЛА, не перекрывают друг друга, обеспечивает тем самым звуковое обтекание БЛА при любом числе Маха полета с соответствующим меньшим волновым сопротивлением и с нулевой продольной силой трения (для твердого наконечника полусферической формы). При этом имеется определенная оптимальная форма лобовой части БЛА, при которой реализуется конический ЖВО с одним единственным коническим скачком уплотнения над ЖВО и над его твердотельным продолжением самого БЛА. На основе интегро-дифференциальных уравнений движения на границах лобовых контуров твердотельных обтекателей и ЖВО Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” получены аналитические и расчетные зависимости от числа Маха полета и коэффициента трения для оптимального угла клина и конуса твердотельного лобового обтекателя БЛА, обеспечивающего его минимальное суммарное лобовое сопротивление. В частности, показано, что твердотельный обтекатель (клиновой или конический) имеет минимальное суммарное сопротивление с равными слагаемыми продольных сил трения и давления при угле заострения конического обтекателя кн = 68° при Мн = 48. Такой же эквивалентный (по волновому сопротивлению) обтекатель, но построенный из ансамбля факелов распыла (ЖТ) имеет поэтому, по определению, в два раза меньшее сопротивление. Проанализированы все известные способы пассивного (игла, диск на ее секциях, дефлекторы на ее растяжках) и активного создания конических “воздушных” обтекателей (электроразрядом, ионизацией, плазмой, газо- и гидродинамически, магнитогазодинамически, лазерным облучением, тепломассоподводом, тепловыделением и, в частности, горением). Однако для малых БЛА без внебортового энергетического сопровождения выбор способа активного снижения его лобового сопротивления существенно ограничен: только бортовым хладо-топливным достаточно плотным компонентом. В работе исследованы (аналитически, численно, конструктивно и экспериментально) параметры и технико-экономические характеристики жидко-воздушного обтекателя (ЖВО) на штатном жидком углеводородном топливе, подаваемом перпендикулярно через отверстия-жиклеры каждой секции иглы. Показано, что форма и организация подачи бортового топливного компонента в лобовой обтекатель зависит от назначения, от вида его маршевого ВРД прямоточного типа (с лобовым или кормовым воздухозаборником и т.п.). При этом для полного улавливания топливно-воздушной смеси, вытекающей из основания конуса обтекателя в пристенный погранслой самого аппарата кормовой двигатель должен быть соосным с БЛА, что возможно только для двухтрехконтурных СПВРД с теплогазодинамическими соплами, с выдвижными и раскрывающимися (не несущими стальное сопло) обечайками или вообще с открытым кормовым горением без обечайки. Предложен ряд конструктивных схем ЖВО, удовлетворяющих всем необходимым условиям интеграции с аппаратом и двигателем, на перпендикулярных, наклонных, низконапорных (“гидропонических”) и высоконапорных (безударных) струях жидкого компонента. Исследованы возможные условия создания ЖВО с нулевым лобовым сопротивлением. Приведены первые опытные данные для со Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” противления полусферы с ЖВО и сравнение с известными опытными данными пассивного снижения сопротивления полусферы. К числу полученных принципиально важных результатов следует отнести и то, что ЖВО на не горящих факелах распыла ЖТ является не только надежным средством снижения лобового сопротивления БЛА, но и самым надежным средством его активного охлаждения вплоть до космических чисел Маха полета.

Моделирование шума струи и определение его акустических характеристик на основе нестационарных уравнений Эйлера К.С. Пьянков ЦИАМ им. П.И. Баранова, Москва, Россия Приводятся результаты обработки преобразованием Фурье данных численных экспериментов, демонстрирующие возможность моделирования шума, излучаемого струей. Расчет нестационарного газодинамического поля производится в рамках нестационарных уравнений Эйлера. Таким образом, в уравнения движения не включена ни ламинарная вязкость, ни какая-либо модель турбулентности. Влияние наличия схемной вязкости проверяется сериями расчетов на разных сетках и показывается, что имеется сходимость, а следовательно, полученные результаты не есть счетный эффект, зависящий от схемной вязкости. Основным объектом исследования является струя, истекающая из плоского сопла в двумерной постановке. Сериями расчетов выявляются зависимости акустических характеристик от параметров струи и спутного потока с целью сопоставления с известными из опыта и теории результатами. Среди прочих параметров варьируется амплитуда случайных пульсаций на входе в сопло. Отдельные данные получены для трехмерной струи, истекающей из осесимметричного сопла. Газодинамический расчет течений проводится по явной схеме второго порядка по пространству и времени. Ограничитель производных применяется только в исключительных случаях. Для ускорения расчета применяются многоблочные адаптированные сетки с переменным временным шагом в различных подобластях. Кроме того, сокращение времени счета достигается последовательным пересчетом “установленного” поля с грубой сетки на более мелкую.

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Для анализа нестационарных полей во время расчета с заданным временным интервалом сохраняются локальные параметры поля в интересующих точках. К полученным временным рядам применяется Фурье-разложение, что позволяет найти спектральные характеристики шума, а также диаграмму его направленности. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 02-01-00422) и Государственной программы РФ поддержки ведущих научных школ (грант НШ-2124.2003.1).

Аэротермобаллистика экспедиции для доставки на Землю образцов марсианского грунта А.Н. Румынский, Н.М. Иванов ЦНИИМаш, Королев, Россия В.С. Финченко НПО им. С.А. Лавочкина, Москва, Россия Рассмотрен укрупненный операционный сценарий космической экспедиции для доставки на Землю образцов марсианского грунта. Он включает несколько основных этапов. Межпланетный космический аппарат (КА) запускается с орбиты искусственного спутника Земли (ИСЗ) в астрономическое стартовое окно, совершает перелет Земля – Марс и осуществляет мягкую посадку в заданную географическую точку на поверхности планеты. После проведения запланированных исследований взлетная ракета с образцами марсианского грунта стартует с поверхности планеты, затем осуществляется перелет Марс – Земля. Перелеты осуществляются по энергетически оптимальным траекториям. Возвращаемый на Землю КА с образцами марсианского грунта входит в атмосферу с гиперболической скоростью, тормозится и совершает посадку в требуемом районе поверхности Земли. Исследован вариант марсианской экспедиции с отлетом от Земли в октябре 2009 г., характеризующийся энергетически оптимальными окнами старта межпланетного КА как с орбиты ИСЗ, так и с поверхности Марса. Аэротермобаллистический анализ марсианского спускаемого аппарата (МСА) выполнен для вариантов посадки с межпланетной траектории полета КА и посадки КА с орбиты искусственного спутника Марса (ИСМ). Исследован также способ перевода межпланетного КА на орбиту ИСМ за счет аэродинамического торможения аппарата в атмосфере планеты (так называемый aerobraking).

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Принято, что беспилотная экспедиция для доставки грунта с Марса осуществляется на основе использования российской ракетыносителя “Протон” и разгонного блока “ДМ”. При этом масса выводимого на отлетную траекторию к Марсу орбитально-посадочного КА составляет 5000 кг. Исследованы два характерных МСА сегментально-конической конфигурации: аппарат с увеличенным лобовым экраном и аппарат с тремя балансировочными аэродинамическими щитками. Проведен также аэротермобаллистический анализ спускаемых на Землю космических аппаратов трех различных конфигураций: сегментально-конического аппарата, аппарата с увеличенным лобовым экраном в виде сферического сегмента и с корпусом в виде затупленного по полусфере цилиндра, аппарата с лобовым экраном в виде затупленного конуса.

Математическое моделирование обтекания мотогондолы авиационного двигателя в условиях старта самолета Ф.А. Слободкина, В.Л. Демьянов ЦИАМ им. П.И. Баранова, Москва, Россия Анализ различных аварийных ситуаций при эксплуатации самолетов показывает, что большое число случаев связано с повреждением лопаток компрессоров авиадвигателя посторонними предметами, захватываемыми в воздухозаборник в условиях старта. Это явление изучалось экспериментально на маломасштабных моделях и теоретически различными авторами. Тем не менее, при разработке и создании образцов новой авиационной техники необходимо провести исследование, в результате которого будут определены условия защиты двигателя от попадания посторонних предметов во внутренний контур. Практика показывает, что существует область наиболее неблагоприятного расположения двигателя на самолете, вследствие чего камни, пыль и другие посторонние предметы попадают в воздухозаборник при взлете и посадке самолета. Несмотря на то, что выбор расположения двигателя на самолете диктуется многими факторами, необходимо учитывать и положение зон с минимальной вероятностью попадания посторонних предметов. Большую опасность представляют вихревые течения, возникающие вблизи земли при запуске двигателя, подхватывающие с поверхности пыль и крупные частицы.

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” В настоящей работе предложена постановка задачи об обтекании мотогондолы турбореактивного двигателя пассажирского самолета в стартовых условиях. Цель математического исследования – описание газодинамического течения вокруг мотогондолы и обнаружение возникновения вихревых структур между корпусом мотогондолы и поверхностью земли во время запуска двигателя при неподвижном самолете или при рулении по аэродрому. Разработана соответствующая система программ и методов обработки результатов, позволяющих анализировать особенности газодинамического течения вокруг мотогондолы, вызванного запуском двигателя и началом движения самолета. Математическая модель основана на нестационарных пространственных уравнениях газовой динамики. Сформулированная задача допускает варьирование расположения мотогондолы относительно земли, различные законы запуска двигателя, движения самолета, ветровые условия и др.

Некоторые аналитические решения уравнений движения вязкой несжимаемой жидкости Е.И. Соколов, Н.Б. Федосенко ЦНИИ РТК, Санкт-Петербург, Россия Известно, что двумерные нестационарные уравнения вязкой несжимаемой жидкости сводятся к одному уравнению четвертого порядка относительно функции тока. Результаты данной работы получены при непосредственном использовании этого уравнения. Рассматривается аналитическое решение краевой задачи для уравнений течения несжимаемой жидкости в приближении Стокса. В отличие от известных решений в виде бесконечных рядов, приводится способ получения решения в конечном виде. Основное внимание уделяется постановке граничных условий. В двумерном случае удовлетворить граничным условиям в уравнении для функции тока особого труда не составляет. Основные трудности возникают в трехмерном случае. По аналогии с введением функции тока, уже давно известен подход с введением векторного потенциала. Векторный потенциал имеет три компоненты и вводится таким образом, чтобы уравнение неразрывности удовлетворялось тождественно. В предлагаемом подходе исходная система преобразуется в три уравнения относительно компонент векторного потенциала, каждое из которых зависит только лишь от одной из компонент. Уравнения системы оказывается связанными только через граничные условия. В Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” двумерном случае каждая скорость выражается от производной функции тока только по одному направлению. Это, как выясняется при более внимательном рассмотрении, и дает возможность замкнуть уравнение для функции тока и рассматривать его независимо. В трехмерном случае все не так. Здесь каждая скорость зависит от производных компонент векторного потенциала уже по двум направлениям. Более того, эти компоненты различные. Все это и создает основные трудности при замыкании краевой задачи. В данной работе предложен путь преодоления этих трудностей и, как следствие, получены соответствующие решения не только в двумерном, но и в трехмерном случае. Предложен метод расчета уравнений с конвективными членами. При этом непосредственно используются результаты, полученные для решения уравнений Стокса. Все результаты распространены на случаи с произвольной геометрией. Для этого получено специальное аналитическое преобразование координат.

Об одном классе нелинейных функций, задающих регулярные сетки, описываемые явными аналитическими выражениями и обладающие заданными свойствами Е.И. Соколов, Н.Б. Федосенко Центр перспективных исследований СПбГПУ, Санкт-Петербург, Россия Подход, приведенный ниже, является дальнейшим развитием результатов, полученных авторами ранее. В [1] изложен подход, основанный на аналитическом решении уравнения Лапласа. Там получено общее аналитическое решение уравнения Лапласа в прямоугольнике и параллелепипеде. В отличие от известного ранее аналитического решения в виде бесконечных рядов, приведено решение, в котором найдены суммы этих бесконечных рядов. Это дало возможность строить аналитические сетки, задаваемые явными аналитическими выражениями. Там же приведен подход, позволяющий строить сетки на основе бигармонического и полигармонического уравнений, который позволяет реализовывать адаптацию сеток. На основе общего вида решений в [2] был предложен некий общий вид функций, удовлетворяющий заданному количеству граничных условий и обладающих свойствами, характерными для эллиптических уравнений. Такого рода подход в плане построения сеток Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” оказался более общим, ибо характер поведения сетки внутри области уже не ограничен свойствами полигармонического уравнения. В данной работе предложен класс нелинейных функций, задающих отображения координат. При этом [2] можно рассматривать как некий частный случай. Приведенный более общий вид позволяет гораздо проще, чем в [2], строить преобразование координат, обладающее заданными свойствами. Излагается метод построения сеток, при котором функция отображения вычислительного пространства на физическое является явным аналитическим выражением. Полученные сетки, с одной стороны, обладают преимуществами, которые свойственны сеткам, построенным на основе эллиптических уравнений, а с другой стороны, обладают всеми преимуществами “аналитики”: строятся почти мгновенно, все метрические параметры определяются аналитически, а следовательно – не влекут за собой погрешностей. Кроме того, развитый подход позволяет управлять видом метрических коэффициентов в уравнениях, записанных в криволинейных координатах (вплоть до того, что позволяет строить сетки, для которых этот вид заранее задан). В свойства сеток входит также возможность их адаптации к решению, геометрии расчетной области и различным другим необходимым параметрам заданным образом. Приведены результаты для двумерных и трехмерных областей. Полученные сетки можно использовать как расчетные в численных методах, так и как преобразования координат при аналитических решениях. Литература 1. N. Fedosenko and E. Sokolov. Application of Exact Solution of Some Elliptic Equations for Generation of Two- and Multi-Dimensional Analytical Grids // Proceedings of ALGORITMY 2002 Conference on Scientific Computing, pp 253-259. 16th Conference on Scientific Computing Vysoke Tatry – Podbanske, Slovakia, September 8-13, 2002. (See also: http://pc2.iam.fmph.uniba.sk/amuc/_contributed/algo2002/) 2. Соколов Е.И., Федосенко Н.Б. Об одном методе построения эллиптических сеток, задаваемых явными аналитическими выражениями // Математическое моделирование. Т. 15, № 6. 2003. с. 101- Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Исследования двух схем регулируемого воздухозаборного устройства на большие числа M В.П. Старухин, А.Ф. Чевагин, А.К. Трифонов, Н.В. Гурылева ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Россия Для высокоскоростных летательных аппаратов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями наиболее эффективным является применение воздухозаборников смешанного сжатия. Для таких воздухозаборников можно выделить три области торможения: внешнее торможение сверхзвукового потока в косых скачках уплотнения от поверхности торможения перед входом;

внутреннее торможение сверхзвукового потока в канале на участке от входа до горла;

торможение потока в расширяющемся дозвуковом диффузоре до дозвуковых скоростей в псевдоскачке, положение которого зависит от степени дросселирования двигателя. Суммарный коэффициент восстановления полного давления на входе в двигатель, величина которого непосредственно влияет на тягово-экономические характеристики, зависит от эффективности торможения в каждой из этих областей. Эффективность внешнего торможения определяется количеством ступеней торможения и величиной угла наклона последней ступени. Если для внешнего торможения в первой области потери полного давления определяются, в основном, оптимальностью системы внешних скачков уплотнения, то для второй области не всегда удается реализовать расчетную систему внутренних скачков уплотнения, обеспечивающую безотрывное торможение сверхзвукового потока и расчетные параметры течения в горле воздухозаборника. Эффективность внутреннего торможения сверхзвукового потока, в основном, зависит от отношения площадей входа во внутренний канал и горла Fг = h1/hг. При этом наибольший эффект достигается при малых значениях Fг. Основным препятствием для реализации расчетной схемы внутреннего торможения, т.е. запуска воздухозаборника, является наличие пограничного слоя. Одним из возможных путей запуска является увеличение Fг до такого значения, при котором реализуются сверхзвуковое втекание и структура внутреннего течения с косыми скачками уплотнения. После запуска воздухозаборника можно уменьшить Fг до значений, близких к расчетному значению. В дозвуковом диффузоре (третьей области торможения) максимальное значение коэффициента восстановления полного давления Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” реализуется при дросселировании, когда начало псевдоскачка располагается непосредственно за горлом, а длина псевдоскачка минимальна. Однако при перемещении псевдоскачка к горлу его положение в канале становится неустойчивым, что препятствует достижению высоких значений коэффициента восстановления полного давления из-за преждевременного срыва течения. В настоящее время рассматриваются два варианта регулирования воздухозаборника. Первый вариант регулирования осуществляется продольным перемещением обечайки. Этот вариант наиболее предпочтителен, в основном, для осесимметричных воздухозаборников. При смещении обечайки назад по потоку одновременно уменьшается высота входа h1 и увеличивается высота горла hг. Это позволяет осуществить запуск внутреннего участка сжатия, а после обратного перемещения обечайки против потока существенно уменьшить относительную площадь горла. Для данного варианта воздухозаборника выбрана поверхность торможения с конечным углом 15° с нулевым углом поднутрения обечайки. По второму варианту изменение площади горла осуществлялось за счет поперечного перемещения панели в области горла. При смещении панели вниз от обечайки происходило увеличение площади горла и, соответственно, запуск воздухозаборника, а при обратном перемещении осуществлялось уменьшение площади горла. Однако необходимо отметить, что при таком перемещении панелей в области горла происходит изменение угла наклона панели последней ступени поверхности торможения – с уменьшением площади горла одновременно увеличивается угол наклона последней ступени поверхности торможения. Это позволяет снизить скорость потока перед входом воздухозаборника, что очень благоприятно сказывается на величине коэффициента восстановления полного давления. В данном варианте внешнее сжатие сверхзвукового потока осуществляется четырехступенчатой поверхностью торможения с конечным углом 25° и обечайкой, имеющей угол поднутрения 15°. Такое изменение конфигурации проходных сечений целесообразно применять на плоских воздухозаборниках. Независимо от способа регулирования при экспериментальных исследованиях основное внимание уделялось влиянию отсоса пограничного слоя на запуск и устойчивое течение в дозвуковом диффузоре. При испытаниях фотографировалась картина течения на входе в воздухозаборник и участке внутреннего сжатия, фиксировалось распределение статического давления по поверхностям обечайки и поверхности торможения и измерялось полное давление в конце Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” дозвукового диффузора для определения коэффициента восстановления полного давления. Непосредственно перед запуском перед входом воздухозаборника располагается зона отрыва, косой скачок от которой перекрывает весь вход. Существенное влияние на запуск оказывает отсос пограничного слоя с поверхности торможения. Наличие отсоса в области входа и в горле позволяет при регулировании установить обечайку в расчетное положение, при котором реализуется расчетная минимальная величина площади горла без срыва сверхзвукового втекания. При недостаточном отсосе или при его отсутствии достигнутая величина относительной площади горла непосредственно перед срывом значительно больше расчетной. Наибольшие значения коэффициента восстановления полного давления реализуются при максимально задросселированном канале воздухозаборника и минимальном значении относительной площади горла. При полностью открытом дросселе в конце дозвукового канала реализуется отрывная зона, которая в большинстве случаев располагается на поверхности обечайки. По мере дросселирования, отрывная зона перемещается по поверхности обечайки вперед против потока. Статическое давление на поверхности торможения в дозвуковом канале начинает возрастать, что соответствует продвижению псевдоскачка по нижней поверхности канал вперед против потока. Последовательные фотографии течения при дросселировании показывают, что такой режим течения продолжается, пока передняя часть псевдоскачка не достигает линии излома в конце канала, расширяющегося под углом. Структура течения в канале при дальнейшем дросселировании существенно зависит от наличия системы управления пограничным слоем. При наличии отсоса в области горла начало псевдоскачка фиксируется на отверстиях перфорации, происходит дальнейший рост статического давления в головной части псевдоскачка и сокращение его длины. При этом происходит значительный рост коэффициента восстановления полного давления. Поле полных давлений на выходе из дозвукового канала воздухозаборника существенно выравнивается, что свидетельствует о том, что псевдоскачок полностью разместился в дозвуковом диффузоре воздухозаборника. Отсутствие отсоса пограничного слоя в области горла не позволяет осуществить устойчивую фиксацию псевдоскачка. Незначительная фиксация наблюдается на линии излома контура тормозящей поверхности в конце канала, расширяющегося под углом 2°. Поэтому уровни коэффициента восстановления полного давления Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” для воздухозаборника без отсоса существенно ниже. Дальнейшее дросселирование воздухозаборника (как с отсосом, так и без отсоса) приводит к срыву сверхзвукового течения на входе и помпажу воздухозаборника. Таким образом, для получения высоких характеристик воздухозаборника смешанного сжатия при больших сверхзвуковых скоростях набегающего потока необходимы две раздельные области отсоса: первая, в области входа – для реализации расчетной системы внутренних скачков уплотнения, и вторая, в области горла – для фиксации псевдоскачка при дросселировании. Анализ структуры течения в воздухозаборнике по второму варианту регулирования показывает, что в данном воздухозаборнике удается осуществить более глубокое дросселирование, т.е. продвинуть начало псевдоскачка значительно ближе к горлу. Это объясняется тем, что значения чисел M потока в горле значительно меньше, чем в первом варианте, за счет увеличения конечного угла поверхности торможения. Более глубокое дросселирование, в свою очередь, позволяет получить максимальные значения коэффициента восстановления полного давления на 15-30% выше по сравнению с первым вариантом. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проекты № 03-01-00468, 03-01-00468).

Физические модели механики и оптики полидисперсных течений А.Л. Стасенко ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, МФТИ, Жуковский, Россия Дан обзор результатов исследований, выполненных группой сотрудников ЦАГИ и МФТИ, по созданию комплекса физических моделей многофазных потоков, пригодных для широкого набора ситуаций – от возникновения высотных облаков на самолетных следах до сепарации компонентов при давлениях порядка сотни атмосфер (в газовой промышленности). Учтены следующие “элементарные процессы”: спонтанная и гетерогенная (на ионах и инородных частицах) нуклеация водяного пара в воздухе или “старшего” компонента газовой смеси;

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” конденсационный рост или испарение капель при произвольных значениях числа Кнудсена (построенного по радиусу частицы) – от континуального до свободномолекулярного режимов обтекания;

столкновения частиц за счет броуновского блуждания и турбулентных пульсаций несущей среды;

слияние или дробление сталкивающихся капель;

кулоновское взаимодействие электрически заряженных частиц;

рассеяние электромагнитного излучения на частицах. В качестве уравнений состояния несущего газа использованы модели Менделеева–Клапейрона, Ван-дер-Ваальса и Редлиха– Квонга, допускающие аналитическое представление термодинамических параметров и скорости звука. Проведено сравнение и взаимная верификация результатов расчетов на основе моделей кинетики капель в частных производных и прямого численного моделирования множества элементарных взаимодействий. Даны иллюстрации использования разработанных физических моделей в применении к следующим проблемам: визуализация аэродромного струйно-вихревого следа тяжелого авиалайнера в окрестности аэропорта (с целью повышения вихревой безопасности взлета / посадки следующих самолетов);

конденсационно-центробежная сепарация компонентов природной газовой смеси.

Асимптотические решения уравнений вязкого теплопроводного сжимаемого газа Е.П. Столяров ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Россия Проведен анализ малых нестационарных возмущений в вязкой теплопроводной сжимаемой среде на основе линеаризации полной системы уравнений гидродинамики при малых числах Кнудсена (Kn << 1). Показано, что возмущения плотности и температуры (упругие возмущения) удовлетворяют одному и тому же волновому уравнению, являющемуся асимптотическим пределом уравнений гидродинамики вдали от областей неоднородности среды (жестких, упругих или жидких границ) при Mа = V/a 0, где V – возмущенная Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” скорость, a – адиабатическая скорость звука. Решения нового уравнения удовлетворяют первому и второму началам термодинамики и справедливы вплоть до частот, определяемых границами применимости модели сплошной среды. Найдены фундаментальные решения нового уравнения, частным случаем которого является уравнение акустики идеального газа. Получено аналитическое выражение для коэффициента затухания упругих волн в однородной неподвижной среде. Сформулированы граничные условия для нового уравнения. Методом разложения по малому параметру построено решение задачи о взаимодействии сферической гармонической волны с плоской теплоизолированной бесконечной поверхностью. Получены аналитические выражения для компоненты градиента плотности по нормали к стенке, полей индуцированной завихренности и температуры. Обсуждаются существенные физические эффекты, которые не описываются в рамках уравнений идеальной жидкости.

О некоторых “точных” решениях уравнений вязкой теплопроводной сжимаемой жидкости Е.П. Столяров ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Россия Современные методы изучения динамики сжимаемых жидкостей базируются на представлениях молекулярно-кинетической теории, которая приводит к понятию сплошной среды при рассмотрении течений на масштабах, значительно превышающих среднюю длину свободного пробега молекул (Kn = lср/L << 1). В частности, для совершенного газа в отсутствие химических реакций и фазовых переходов при нормальных условиях lср ~ 107 м, а среднее время между соударениями молекул ср ~ 51010 с. Уравнение состояния P = RT для такого газа, согласно имеющимся оценкам, остается справедливым в диапазоне температур ~ 70 < T < 2500 К и в диапазоне плотностей от 1030 до 100 (где 0 – плотность газа при нормальных условиях). Уравнения гидродинамики вязкой теплопроводной среды принимают вид законов сохранения массы, импульса и энергии при постулировании законов переноса, определяющих линейную связь тензора вязких напряжений с тензором скоростей деформаций (закон Навье–Стокса) и вектора теплового потока с градиентом температуры (закон Фурье). В качестве граничных условий принимается непрерывность скорости (условия прилипания) и тепловых потоков. Ввиду большой сложности полной системы уравнений гидродина Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” мики при решении тех или иных частных задач используют упрощающие предположения о стационарности, несжимаемости или изоэнтропичности течения. Однако принимаемые предположения без достаточных на то оснований могут приводить к результатам, не соответствующим физическому содержанию исходных уравнений гидродинамики. Тем не менее, получаемые решения могут быть проанализированы с точки зрения выполнения принятых предположений. Для проведения такого анализа представляется более удобной иная запись уравнений гидродинамики, являющаяся точным следствием исходных уравнений и содержащая, по существу, все физические особенности движения сплошной среды. Рассмотрены некоторые хорошо известные решения частных задач, основанные на использовании упрощенных уравнений, и сформулированы необходимые условия их существования. В частности, показано, что любое изменение граничных условий во времени приводит к генерации упругих волн. Условие изоэнтропичности не выполняется в пространственно-неоднородных течениях, даже если в области однородности энтропия постоянна. Вязкая диссипация энергии в поле течения, если ее невозможно устранить с помощью граничных условий, порождает нестационарное движение, описываемое волновым уравнением. Распространение упругих волн сопровождается переносом массы, импульса и энергии из областей с повышенной диссипацией, что приводит, в конечном счете, к повышению энтропии. Вдали от областей неоднородности течения нестационарные возмущения становятся малыми и описываются волновым уравнением, отличающимся от общепринятого. Решения уравнения удовлетворяют первому и второму началам термодинамики и описывают непрерывное преобразование упорядоченного волнового движения в молекулярное беспорядочное, охватывая диапазон частот возмущений до 12 МГц.

Вычислительная аэрогазодинамика высокотемпературных технологических процессов В.И. Тимошенко, И.С. Белоцерковец, В.П. Галинский ИТМ НАН и НКА Украины, Днепропетровск, Украина Методы вычислительной аэрогазодинамики обеспечили возможность детального изучения быстро протекающих высокотемпературных процессов, сопровождающих функционирование гиперзвуковых летательных аппаратов и космических аппаратов, предназначенных Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” для входа в плотные слои атмосферы. Поскольку практический интерес представляют как закономерности течений высокотемпературных газовых смесей, так и их взаимодействие с материалами ограничивающих поверхностей, эти течения рассматриваются с учетом химических превращений, гетерогенного взаимодействия фаз, фазовых переходов и др. К настоящему времени разработано большое количество математических моделей, численных методов, алгоритмов и комплексов программ, эффективность которых подтверждена их практическим использованием при создании новых образцов ракетно-космической техники. Это расчетно-методическое обеспечение целесообразно использовать при разработке и усовершенствовании многих высокотемпературных технологий в металлургии, машиностроении, энергетике и других отраслях промышленности. Несмотря на разную прикладную направленность, высокотемпературные аэрогазодинамические процессы, имеющие место как в промышленных технологиях, так и при функционировании объектов ракетно-космической техники, характеризуются общей механической и физико-химической основой. Различные приложения общей методологии решения задач отличаются диапазоном изменения параметров физической среды, видом веществ и компонентов газовой смеси, набором физико-химических превращений, имеющих место в технологическом процессе и т.д. В работе обсуждаются общие принципы разработки программного обеспечения, которое может быть использовано как при проведении исследований отдельных течений, так и для имитационного компьютерного моделирования технологических процессов в целом. Методической основой разработки унифицированных алгоритмов для компьютерного моделирования технологических процессов является последовательное применение идей методов расщепления, как по физическим процессам, так и по математическим особенностям уравнений, описывающих эти процессы [1]. Учитывая, что пользователями программ для компьютерного моделирования, как правило, являются не профессиональные программисты, а специалисты в области разработки и усовершенствования технологических процессов, отдельное внимание в работе уделяется вопросам обеспечения возможности работы с комплексом программ в интерактивном режиме, с использованием терминов и определений из предметной области назначения комплекса. На отдельных примерах иллюстрируется применение излагаемых в работе положений к решению конкретных задач. Это задачи, связанные с оценкой термогазодинамических параметров газифика Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” ции углей и восстановления пылевидных железорудных материалов, задачи разгона и нагрева частиц материала газовым потоком, представляющие интерес для различных технологических приложений (газопламенное напыление, струйные мельницы, абразивная очистка поверхностей и др.), задачи оценки параметров рекристаллизационного отжига рулонов листовой стали в колпаковых печах, термохимических и массопереносных процессов технологии утилизации твердых бытовых отходов. Приводятся примеры интерактивных комплексов программ для компьютерного моделирования конкретных технологических процессов. Литература 1. Тимошенко В.И. Газовая динамика высокотемпературных технологических процессов. – Днепропетровск: Институт технической механики НАНУ и НКАУ, 2003. 460 с.

Применение волнолетных форм для создания сверхзвуковых воздухозаборников А.А. Губанов, А.Ф. Чевагин, А.К. Трифонов, Н.В. Гурылева, М.А. Иванькин, В.П. Старухин, В.А. Соколов ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Россия Одним из способов значительного повышения эффективности силовых установок сверхзвуковых летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями является использование предварительного торможения потока перед воздухозаборником при помощи экрана – элемента летательного аппарата. В работе рассмотрена возможность использования в качестве экрана, предназначенного для обеспечения предварительного торможения потока перед воздухозаборником, волнолета с отрицательной V-образной нижней поверхностью, имеющего стреловидные передние кромки. Как показали расчетные исследования, такой экран при соответствующих соотношениях геометрических параметров за счет пространственного торможения обеспечивает при одинаковых углах атаки большую степень предварительного торможения, чем плоский экран. Для экспериментальных исследований внутренних характеристик воздухозаборника с экраном в виде волнолета была спроектирована и изготовлена модель воздухозаборника конвергентного типа, у которого все передние входные кромки имеют большой угол стреловидности и нулевой угол поднутрения обечайки.

Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Вследствие того, что экран выполнен в виде двугранных углов, которые играют роль первой ступени торможения потока в воздухозаборнике, течение внутри канала за головным косым скачком уплотнения остается плоскопараллельным, что обеспечивает незначительные потери полного давления. На внутренних боковых поверхностях двугранных углов экрана установлены стреловидные поверхности торможения, которые обеспечивают конвергентное торможение потока до плоскости горла воздухозаборника. Воздухозаборник выполнен в виде двух сходящихся двугранных углов с поперечным сечением в виде параллелограмма или ромба, расположенных симметрично относительно вертикальной плоскости и срезанных под острым углом к оси воздухозаборника. В АДТ ЦАГИ СВС-2 в диапазоне чисел M = 1.54.8 при углах атаки = 0, 5, 10° проведено экспериментальное исследование этого конвергентного ромбовидного воздухозаборника. Исследования показали, что принятые принципы проектирования воздухозаборника и использование конвергентности течения позволили разработать входное устройство, обеспечивающее устойчивый запуск во всем исследованном диапазоне чисел M и углов атаки. Воздухозаборник продемонстрировал высокие значения коэффициента расхода на положительных углах атаки при больших числах M 4.5. Работа выполнена при частичной финансовой поддержке РФФИ (проекты № 03-01-00470, 03-01-00468).

Газодинамика автоколебательного процесса в канале воздухозаборника А.К. Трифонов, М.А. Иванькин, Н.В. Гурылева ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Россия Представлены результаты исследований течения в заглушенном канале воздухозаборника. Наличие заглушки в конце дозвукового канала воздухозаборника приводит к тому, что проходное сечение полностью перекрывается, а вход в воздухозаборник остается открытым, т.е. образуется глубокая полость большого объема, открытая навстречу набегающему потоку. Другими словами, воздухозаборник работает на режиме нулевого расхода воздуха. Экспериментальные и расчетные исследования воздухозаборника на этом режиме показали, что в глубокой полости дозвукового канала воздухозаборника возникает автоколебательный процесс с большой амплитудой. Установлено, что при числах Mн 1.82.0 амплитуда составляет Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” Р = ±(0.70.9)Р0, где Р0 полное давление за прямым скачком уплотнения. Экспериментально установлено, что максимальные значения давлений Рmax, возникающие в процессе колебаний в конце канала, при числах Mн < 2.3 значительно превышают полное давление набегающего потока Р0н. Средняя величина давления, определенная по формуле Рср = 1/2 (Рmax + Pmin), при дозвуковых скоростях набегающего потока практически равна единице. При сверхзвуковых скоростях значения Рср близки к полному давлению за прямым скачком уплотнения np.ск. Это объясняется тем, что в лобовых воздухозаборниках колебания давления сопровождаются колебаниями головной волны на входе. Частота колебаний давления, возникающих в дозвуковых каналах воздухозаборников, изменяется обратно пропорционально длине дозвукового канала L от плоскости входа до заглушки. При этом конфигурация дозвукового канала, скорость и полное давление набегающего потока практически не влияют на величину. Измеренные значения частоты практически совпадают с расчетными значениями собственной частоты колебаний газа в цилиндрической трубе, вызванные свободной поверхностью раздела (основной тон): = V/4L, где V – скорость распространения возмущений в канале. Для приближенного расчета скорость V принята равной критической скорости: V = aкр = 18.3 T0н где Т0н – полная температура набегающего потока. Следовательно, возникающие в канале колебания по частоте равны собственным колебаниям канала и на всей длине трубы размещается одна четверть стоячей волны. Изменение полного давления набегающего потока в диапазоне Р0н = (18)105 Па практически не влияет на относительную амплитуду колебаний давления. Температура моделей во время эксперимента не измерялась, однако после окончания испытаний температура модели в конце канала (в области заглушки) значительно превышала величину полной температуры набегающего потока Т0н = 15°С и зависела от длительности проведения эксперимента. Возникающие колебания в канале воздухозаборника на нулевом расходе воздуха являются автоколебаниями. Эти незатухающие колебания существуют в системе в отсутствие переменного внешнего Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” воздействия, а амплитуда и период колебаний определяются свойствами самой системы. Поэтому частота автоколебаний совпадает с собственной частотой колебаний канала, открытого с одного конца. При этом необходимо отметить, что автоколебания возникают вследствие того, что исходный стационарный режим неустойчив по отношению к бесконечно малым возмущениям. В любой автоколебательной системе можно выделить три основных элемента: 1. Непосредственно колебательную систему, которой в данном случае является дозвуковой канал воздухозаборника. 2. Постоянный источник энергии, за счет которого поддерживаются автоколебания. При испытаниях в аэродинамической трубе для рассматриваемой системе неиссякаемым источником энергии служит набегающий поток постоянного направления и скорости. 3. Устройство, регулирующее поступление энергии из источника в колебательную систему. В большинстве рассматриваемых вариантов этим устройством является пограничный слой, наросший на поверхности, выступающей перед входом, и соединяющий внутреннюю полость и набегающий поток. В воздухозаборнике такой поверхностью является поверхность торможения. В цилиндрической трубе с косым срезом это часть цилиндрической поверхности перед входом. В цилиндрической трубе, в которой острая входная кромка перпендикулярна оси, регулятором является степень турбулентности самого набегающего потока. Вследствие того, что автоколебания являются незатухающими, поступающая из источника в систему энергия должна компенсировать потери в самой системе. Такая компенсация происходит в целом за период колебаний, но в отдельные части периода поступающая энергия должна превышать потери в системе, в течение других, наоборот, потери в системе превышают поступление энергии в нее. Баланс поступления и потерь энергии в целом за период оказывается возможным только при определенном, стационарном значении амплитуды автоколебаний. Уровень стационарной амплитуды определяется добротностью колебательной системы, и в частности, регулирующим устройством. Так, во всех воздухозаборниках увеличение длины выступающей перед плоскостью входа поверхности торможения приводит к увеличению толщины пограничного слоя на входе в канал, и, вследствие этого, к увеличению уровня амплитуды автоколебаний. При испытаниях цилиндрической трубы с косым срезом и значении угла среза 17.5° были получены наибольшие значения Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” амплитуды колебаний. Увеличение угла среза приводило к уменьшению амплитуды автоколебаний, т.к. уменьшало толщину пограничного слоя перед входом.

Отрыв нестационарного сверхзвукового потока идеального газа с кормовой кромки обтекаемого тела Р.Я. Тугазаков ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, Жуковский, Россия Выбор оптимальных форм летательных аппаратов, движущихся со сверхзвуковой скоростью в потоке газа, помимо нахождения численными и вариационными методами конкретных геометрических размеров и форм тел, включает в себя и задачи исследования нетривиальных свойств течений газа, которые существенно влияют на аэродинамические характеристики движущегося объекта. Это относится к исследованию отрывных течений газа как в донной (кормовой) части обтекаемого тела, так и в области носка, когда аппарат совершает внезапный маневр. В этих задачах, когда число Re достаточно велико, основными силами, вызывающими отрыв потока от кормовой или носовой частей тела, являются силы давления и инерционные силы, величины которых зависят от формы обтекаемого тела. Так, известно, что тело с кормовой частью в виде обратного конуса при сверхзвуковом безотрывном обтекании имеет большее сопротивление, чем тело с обрезанной данной кормовой частью, когда с кромки тела происходит срыв потока и образование вихрей. Если же рассматривать крыло, совершающее колебания по углу тангажа, то из-за динамического срыва потока газа с его поверхности происходит рост нестационарной подъемной силы по сравнению со стационарным случаем. Так как в настоящее время для величины углов, моделирующих кормовую или носовую части тела, отсутствуют теоретические оценки, позволяющие определить границы безотрывного или отрывного режимов обтекания, то построена теория отрыва нестационарного потока газа от поверхности обтекаемого тела. В работе определены силы, вызывающие отрыв в зависимости от величины раствора выпуклого угла, моделирующего кромку тела, и скорости набегающего потока газа. Теоретически найдены углы k, при которых происходит отрыв потока с кромки тела, и углы срыва потока s, вдоль которых движется оторвавшийся газ. Показано, что при s < < k отрыв потока газа происходит с боковой (донной) поверх Четвертая Международная школа-семинар “МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ” ности обтекаемого тела. Для > k получено эмпирическое соотношение, описывающее величину донного давления и угла срыва потока как для нестационарной, так и для стационарной задач обтекания в зависимости от их начальных параметров. На основе полных уравнений Эйлера проведены расчеты полей нестационарного течения газа со сдвиговым слоем и вихрем, сходящими с задней кромки летательного аппарата, в двух задачах: при воздействии на него порыва ветра или падающей ударной волны. Проведены сравнения теоретических результатов с данными прямого численного моделирования и эксперимента. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 02-01-00757).

Pages:     | 1 || 3 |



© 2011 www.dissers.ru - «Бесплатная электронная библиотека»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.