WWW.DISSERS.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА

   Добро пожаловать!

Pages:     |
|

На правах рукописи

ТЕРЕХИН Александр Александрович МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ОТРЫВА ТУРБУЛЕНТНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ ПРИ ОБТЕКАНИИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ 05.13.18 – математическое моделирование, численные методы и комплексы программ

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

ЧЕЛЯБИНСК – 2009

Работа выполнена на кафедре «Двигатели летательных аппаратов» Южно-Уральского государственного университета.

Научный консультант: доктор технических наук, доцент КАРТАШЕВ Александр Леонидович.

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор СПИРИДОНОВ Евгений Константинович.

кандидат технических наук САЛИЧ Василий Леонидович.

Ведущая организация: ОАО «ОКБ «Новатор» г. Екатеринбург.

Защита состоится 28 октября 2009 г., в 12.00 ч, на заседании диссертационного совета Д 212.298.14 при Южно-Уральском государственном университете по адресу: 454080, г. Челябинск, пр. им. В.И. Ленина, 76, зал заседаний ученого совета № 1 (ауд. 1001).

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Южно-Уральского государственного университета.

Автореферат разослан 14 сентября 2009 г.

Ученый секретарь Соколинский Л.Б.

диссертационного совета 2

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Проектирование ракетной техники является сложным многоэтапным процессом. Важную роль в проектировании играет исследование аэродинамики летательного аппарата (ЛА), целью которого является определение аэродинамических характеристик (подъёмной силы, силы сопротивления, положения центра давления и др.) корпуса и его элементов, необходимых для проведения прочностных расчетов и вычисления параметров системы управления. Турбулентные течения занимают особое место при проведении численного моделирования внешнего обтекания во время нахождения аэродинамических характеристик (АДХ) в связи с необходимостью анализа условий полета, связанных с отрывом потока от корпуса ракеты или её оперения. Одна из основных проблем, стоящих на пути вычислительной аэрогидродинамики - это моделирование турбулентных течений.

Наиболее близкие к реальности результаты могут быть получены при внесении минимальных допущений в исходную математическую модель и численный алгоритм решения. В этом смысле наиболее привлекательным является метод моделирования отсоединённых вихрей Detached Eddy Simulation (DNS). Но DNS на данный момент не доступен для решения задач с реальной геометрией при больших числах Рейнольдса. Использование широко распространенных математических моделей, основанных на решении уравнений Рейнольдса Reynolds Averaged Navier-Stokes equations (RANS) для моделирования обтекания вязкой жидкостью корпусов и элементов ракет с реальными геометрическими размерами также оказывается весьма трудоёмким. Прежде всего, это связано со сложностью организации неравномерной адаптивной расчётной сетки в рассматриваемой области течения. При неортогональных сетках в многомерных случаях использование обобщённых координат приводит к появлению дополнительных членов в ошибке аппроксимации дифференциальных уравнений, описывающих движение газа. При быстро растущих сетках и отклонениях от ортогональности более 450 в численном решении появляются дополнительные ошибки, влияющие на общую точность решения.

Также известно, что численное моделирование течений при больших числах Рейнольдса может быть выполнено на модели идеальной жидкости. Применение уравнений невязкого газа не требует малых размеров ячеек на поверхности рассматриваемого объекта, а это значительно улучшает устойчивость, сходимость и снижает затраты на подготовку численной модели. Уравнения невязкого газа лишены дополнительных параметров, связанных с турбулентностью, что приводит их к малой чувствительности к граничным условиям, что также немаловажно при подготовке численной модели.

Возвращаясь к вопросу определения сил воздействия среды на корпус и элементы ракеты, необходимо отметить, что, несмотря на большие возможности вычислительной техники, очень важной задачей остаётся проблема повышения эффективности использования ресурсов электронно-вычислительной машины (ЭВМ) для решения задач, имеющих большую размерность и многопараметричность.

Размерность задачи наиболее часто связана с большими числами Рейнольдса, которые заставляют проводить сильное измельчение области пограничного слоя, увеличивая количество контрольных объёмов в расчётной сетке. Под многопараметричностью в данной работе понимается многообразие всевозможных условий обтекания, зависящих от чисел Маха, углов атаки, чисел Рейнольдса, а так же разнообразие, связанное и с геометрией. Наиболее ярким примером многопараметричности для ракетной техники является задача, связанная с выявлением оптимальной геометрии крыла конечного размаха в определённом диапазоне изменения внешних параметров обтекания. Для данной задачи очень важную роль играет переход от сложных систем моделирования течения газа к уравнениям Эйлера.

Цель работы заключается в создании метода математического моделирования внешнего обтекания летательных аппаратов, основанного на выявлении сложных физических особенностей пристеночного течения при использовании уравнений невязкого газа и аналитических зависимостей теории пограничного слоя.

Задачи работы. Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:

1. Провести анализ режимов обтекания, для которых допустимо применение уравнений Эйлера.

2. Провести анализ существующих полуэмпирических методов описания турбулентного пограничного слоя, позволяющих выявить границы применения уравнений Эйлера и отвечающих требованиям совместного решения при проведении расчётов.

3. Разработать математическую модель отрыва пограничного слоя, отвечающую требованиям эффективного применения совместно с системой уравнений Эйлера.

4. Разработать методику математического моделирования с использованием модели отрыва пограничного слоя и уравнений Эйлера для определения аэродинамических характеристик летательных аппаратов.

5. Провести численное тестирование разработанного математического метода моделирования внешнего обтекания и предложенной математической модели отрыва пограничного слоя. Установить эффект применения уравнений Эйлера и математической модели отрыва при определении аэродинамических характеристик летательного аппарата на примере корпуса и крыла конечного размаха.

Объектом исследования в данной работе являются отрывные течения и методы их моделирования.

Метод исследования заключается в сравнении упрощенного подхода вычисления АДХ с более сложными вычислительными методами и в выявлении положительных и отрицательных эффектов. Оценка результатов и точность моделирования проводятся путём их сравнения с результатами физического эксперимента.

Для компенсирования недостающей информации экспериментальных данных о состоянии пограничного слоя использована современная модель турбулентности k- SST. Данная модель хорошо моделирует отрывные пристеночные течения и широко используется в инженерной практике. Разработанная методика вычисления АДХ ЛА позволяет значительно сократить время расчёта, трудоёмкость подготовки численной модели, увеличить устойчивость и уменьшить время сходимости при проведении вычислительного эксперимента.

Научная новизна полученных результатов заключается в следующем:

1. разработана математическая модель, определяющая отрыв турбулентного пограничного слоя при совместном решении с уравнениями Эйлера, отличающаяся от известных тем, что определяющие параметры выделены в явной форме.

2. определены границы применения уравнений невязкого газа при вычислении аэродинамических характеристик летательных аппаратов;

3. разработан метод математического моделирования внешнего обтекания летательных аппаратов с использованием уравнений Эйлера и разработанной математической модели отрыва пограничного слоя;

4. проведен численный анализ применения разработанного математического метода моделирования внешнего обтекания и предложенной модели отрыва пограничного слоя при использовании уравнений Эйлера для определения аэродинамических характеристик летательного аппарата.

Основные положения, выносимые на защиту.

На защиту выносятся:

1. математическая модель отрыва пограничного слоя, позволяющая прогнозировать отрыв турбулентного пограничного слоя на основе потенциального обтекания, определяющие параметры которой выражены в явном виде;

2. результаты численного моделирования корпусов и элементов летательного аппарата при использовании разработанной математической модели отрыва пограничного слоя и уравнений невязкого газа;

3. метод математического моделирования внешнего обтекания с использованием математической модели отрыва пограничного слоя и уравнений Эйлера для определения аэродинамических характеристик летательного аппарата, позволяющего значительно экономить время проведения численного эксперимента.

Теоретическая значимость работы заключается в том, что предложенная математическая модель отрыва описывает отрыв турбулентного пограничного слоя и его параметры при совместном использовании с уравнениями Эйлера.

Практическая значимость полученных результатов состоит в том, что результаты настоящей работы могут найти широкое применение в области численного моделирования многопараметрических задач стационарной и нестационарной аэрогидродинамики ЛА. За счёт существенного сокращения ресурса ЭВМ предлагаемый подход позволяет значительно увеличить размерность моделируемой задачи при использовании современных многоядерных персональных вычислительных машин. Разработанная математическая модель описания отрыва позволяет определять параметры турбулентного пограничного слоя, что дает возможность успешно применять её в предварительных расчетах численного моделирования внешних и внутренних течений.

Внедрение работы проведено на выполненном техническом задании1, востребованного предприятием ОАО ОКБ «Новатор».

Сидельников Р. В. Отчёт о научно исследовательской работе «Определение коэффициентов нормальных и продольных сил изолированных крыльев по числам маха и углам» / руководитель темы Сидельников Р. В., исполнители: Терехин А. А., Терехина Т. В., (ТЗ от 01.03.2006, по договору №2006118) / 2006. – 525.

Апробация работы. Основные положения и результаты работы докладывались на 6 конференциях.

Результаты, полученные в ходе выполнения работы, были отмечены 3 грантами губернатора Челябинской области и грантом предприятия ЗАО «ПГ «Метран».

Публикации. По результатам исследований, представленных в диссертационной работе, опубликовано 15 работ, из них 4 статьи опубликованы в журналах, рекомендованных ВАК.

В статье [1] Терехину А.А. принадлежит математическая модель отрыва турбулентного пограничного слоя, схема получения решения и алгоритм использования математической модели отрыва с уравнениями Эйлера. В статье [2] Терехину А.А. принадлежит постановка вычислительного эксперимента с использованием моделей вязких и невязких течений применительно к профилям крыльев и проведения анализа влияния состояния пограничного слоя на получение основных характеристик профилей крыльев. В статье [3] Терехину А.А. принадлежит постановка численного эксперимента с использованием низкорейнольдсовой модели турбулентности и проведения анализа влияния в численном эксперименте напряжения трения на распределенное давление по поверхности исследуемого прибора.

В статье [4] Терехину А.А. принадлежит постановка численного эксперимента и проведение анализа возможного применения уравнений невязкого газа для моделирования сверхзвуковой струи. В работах [5-9] Терехину А.А. принадлежит постановка численного эксперимента и проведения анализа использования сложных систем уравнений газовой динамики при моделировании внешнего обтекания. В работах [10-14] Терехину А.А принадлежит подготовка основных блоков программы трехмерного моделирования газодинамических процессов DynamLGTM, на которую получено свидетельство о государственной регистрации [15]. Авторский вклад Терехина А.А. в программу DynamLGTM состоит в создание модулей программы моделирования ламинарных и турбулентных течений, локального измельчения, сохранения и загрузки данных расчета, аппроксимации исследуемого тела в расчетной области, отображения полей течения в двумерной области, расчета интегральных, распределенных аэродинамических характеристик и создание окончательного программного кода.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, выводов и заключения, списка использованной литературы (92 наименования). Работа содержит 129 страниц и 131 рисунок.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность темы, сформулирована цель и поставлены задачи диссертационной работы.

В первой главе проведен обзор литературы по современным методам описания движения вязкого газа. В главе выделяется проблема, связанная с отрывными течениями, и её роль в определении аэродинамических характеристики элементов и корпусов ракет. Проводится анализ методов, описывающих состояние пограничного слоя, основанных на результатах численного решения потенциального обтекания. Рассмотренные в главе 1.1 математические подходы моделирования вязких течений являются достаточно трудоемкими, они требуют значительного времени для проведения вычислений и не подходят для многопараметрических задач ракетной техники.

В главе 1.2 рассмотрены подходы, используемые в теории турбулентного пограничного слоя. На их основе формулируется модель отрыва, позволяющая эффективно применять уравнения Эйлера для моделирования внешнего обтекания.

Во второй главе проводится анализ дифференциальных математических моделей, описывающих внешнюю аэродинамику. Из анализа следует, что для экономии вычислительных ресурсов наиболее предпочтительной является модель невязкого газа. Уравнения Эйлера не содержат вязкостных слагаемых, что позволяет исключить пограничный слой из расчета. Отсутствие пограничного слоя упрощает постановку численного моделирования и существенно сокращает потребную оперативную память вычислительной машины.

Pages:     |
|



© 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.