Метод "крупных частиц" для исследования аэрогазодинамических характеристик головных обтекателей ракет

• Автор: Лагно, Олег Геннадьевич
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2003
• Место защиты: Самара
• Количество страниц: 240 с.

СОДЕРЖАНИЕ

Введение
1. Проблемы аэродинамического проектирования ракет-носителей
1.1. Особенности аэродинамического нагружения головных
обтекателей ракет-носителей
1.2. Математическая постановка задачи
1.3. Обзор методов численного моделирования
1.4. Формулировка задач исследования
2. Обтекания плоского и осесимметричного тела методом «крупных частиц»
2.1. Метод «крупных частиц»
2.2. Постановка граничных условий
2.3. Обтекание тел произвольной формы
2.4. Вычислительный пакет решения двумерных задач
аэродинамики
3. Обтекание осесимметричного тела вращения под малым углом
атаки
3.1. Модернизация вычислительного метода
3.2. Постановка граничных условий
3.3. Модернизация вычислительного пакета
3.4. Разработка распараллеливания вычислительного алгоритма
3.4.1. Процессы и потоки в \бпс1оУ
3.4.2. Алгоритм метода «крупных частиц» для многопроцессорной архитектуры ЭВМ
4. Экспериментальное исследование
4.1. Задачи экспериментального исследования
4.2. Экспериментальная модель

4.3. Экспериментальная установка
4.4. Измеряемые параметры и приборы
4.4.1. Измерение осредненного по времени давления
4.4.2. Измерение мгновенных значений давления и пульсаций давления
4.4.3. Визуализация течения
4.5. Результаты испытаний
5. Результаты теоретического исследования и сравнение с
экспериментом
5.1. Исследование влияния границ расчетной области
5.2. Исследование обтекания двумерных тел
5.2.1. Распределение давления по поверхности тел
5.2.2. Интегральные характеристики двумерных тел
5.2.3. Исследование обтекания осесимметричного тела вращения с цилиндрическим углублением в носовой
части
5.3. Исследование обтекания осесимметричных тел под малым углом атаки
5.4. Сравнение результатов расчета с экспериментом
Заключение
Библиографический список использованных источников

ВВЕДЕНИЕ
Проектирование ракетно-космической техники является сложным и многоэтапным процессом. От начала проектирования до практического осуществления проходит, как правило, несколько лет. Однако космические аппараты (КА) постоянно развиваются и совершенствуются, что в свою очередь требует модернизации ракеты-носителя (PH). При модернизации хорошо отработанных, действующих PH основной задачей аэродинамического исследования является определение изменений аэродинамических характеристик этих изделий при некоторых вариантах внешних обводов, в основном обводов головного обтекателя (ГО), применительно к конкретным новым полезным нагрузкам. При этом главной целью аэродинамического проектирования является создание аэродинамической компоновки, которая должна обеспечить высокое аэродинамическое совершенство. PH должна обладать оптимальными аэродинамическими характеристиками: минимальным лобовым сопротивлением и допустимым коэффициентом подъемной силы при благоприятных характеристиках устойчивости и управляемости во всех эксплуатационных диапазонах чисел Маха и углов атаки.
Тенденция развития ракетно-космической техники приводит к все большему увеличению габаритов выводимых на орбиту объектов, особенно спутников связи. По этой причине постоянно изменяются и габариты головного обтекателя. Увеличение габаритов и использование уже существующих ракет-носителей и разгонных блоков, в частности ракеты-носителя «Союз», имеющих вполне определенные диаметры ракетных блоков, привело к применению так называемой надкалиберной конфигурации головной части PH. В результате стык головного обтекателя с последующей ступенью ракеты-носителя осуществляется с помощью сужающихся конических переходников, представляющих обратный конус с различными углами полураствора.

уравнения. Тем самым гарантируется реализация тех свойств сохранения, которые присущи исходным уравнениям.
Если весовая функция выбирается в виде дельта-функции Дирака говорят о методе коллокаций. Особенно эффективной разновидностью данного метода является метод ортогональных коллокаций. Этот метод основан на том, что аппроксимирующие функции выбираются из числа ортогональных полиномов.
Метод наименьших квадратов следует при выборе весовой функции из условий минимума интеграл по всей области от квадрата невязки.
В методе Галеркина /96/ весовые функции выбираются из того же семейства, что и аппроксимирующие (пробные) функции.
Метод конечных объёмов /47, 59/ подобен методу подобластей, если не считать того, что здесь не вводится в явной форме какое-либо приближённое решение. Этот метод оказывается наиболее компактным, если определяющие уравнения включают только первые производные. Если же присутствуют и вторые производные, то требуются некоторые дополнительные операции.
Метод конечных элементов /58, 70, 89/ в начальной стадии своей разработки рассматривался как специализированная инженерная процедура для построения матричных решений при расчётах напряжений и перемещений в анализе конструкций. В большей части приложений метода конечных элементов к задачам динамики жидкости и газа используется формулировка Галеркина для этого метода. Если сравнивать с традиционным методом Галеркина, метод конечных элементов Галеркина обладает двумя чрезвычайно важными особенностями. Сначала приближённое решение записывается непосредственно в форме комбинаций узловых значений неизвестных функций, а не некоторых неизвестных. Такое представление можно интерпретировать как интерполяцию по отношению к локальному решению в узловой точке. Благодаря тому, что теперь используются узловые значения неизвестной переменной, отпадает один уровень в процессе вычислений на этапе решения