Численное исследование обтекания тел простой конфигурации транс- и сверхзвуковым потоком вязкого совершенного газа

• Автор: Ежов, Иван Валерьевич
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2006
• Место защиты: Жуковский
• Количество страниц: 140 с. : ил.

Г Л А В А 1. ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ДВУХМЕРНЫХ ТЕЧЕНИЙ ВЯЗКОГО СОВЕРШЕННОГО ГАЗА
1.1. Дифференциальные уравнения
1.2. Граничные н начальные условия
1.3. Аппроксимация уравнений и их численный анализ
1.4. Верификация метода численного анализа
1.4.1. Численный эксперимент [Hung С.М., MacCormack R.W.,
1976]
1.4.2. Экспериментальные данные, приведенные в [Ветлуцкий
В.Н., Ганимедов B.J1., 2003]
1.4.3. Экспериментальные данные, приведенные в [Hung С.М.,
MacCormack R.W., 1976]
Г Л А В А 2. КРУГОВОЙ ЦИЛИНДР В ОКОЛОЗВУКОВОМ
ПОТОКЕ
2.1. Условия расчетов
2.2. Общая структура поля течения
2.3. Эволюция картины линий тока
2.4. Эволюция поля завихренности
2.5. Эволюция распределения местного коэффициента давления
2.6. Эволюция распределения местного коэффициента
сопротивления трения
2.7. Сравнение расчета с экспериментом
Г Л А В А 3. КРУГОВОЙ ЦИЛИНДР В ТРАНСЗВУКОВОМ
ПОТОКЕ
3.1. Условия расчетов
3.2. Влияние числа Маха на общую структуру поля течения
3.3. Эволюция газодинамических переменных
в контрольных точках ближнего следа

3.4. Эволюция коэффициента давления в характерных точках
цилиндра
3.5. Влияние теплообмена на структуру поля течения
3.6. Сравнение расчета с экспериментом
Г Л А В А 4. ЭЛЛИПТИЧЕСКИЙ ЦИЛИНДР В
СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ
4.1 Условия расчетов
4.2. Влияние угла атаки на структуру поля течения
4.2.1. Структура поля течения
4.2.2. Картины линий тока
4.2.3. Распределение газодинамических переменных за эллипсом
4.3. Аэродинамические характеристики эллиптического
цилиндра
4.3.1. Коэффициент давления
4.3.2. Коэффициент сопротивления трения
4.3.3. Коэффициент теплопередачи
4.3.4. Интегральные аэродинамические коэффициенты
Г Л А В А 5. МГНОВЕННЫЙ СТАРТ КРУГОВОГО ЦИЛИНДРА И СФЕРЫ СО СВЕРХЗВУКОВОЙ СКОРОСТЬЮ
5.1. Условия расчета
5.2. Эволюция общей структу ры поля течения
5.3. Течение в плоскости (на оси) симметрии перед телом
5.4. Течение в плоскости (на оси) симметрии за телом
5.5. Эволюция местных и суммарных аэродинамических характеристик
5.6. Зарождение и развитие глобальной зоны отрывного течения
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

Летательные аппараты (ЛА) имеют сложную конфигурацию, и обтекание их однородным потоком вязкого газа носит сложный пространственный характер. Поэтому для выяснения влияния определяющих параметров задачи на структуру поля течения и закономерностей теплообмена часто исследуется обтекание тел простой формы, которые, как правило, представляют собой отдельные элементы ЛА. К этим телам относятся плоская пластина, круговой и эллиптический цилиндры, сфера, острые и затупленные конусы и др. Наличие систематического материала по аэродинамическим характеристикам этих тел позволяет эффективно оценивать аэродинамические характеристики и аэродинамическое нагревание тела сложной конфигурации на стадии первоначального проектирования ЛА.
Плоская пластина моделирует собой тонкие несущие поверхности, и ее аэродинамические характеристики исследованы теоретически и экспериментально в широком диапазоне изменения определяющих параметров задачи (угла атаки, чисел Маха и Рейнольдса, температурного фактора и т.д.).
Круговые цилиндры широко применяются в технических приложениях, поэтому теоретическое и экспериментальное исследование обтекания этих тел установившимся потоком вязкой среды имеет большое научное и прикладное значение. Эта классическая задача эволюционировала вместе с развитием летательной техники и прошла соответствующие этапы, начиная от несжимаемого потока и заканчивая гиперзвуковым потоком.
При обтекании кругового цилиндра диаметром D = 2R неограниченным потоком вязкой несжимаемой жидкости со скоростью Vx определяющим параметром подобия является число Рейнольдса Re^, = VKDlv, где v - кинематический коэффициент вязкости. Обширные экспериментальные и расчетные исследования позволили установить различные режимы его обтекания в зависимости от числа Re^ (см., например, [Zhang J., Dalton С., 1998]).

в « 73° на «полку» - почти постоянное отрицательное значение. Как было показано выше, такой тип распределения коэффициента давления реализуется на протяжении рассмотренного цикла в некоторые интервалы времени. Для целей сравнения был выбран момент времени, когда точка первого нуля напряжения трения занимает на лобовой поверхности предельно верхнее положение. Результаты расчетов хорошо согласуются с экспериментальными данными (рис. 2.10).
Экспериментальные распределения напряжения трения по лобовой поверхности цилиндра показаны на рис. 2.11 в виде зависимости величины
С° = Сул/Йё от угла 0. Это позволяет сделать рассматриваемые величины порядка единицы, уменьшить влияние числа Рейнольдса на рассматриваемые зависимости и установить области турбулентного течения в пограничном слое. В частности можно видеть, что при числе Яе = 2.5х105 в диапазоне 40° <6 <15° наблюдается аномальное поведение зависимости, что указывает на турбулиза-цию и реламинаризацию течения в пограничном слое. На рис. 2.11 проведено также сопоставление расчетных и экспериментальных данных, причем расчетные данные соответствуют тому же моменту времени, что и при сравнении результатов по коэффициенту давления. Можно видеть вполне удовлетворительное согласование расчета с экспериментом.
Рис. 2.11. Сравнение расчетных и экспериментальных данных по местному коэффициенту сопротивления трения С°=с/ёЯе на поверхности цилиндра. Расчет: I -Яе = 105; 1=189.9, верхняя сторона; эксперимент: 2 - Яе = 0.83х105, 3 - Яе = 2.5 х105