Численное и экспериментальное моделирование обтекания гиперзвуковых конфигураций с конвергентными поверхностями сжатия

• Автор: Рахимов, Ринат Дамирович
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2000
• Место защиты: Новосибирск
• Количество страниц: 204 с. : ил

Содержание работы

Список обозначений
Введение
Глава 1. Краткий обзор воздухозаборников ГЛА и методов численного моделирования их обтекания
1.1 Воздухозаборники в системе ГЛА 13 1.2Численные методы расчета невязких сверхзвуковых
течений
1.2.1 Метод конечных объемов. Схема Годунова
1.2.2 Схемы Мак-Кормака и Лакса-Вендроффа
1.2.3 ТУБ- и ЕБЮ-схемы высокого порядка аппроксимации
Глава 2. Численный метод расчета трехмерных невязких стационарных сверхзвуковых течений
2.1 Постановка задачи. Система уравнений Эйлера 31 2.2Преобразование декартовых координат к
криволинейным
2.3Маршевый метод расчета пространственных
сверхзвуковых стационарных течений
2.3.1 Определение шага в маршевом направлении
2.3.2 Метод реконструкции параметров на гранях расчетных ячеек
2.3.3 Решение задачи о распаде произвольного разрыва
2.3.4 Расчет параметров в следующем маршевом сечении
2.4Построение расчетной сетки вблизи тела со сложной
геометрией
2.5Тестовые расчеты течений с использованием
разработанного численного алгоритма
Глава 3. Параметрические расчеты обтекания носовых поверхностей сжатия гиперзвуковых летательных
аппаратов
3.1 Геометрия исследуемых конфигураций
3.2 Анализ результатов расчета
Глава 4. Численное и экспериментальное моделирование обтекания интегрированной конфигурации с конвергентным воздухозаборником
4.1 Описание модельной конфигурации
4.2 Расчеты носовой части в компоновке с воздухозаборником
4.2.1 Расчетные условия
4.2.2 Расчеты конфигурации с длинными щеками
4.2.3 Расчеты изолированного воздухозаборника
4.2.4 Расчеты конфигурации с короткими щеками
4.2.5 Расчеты конфигурации без щек
4.2.6 Оценка влияния относительной толщины носовой поверхности сжатия
4.3 Результаты экспериментальных исследований модели и их сопоставление с полученными расчетными данными
4.3.1 Условия эксперимента
4.3.2 Сравнительный анализ результатов расчета и экспериментальных данных по распределению давления
4.3.3 Расходные характеристики воздухозаборника модели
Заключение
Литература
Список работ, опубликованных по теме диссертации
Примечание
Список обозначений

х,у,г- декартова система координат (х - маршевое направление);
£ ?/, криволинейная система координат;
х у г ’ - система координат, связанная с осью построения носовой поверхности сжатия и воздухозаборника модельной конфигурации; и - продольная компонента вектора скорости; у - нормальная компонента вектора скорости; м> - трансверсальная компонента вектора скорости; р - давление; р - плотность;
Н - полная энтальпия;
М - число Маха; а-угол атаки;
П'х, пу, пг - компоненты нормали: к грани расчетной ячейки
у— показатель адиабаты;
д - набор переменных потока;
д* - модифицированный набор переменных потока,
9- угол поворота потока.

С учетом (2.9) запишем исходную систему уравнений (2.1) в квазилинейной форме [41]:
дЁ ~ дЁ ~ дЁ — + А„ — + А
”дт] (д£
ОС ~ ~ ОД п 1 , ч
— + А — + А( — = 0, (2.11)
д дР 2 П
где А =——, А, =—?г. (2.12)
" дЕ с дЕ К
• Собственные значения А
- а1 л, ± - а2Ъ1 + 7*)+ (у?, +

где 1]п —иг]х +УТ1у +М>Т]г.
• Собственные значения А(
ии(-агС.±а№ -
(2.13)
(2.14)
(2.15)
где и(= + и<. (2.16)

Здесь а = - местная скорость звука.

Для исходной гиперболической системы уравнений (2.1) (чисто сверхзвуковое течение, Мд>1, возмущения вверх по потоку не распространяются) матрица аКп + ЬА(, где а и Ъ -произвольные вещественные числа, имеет вещественные собственные значения и обладает полной системой собственных векторов. Характеристики, соответствующие Л,а, представляют собой направления распространения слабых возмущений, то есть линий Маха