Математическое моделирование отрыва потока с гладкой поверхности тел в рамках теории идеальной жидкости

• Автор: Дмитриев, Михаил Леонардович
• Шифр специальности: 05.13.18
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 1998
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 116 с. : ил.

СОДЕРЖАНИЕ экз. №

ВВЕДЕНИЕ
1. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ И ОСНОВЫ МЕТОДА РАСЧЕТА АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА НА СРЫВНЫХ РЕЖИМАХ ОБТЕКАНИЯ
1.1. Постановка задачи
1.2. Метод решения задачи нестационарного отрывного обтекания самолета
1,2Л, Выполнение граничных условий
1.2,2. Алгоритм решения задачи ...*
2. КРИТЕРИЙ ОТРЫВА ПОТОКА
2.1. Критерий отрыва штока для шоскопараллельного течения
2.2. Критерий отрыва штока для пространственного обтекания
2.3. Определение положения линии отрыва при численном моделировании
3. МЕТОДИКА ЧИСЛЕННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ
ПЛОСКОПАРАЛЛЕЛЬНОГО ОТРЫВНОГО ОБТЕКАНИЯ ТЕЛ
3.1. Основные положения метода расчета
3.2. Определение положения точек отрыва потока
3.3. Расчет коэффициентов давления, сил и моментов
3.4. Особенности методики численного моделирования к!
4. РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТОВ. МЕТОДИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ И ОБОСНОВАНИЕ ДОСТОВЕРНОСТИ ЧИСЛЕННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ ПЛОСКОПАРАЛЛЕЛЬНОГО ОТРЫВНОГО ОБТЕКАНИЯ ТЕЛ
4.1. Обтекание кругового цилиндра
4.2. Обтекание эллиптического цилиндра
4.3. Обтекание аэродинамического профиля
4.4. Моделирование динамического срыва на дозвуковых аэродинамических профилях
5. МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОСТРАНСТВЕННОГО ОТРЫВНОГО ОБТЕКАНИЯ
5.1. Обтекание сферы
5.2. Обтекание телесного прямоугольного крыла
5.3. Обтекание тонкого прямоугольного крыла
5.4. Расчет аэродинамических характеристик самолета на срывных режимах обтекания
ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ
ЛИТЕРАТУРА

ВВЕДЕНИЕ
Актуальность проблемы. Современные и перспективные самолеты характеризуются высокими маневренными свойствами, многообразием решаемых задач и выполняемых функций. Одним из важных путей повышения эффективности их применения рассматривается увеличение диапазона углов атаки [2.7, 4.2]. Например, для современных истребителей, имеющих малые запасы статической устойчивости и высокоавтоматизированные системы управления, актуальными являются исследование и практическое освоение полетов на сверхбольших углах атаки [2.8]. Выход самолета на большие углы атаки сопровождается срывными явлениями, снижением устойчивости и управляемости [1,17, 1.21]. Полет в таких условиях сопряжен с опасностями сваливания и штопора. Поэтому актуальными являются исследования аэродинамических характеристик самолета на срывных режимах обтекания.
Традиционными методами исследования аэродинамических компоновок являются трубный и летный эксперименты. В настоящее время такие испытания требуют больших материальных затрат. Кроме того, возможности обоих методов в силу ряда причин ограничены. Например, получение аэродинамических характеристик самолета, соответствующих его неустановивше-муся движению на малых дозвуковых скоростях, в трубном эксперименте затруднено сложностями обеспечения одновременного подобия по числам Маха и Рейнольдса, когда последнее очень велико (Ке » 107 и более), измерения аэродинамических коэффициентов сил и моментов летательного аппарата и их производных по времени. Полет на режимах, сопровождающихся срывным обтеканием, опасен как для летчика, так и для летательного аппарата. Поэтому существует необходимость применения метода математического моделирования на ЭВМ, возможности которых постоянно и стремительно возрастают.
Целью настоящей работы является разработка подхода к определению

вом расчетном шаге процедура определения вновь сошедшего участка вихревой пелены повторяется.
При моделировании обтекания симметричных несущих поверхностей, их симметрия учитывается в процессе выстраивания сходящего между расчетными шагами по времени нового участка вихревой пелены. Рассмотрим эту особенность на примере обтекания изолированного крыла симметричного относительно плоскости ОХУ. В этом случае сходящая с поверхности крыла пелена делится на две примыкающие друг к другу части, соответствующие правой и левой консолям крыла. Выстраивание вновь сходящего участка каждой из этих пелен проводится в направлении от концевых сечений полу крыла к корневым.
Отметим одну особенность процесса выстраивания вихревых пелен при решении задачи о нестационарном обтекании тела. Линии схода вихревых пелен с поверхности ах должны быть такими, чтобы зона отрыва потока, ограниченная ими была замкнутой. Другими словами, зона отрыва должна быть ограничена непрерывным замкнутым контуром, образованным линиями схода вихревых пелен с ат. В противном случае получить устойчивое (в смысле выхода на квазішериодический режим обтекания) решение задачи невозможно.