Введение к работе
Актуальность темы. Значительная часть режимов полета космических транспортных средств лежит в области умеренных и малых значений чисел Рейнольдса. На этих режимах, в связи с ростом числа Маха, происходит увеличение толщины пограничного слоя, что приводит к взаимодействию с полем течения невязкого газа. Немаловажным становится также учет начальных эффектов разреженности: скольжения скорости и скачка температур. Определение аэродинамических характеристик во всем диапазоне высот (от малых, где течение описывается в рамках модели сплошной среды, до больших, где необходимо рассматривать модели разреженного газа) требует учета большого числа факторов, многие из которых еще не до конца изучены, несмотря на интенсивные экспериментальные и теоретические исследования.
Существенным источником информации является аэродинамический эксперимент, однако экспериментальные методы исследований сопряжены с большими материальными затратами, кроме того лабораторный эксперимент не может полностью обеспечить исследование влияния разных параметров подобия в широком диапазоне их изменения, как того требует практика, что приводит к необходимости решения модельных задач с целью выявления главных параметров, требующих своего точного воспроизведения. Основные теоретические подходы к решению задач обтекания тел сложной формы состоят в:
Использовании полных уравнений Навье-Стокса или каких-либо их упрощенных моделей во всей области течения, причем главной проблемой является ограниченный объем памяти ЭВМ, что обусловлено значительным (на несколько порядков) различием масштабов разных физических эффектов и, следовательно, большим числом узлов сетки при расчете сложных компоновок. Точное рассмотрение задачи для всей области высот связано с решением кинетического уравнения Больцмана, которое является нелинейным, интегро-дифференциальным уравнением. Трудность решения этого уравнения определяется большим числом независимых переменных, сложностью интеграла столкновений и существенной нелинейностью подынтегрального выражения. Применение статистических методов Монте-Карло обладает существенным недостатком - слишком высокий уровень требований к объему машинной памяти.
Применении зональных методов, которые основаны на разделении всего поля течения на зоны со своими масштабами и последующем сращивании решений в этих областях, причем в разных зонах возможно использование как точных методов, так и приближенных и полуэмпирических. Такой подход значительно сокращает время расчета и снижает требование к оперативной памяти, однако ряд трудностей сохраняется: в основном связанные со сложностью выделения зон при обтекании сложных аппаратов и проблемами сращивания решений.
Использовании приближенных методов, основанных на схематизации течения, введении дополнительных упрощающих предположений.
Областью применения двух первых подходов является, в основном, проведение единичных расчетов обтекания тел, выяснение физических особенностей обтекания, детальное изучение структуры всей возмущенной области течения, кроме того, они могут использоваться для тестирования других менее точных методов расчета. К настоящему времени область применимости обоих подходов простирается от решения фундаментальных задач обтекания тел простой геометрии и совершенным газом до описания сложных течений около тел пространственной конфигурации с учетом физико-химических превращений. С другой стороны, проектирование летательных аппаратов, моделирование в аэродинамических трубах и другие прикладные исследования ставят задачи проведения массовых расчетов по определению влияния различных параметров подобия на интегральные характеристики, нахождения оптимальных форм летательных аппаратов и другие задачи, не связанные с детальным изучением особенностей обтекания. В этой области достаточно эффективным является применение приближенных алгоритмов. Таким образом, большую актуальность имеет проблема разработки надежных приближенных методов определения аэродинамических характеристик летательных аппаратов, эффективных для решения указанных задач.
Целью работы является:
-
Разработка приближенного метода аэродинамического расчета летательного аппарата на режиме вязкого сверхзвукового и гиперзвукового обтекания с учетом вязко-невязкого взаимодействия и первых эффектов разреженности (скольжение скорости и скачок температур) и его программная реализация.
-
Применение разработанной методики к задачам оптимизации.
-
Исследование на базе созданного пакета программ закономерностей поведения аэродинамических характеристик модельных тел в переходной области течения.
Научная новизна:
-
Создан комплекс программ для приближенного расчета аэродинамических характеристик тел сложной формы при стационарном обтекании сверхзвуковым и гиперзвуковым потоком в широком диапазоне параметров подобия. Для расчетов при малых числах Рейнольдса учитываются граничные условия скольжения и температурного скачка.
-
Сформулирована и численно решена задача нахождения оптимальной формы крыла в комбинации крыло-фюзеляж при гиперзвуковом обтекании с учетом требований к моментным характеристикам, исследовано влияние на оптимальные формы параметров подобия.
-
Проведен анализ конкретных эффектов при гиперзвуковом обтекании модельных тел при малых числах Рейнольдса (немонотонность
коэффициента подъемной силы, роль переменности температуры вдоль поверхности тела).
Практическая ценность:
-
Комплекс программ по представленному приближенному методу расчета аэродинамических характеристик может быть использован как модуль в пакетах прикладных программ.
-
Разработанный алгоритм решения вариационной задачи может быть использован для исследования и выдачи рекомендаций по форме оптимальных тел в гиперзвуковом потоке в широком диапазоне параметров подобия.
-
Результаты исследования поведения аэродинамических характеристик при малых числах Рейнольдса могут быть использованы при определении влияния параметров подобия на аэродинамические характеристики сложных тел в переходной области течения.
Апробация работы. Приведенные в диссертационной работе результаты докладывались и получили положительную оценку на:
-
Ежегодном научном семинаре ЦАГИ "Методы исследования гиперзвуковых летательных аппаратов" , 1992.
-
Второй научно-технической конференции молодых ученых ЦАГИ "Современные проблемы аэрокосмической науки", 1997.
-
Ежегодных семинарах молодых специалистов ЦАГИ.
-
Научных семинарах НИО-8.
Публикации. Основные результаты диссертации опубликованы в /1-6/, список которых приведен в конце автореферата.
Объем работы. Диссертация состоит из введения, трех глав, выводов, содержит 3 таблицы, 60 фигур графиков и библиографию из 158 наименований. Общий объем диссертации 132 страницы.