Рассмотрена тонкая пластинка конечной длины, обтекаемая сверхзвуковым потоком газа. Масса пластинки пренебрегается, но принимается, что на шарнирно опертых кромках пластинки имеются сосредоточенные массы. Определены критические скорости обтекания, приводящие к флаттерной неустойчивости.

Рассмотрены особенности численного моделирования газодинамических параметров в окрестности тел различной геометрической формы, обтекаемых сверхзвуковым потоком сильно разреженного газа. В качестве тестовой задачи выбрано обтекание диска, расположенного перпендикулярно набегающему потоку. Получены точные аналитические выражения для расчета концентрации молекул на оси симметрии диска, включая донную область.

Індекс рубрикатора НБУВ: В253.330.730.56

Рубрики:

Обтікання тіл. Потік. Середовище газ. Швидкість надзвукова < Аеро- і газодинаміка >

Шифр НБУВ: Ж16745 Пошук видання у каталогах НБУВ 

С помощью метода пробных частиц (МПЧ) решения уравнения Больцмана выполнены многопараметрические численные исследования стационарного обтекания одноатомным газом бесконечного равномерно вращающегося кругового цилиндра, расположенного перпендикулярно набегающему потоку, в переходном по числу Кнудсена режиме обтекания. Проведено сравнение расчетных значений силы Магнуса с данными, полученными методом Берда решения уравнения Больцмана, а также решения модельного кинетического уравнения Крука для малых чисел Маха. Выявлены механизмы перемены знака в значениях силы Магнуса. Показано, что перемена знака в силе Магнуса имеет место при переходе через некоторое критическое значение числа Кнудсена и обусловлена перераспределением давления и касательного напряжения по поверхности цилиндра. При сверхзвуковом обтекании в рассматриваемом диапазоне расчетных параметров картина обтекания меняется в силу появления отошедшей ударной волны и данный эффект отсутствует.

Проведен сравнительный анализ программных продуктов для построения конечноэлементных сеток Gambit и Pointwise. Выбран пакет для дальнейших исследований сверхкритического профиля MBB A-3. В рамках выбранного пакета проведено исследование влияния принципов построения сетки на сходимость, а также время решения задач при трансзвуковых режимах обтекания. Исследовано влияние размеров расчетной области на величину аэродинамических коэффициентов. Проведено исследование влияния количества разбиений поверхности профиля на узлы, а также влияние равномерного и неравномерного распределения узлов по поверхности профиля. Исследовано влияние удаленности узлов сетки от исследуемого профиля.

Проблема связана с разработкой методов расчета аэродинамических характеристик вогнутых тел типа "парашют", обтекаемых сверхзвуковым потоком газа. Опираясь на результаты, полученные в свое время А. Буземаном для выпуклого криволинейного скачка уплотнения, сделан вывод уравнения ударной поляры для вогнутого криволинейного скачка. При выводе уравнения ударной поляры использован тот же алгоритм, что и у А. Буземана с отличием только в записи соотношения для касательной составляющей скорости потока до скачка уплотнения. Приведены примеры поведения ударной поляры для вогнутого скачка уплотнения при различных значениях приведенных скоростей набегающего потока. Обсуждены проблемные вопросы, связанные с ударной полярой.

На примере шарнирно закрепленной вдоль длинных кромок тонкой упругой удлиненной пластинки, обтекаемой сверхзвуковым потоком газа, исследован эффект дестабилизации при различных моделях конструкционного трения в шарнирах в предположении наличия на закрепленных кромках сосредоточенных инерционных моментов. Установлена связь между характеристиками собственных колебаний шарнирно закрепленной пластинки и скоростью обтекающего потока газа, позволяющая делать некоторые выводы об устойчивости возмущенного движения пластинки в зависимости от выбранной модели конструкционного трения. Для различных моделей конструкционного трения в опорах найдена критическая скорость потока газа, приводящая к флаттерной неустойчивости.

Рассмотрен флаттер вязкоупругих пластин. Основное направление работы состояло в учете вязкоупругих свойств материала при сверхзвуковых скоростях. Уравнения колебаний относительно прогибов описаны интегро-дифференциальными уравнениями (ИДУ) в частных производных. Аэродинамическое давление определено в соответствии с поршневой теорией А. А. Ильюшина. При помощи метода Бубнова - Галеркина задачи сведены к исследованию системы обыкновенных ИДУ. Решение ИДУ найдено численным методом, основанным на использовании квадратурных формул. Разработаны вычислительные алгоритмы и создан комплекс прикладных программ для решения широкого класса задач о нелинейном флаттере вязкоупругих пластин. Определена критическая скорость флаттера вязкоупругих пластин.

The flutter of viscoelastic plates streamlined by a gas current are investigated. The basic direction of the present work consists in taking into account of visco-elastic material properties at supersonic speeds. The vibration equations relative to deflections are described by integro partial differential equations. Aerodynamic pressure is defined by A. A. Ilyushin piston theory. By the Bubnov-Galerkin methods, the problems are reduced to investigation of a system of ordinary integro-differential equations (IDE). The IDEs are solved by a numerical method which is based on using the quadrature formulas. Computing algorithms are developed and the complex of applied programs for the decision of a wide class of problems about nonlinear flutter of viscoelastic elements and units of the decision of a wide class of problems about nonlinear flutter of viscoelastic plates. The results of the flutter critical speed calculations have been given.

Исследована динамическая неустойчивость параболических оболочек в сверхзвуковом газовом потоке. Такие оболочки описывают обтекатели ракет-носителей. Для получения уравнений движения конструкции применяется метод заданных форм. Сверхзвуковое течение газа описывается поршневой теорией. Исследуются области динамической неустойчивости конструкции и формы динамической потери устойчивости параболических оболочек при возникновении автоколебаний.

Розроблено математичну модель гідродинамічного стану обтікання профілю крила надзвуковим потоком. Досліджено вплив зміни кута атаки, швидкості набігання повітряного потоку, вибору моделі турбулентності на розподіл полів тиску, швидкості, температури, коефіцієнти підйомної сили та аеродинамічного опору. Проведено порівняльний аналіз числових результатів із експериментальними даними і даними аналітичного розв'язку рівнянь течії Прандтля - Майера та для випадку косого стрибка ущільнення. На базі одержаних результатів запропоновано ефективну методику вибору оптимальних параметрів розв'язання задачі надзвукового обтікання частин конструкції літальних апаратів із застосуванням вільного відкритого програмного коду OpenFOAM.

Рассмотрен пример использования свободного открытого программного кода OpenFOAM c применением решателей sonic-Foam и rhoCentralFoam для расчета сверхзвукового обтекания тела клиновидной формы. Исследовано влияние скорости набегающего воздушного потока на распределение давления, скорости и температуры в расчетной области. Выполнено сравнение численных результатов с точными решениями и проведен анализ полученных данных.

Розглянуто сучасні можливості передових обчислюваних технологій для моделювання складного фізичного стану за надзвукового обтікання різних тривимірних конфігурацій. Проведено порівняльний аналіз результатів числового моделювання з експериментальними даними взаємодій ударної хвилі з пограничним турбулентним шаром за умови обтікання плоскої стінки та клиновидної надбудови, а також плоскої стінки і перпендикулярного газового струменя.

Наведено результати числового моделювання поперечного обтікання кругового циліндра надзвуковим потоком. За умови числового моделювання застосовувались нестаціонарні тривимірні осередненні за Рейнольдсом рівняння Нав'є - Стокса стисливого газу. Рішення системи вихідних рівнянь знайдено за допомогою методу контрольних об'ємів. У результаті розрахунків виявлено наявність великомаштабних вихрів, які призводять до секціонування набігаючого потоку.

Моделирование взаимодействия проводящего тела с потоком плазмы является важным этапом разработки научных и технологических диагностических приборов, элементов конструкций перспективных космических аппаратов и систем. Цель статьи - обоснование разработанного авторами алгоритма численного моделирования взаимодействия проводящего заряженного тела с потоком разреженной плазмы. Описаны ключевые элементы алгоритма решения двумерной системы уравнений Власова-Пуассона на примере задачи сверхзвукового поперечного обтекания проводящего цилиндра низкотемпературной неизотермической разреженной плазмой. В алгоритме реализована возможность решения уравнений Власова конечно-разностными методами растепления или методом характеристик. При расчете локально равновесного самосогласованного электрического поля для электронной компоненты использованы модели Власова-Пуассона и Пуассона-Больцмана в приближении локально равновесных электронов и с учетом стока электронов на поверхности тела в приближении центрального поля. Сформулированы критерии применимости приближенных моделей Пуассона-Больцмана а окрестности обтекаемого тела. Достоверность получаемых результатов подтверждена как проведением тестовых расчетов известных модельных задач, так и сравнением результатов решения одинаковых физических задач с использованием разных математических моделей. Рассчитаны полные токи на поперечно обтекаемый заряженный цилиндр в зависимости от потенциала, ионного скоростного отношения и степени неизотермичности плазмы. Использование в алгоритме конечно-разностного метода расщепления для решения уравнений Власова и вложенных сеток открывает возможности развития алгоритма для учета столкновений в плазме и включения в расчетную схему источников и стоков заряженных частиц. результаты могут быть использованы в диагностике низкотемпературной разреженной плазмы и проектировании элементов конструкции космических аппаратов и систем.

На прикладі модельної задачі розглянуто вплив навколишніх провідних тіл на збирання заряджених частинок плазми провідним циліндром. Ціль статті - дослідження впливу близько розташованого провідного тіла на збирання іонного струму зарядженим циліндром при поперечному обтіканні надзвуковим потоком беззіштовхувальної неізотермічної плазми. На основі двовимірної системи рівнянь Власова - Пуассона проведено моделювання поперечного обтікання надзвуковим вільномолекулярним потоком плазми системи нескінченно довгих тіл "циліндр - смуга". Задачу розв'язано кінчено-різницевим методом установлення з розщепленням за фізичними процесами на вкладених сітках. При розрахунку відштовхуючого електрони локально рівноважного самоузгодженого електричного поля використано наближення Пуассона - Больцмана з модельним розподілом концентрації електронів. Проведено аналіз картини вільномолекулярного обтікання неізотермічною плазмою системи провідних тіл "циліндр - смуга". Введено числові параметри, що визначають особливості обтікання розглянутої системи тіл і збирання струму циліндром. Розраховано іонні струми на заряджений циліндр, що обтікається поперечно, в залежності від його потенціалу, ступеня неізотермічності плазми та розташування циліндра відносно провідної поверхні, що знаходиться під потенціалом, близьким до плаваючого. За результатами числового моделювання отримано кількісні характеристики впливу провідної поверхні на збирання іонного струму зарядженим циліндром. Результати можуть бути використані при розробці взаємодіючих з потоком низькотемпературної розрідженої плазми наукових і технологічних діагностичних приладів, проектуванні елементів конструкцій перспективних космічних апаратів та систем.

Цель исследования - распределенные и суммарные аэродинамические характеристики (АДХ) телесного профиля при его обтекании трансзвуковым потоком газа. Это режим развития волнового кризиса, при котором образовываются местные скорости звука на поверхности крыла, даже при дозвуковой скорости невозмущенного потока. В следствии этого, при определенной скорости набегающего потока, резко изменяется режим обтекание аэродинамической поверхности, что в свою очередь, изменяет АДХ. Несущие элементы большинства самолетов транспортной категории в полете находятся в режиме трансзвукового обтекания. Изучены АДХ с помощью численных методов. Использование численных методов в процессе проектирования самолетных конструкций, применяется все чаще и шире при определении оптимальных параметров при заданных эксплуатационных режимах. Это способствует получению более оптимальной и совершенной конструкции. Проведен численный анализ АДХ профилей на трансзвуковом режиме обтекания с использованием CAE системы CFD ANSYS. В результате исследований были получены распределения коэффициентов давления по поверхности профиля. Получен характер обтекания аналогичный картине распределения коэффициентов давление при трансзвуковом обтекании в опубликованных литературных источниках, посвященных данной теме. В районе середины профиля, наблюдается характерный скачек. В следствии чего меняется обтекание аэродинамического профиля, что способствует изменению АДХ. Рассмотрено поведение аэродинамических коэффициентов сопротивления и подъемной силы в зависимости от величины чисел Маха. Проанализировано положение центра давления при различных скоростях невозмущенного потока. Расчет проводился на крейсерской высоте среднемагистрального самолета 11 км. Для расчетов использованы параметры стандартной атмосферы на заданной высоте полета для воздуха такие как температура, давление, плотность.