Введение к работе
Актуальность проблемы. Разработка новых типов гипертвуховых летательных аппаратов выдвигает перед конструкторами целый комплекс проблем. Среда этих проблем не на последпем месте стоят задати получения аэродинамических характеристик образца в оценка теплового воздействия потока на поверхность создаваемого летательного аппарата (ЛА). Техническое решение указанных задач связано с огромными материальными затратами на проведение экспериментов. Более того, существующая экспериментальная база не позволяет получать искомые характеристики so всем диапазоне полетных условий. В силу указанных причин, наиболее подходящим способом решения поставленных задач является численное решение.
Обтекание пространственных тел сдожвоЭ конфигурация под углами атаки аязхнм, теплоорогодньги газом наиболее полно описывается уравнениями Навье-Стокса. Существугапгде в настоящее время методы численного решения этих уравнений требуют значительных временных итрат даже в случаях простей геометрия потока. В связи с этим на практике вместо уравнсЕнЗ Назье-Стокса чаще прЕыеяхгатся различные упрощения лих уравяеанн. Наибольшее распространенпе среди различных упрощений іолучндз пзрабслпзсішпше ураннеяш Нгвье-Стохса (ПУНО, п рамках соторых можно исследовать большой ззасс задач сверхзвукового обтекания три наличии в поперечном течении отрывов, вихрей н других особенностей. ІІреямупис этих уравнений состоит з возмоязгостп нахождения ггацвонарного решения задач обтеканзя маршевым методом идешь яерхзаугового ааправлензя, что eojbojbsst получать ответы на штересугогдне вопросы з десятки раз быстрее. С другой стороны, по уавяеявзо с остальными моделями упрощений полных уравнений Навье-^гсосса ПУНС наиболее блтага к уравветаим Нагье-Стожса, п, что іекалонаашо, она справедливы во seed расчетной области. В последнее :ремя преялояхно большое количество кетодоз численного рсШСЕПЯГ ПУНС
Однако, несмотря на достшнутыс в этой области успехи, проблема получения решения для задач прострапствешюго обтекания сложных самолетных конфигураций до сих пор не полупила своего полного решепия.
Целью работы является создание на основе численного решения ПУНС методики расчета аэродинамических характеристик гиперзвуковых летательных аппаратов с учетом осповпых особенностей гинерзвукового обтекания, справедливой в широком диапазоне чисел Маха, чисел Рейнальдса в углов атаки полета.
Научная новизна изложенных в диссертационной работе результатов заключается в следующем:
a. На основе анализа траекторий полетов для различпых типов
пшерзвуковых летательных аппаратов получена область
всевозможных диапазонов высот и скоростей полетов. Для
полученной области проведен анализ справедливости используемых
в работе численных методов решения поставленной задачи.
b. Предложен автоматический метод построения системы координат
(сетки), который позволяет проводить расчеты течений около тел
самолетных конфигураций.
с Собран н доработан комплекс программ для получения
аэродинамических характеристик летательных аппаратов, а также
распределения тепловых в силовых нагрузок на поверхность
исследуемого объекта. d. Проведены методические исследования о влиянии числа Маха н
величины отношения удельных теплоємкостей на аэродинамические
характернстшеи конуса, с Получены аэродинамические характеристики гнперзвуковых
летательных аппаратов в диапазоне чисел Маха от 1,5 до 30 и углов
атаки от 0е до 32.
Практическая ценность. Использование предлагаемой в работе методики позволяет получать указанные выше данные с 4
обоснованна* степени нх достоверности в каждой точке траектории полета исследуемого образца.
В диссертации получены следующие основные результаты.
-
На основе численного решения ПУН С разработана методика в реализовал пакет программ для проведения расчетов я получения суммарных я распределенных аэродинамических характеристик летательных аппаратов на больших сверхзвуковых к пшерзвуховых скоростях. Методика позволяет учесть основные эффекты обтекания тела вязким теплопроводным раввовееным потоком совершенного газа в определять соловые и аэродинамические характеристики для широкого набора конфигураций ЛА.
-
Проведены методнчесгпе исследования по выбору числа внутренних итераций ш предложен алгоритм сглажвзаша получаемого а процессе решения фронта головной ударной волны.
-
Предложен алгоритм построения сетки, позволяющей проводить расчеты для тел сложных конфигураций прз больших углах атакн.
-
Установлены диапазоны чисел Маха, высот и углоз атака корректной применнмостн мегодахж для расчетов суммарных в распределггшых аэродннамачеслах харахтерзствз.
-
Проведены аэродкнамячесхне паждовання дая ряда Есгфггурсщгй гнперзвухсзых дегаїс.шшт апгарагоз.
Апробация работы. Основные результаты работы дохдадыаалЕсь па XXVIII Всесоюзной паучвоЗ студенчесжея конференции (г. Нсзоснблрсг, НГУ, 1990), на Научао-прахтягаесхои конференции ВВС "Проблемы развития и применения авпацяовпо-коемзчесапх систем и информационных космических средств для решаняа оборонных и народнохозяйственных задач" (г. Москез, ВВИА, 1995) н на семинаре по ыатематнчесхоиу ыоделарозгкшо (r. Моехва, ВВИА, 1995), представлены на открытый копхурс 1992-93 годоз на лучшую научную работу среди
молодик ученных по естественным н техническим паукам в ВУЗах Российской Федерации, проводимый Государственным комитетом Российской Федерации по высшему образованию.
Публикации. Основные результаты по теме диссертации изложены в четырех печатных работах.
Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, трех разделов, выводов по работе в списка литературы, содержит 216 страниц машинописного текста и 126 рисунков. Список литературы включает 94 наименования.
