Введение к работе
Актуальность темы. Для успешного создания и использования космических аппаратов (КА) различного назначения необходимо детальное знание их аэротермодинамических характеристик (АДХ) вдоль всей траектории полета еще на этапе проектирования. Траектория КА проходит через зоны с различными режимами обтекания. Эти режимы характеризуются числом Кнудсена (Кп), определяемым как отношение средней длины свободного пробега молекул к характерному размеру КА. В орбитальном полете и на начальном участке траектории спуска с орбиты КА находится на большой высоте (более 150 км, Кп ^> 1), при свободномолекулярных условиях обтекания. Его аэротермодинамические характеристики определяются столкновениями молекул набегающего потока газа с поверхностью без учета межмолекулярных столкновений. Для изучения таких течений используются методы свободно-молекулярной газовой динамики. Обтекание КА на высотах ниже 60-70 км происходит в условиях сплошной среды. Числа Кнудсена в этих условиях достаточно малы (Кп С 1). Для исследования сплошносредных течений используются континуальные методы. Между этими предельными режимами К А проходит переходной режим обтекания, когда необходимо учитывать как столкновения молекул набегающего потока с поверхностью, так и межмолекулярные столкновения. Переходной режим характеризуется числами Кнудсена: 10~3 < Кп < 10. В этих условиях сплошносредные методы исследования неприменимы вследствие высокой разреженности и термохимической неравновесности газа. Экспериментальное моделирование высокоскоростных разреженных течений довольно проблематично, и в настоящее время практически единственным средством получения информации об аэродинамической обстановке около КА на больших высотах полета являются методы вычислительной аэродинамики. Для анализа аэротермодинамических характеристик КА в переходном режиме необходимо использовать кинетический подход (решение уравнения Больцмана или его моделей). Математическое моделирование аэротермодинамики КА в переходном режиме является весьма сложным и требует больших вычислительных и временных ресурсов. Использование таких трудоемких расчетных методов не всегда является целесообразным. Например, на начальном этапе проектирования КА необходимо исследовать его АДХ в широком диапазоне изменения праметров набегающего потока, углов атаки и в различных геометрических компоновках. Произвести эти рассчет-ные исследования ресурсоемкими методами, основанными на решении уравнения Больцмана, за разумное время невозможно. Поэтому на начальном этапе проектирования КА для многопараметрических исследований АДХ применяются быстрые инженерные методы, а решения, полученные кинетическими методами, используются для оценки точности и проверки особых случаев. В связи с этим дальнейшее развитие и усовершенствование методов и средств
вычислительной аэротермодинамики разреженного газа несомненно актуально и необходимо для создания современных и перспективных КА различного назначения.
Целью диссертационной работы является разработка алгоритмов для ускорения численного исследования аэротермодинамических характеристик К А в свободномолекулярном и переходном режимах обтекания, включение этих алгоритмов в существующие программные комплексы SMILE и RuSat для исследования аэротермодинамики КА в условиях разреженного газа и изучение особенностей течения около моделей КА и их элементов.
На защиту выносятся следующие разработки и результаты, составляющие научную новизну работы:
Алгоритмы балансировки загрузки процессоров для параллелизации метода прямого статистического моделирования Монте-Карло (метод ПСМ), основанные на минимизации межпроцессорного обмена;
Модификация локально-мостового метода для вычисления тепловых характеристик космических аппаратов в переходном режиме;
Результаты трехмерных расчетов аэротермодинамических характеристик КА "Клипер" в широком диапазоне чисел Кнудсена;
Результаты осесимметричных и трехмерных расчетов аэротермодинамических характеристик перспективной пилотируемой транспортной системы (ППТС) в гиперзвуковом потоке с учетом эффектов реального газа,
Результаты численного моделирования истечения струи из сопла двигателя ориентации в вакуум и формирования обратного течения;
Результаты численного моделирования трехмерного обтекания носовой части КА "Прогресс" после сброса створок головного обтекателя.
Достоверность полученных результатов подтверждается многочисленными сравнениями с результатами расчетов другими методами, результатами других авторов и сравнениями с экспериментальными данными.
Практическая ценность. Предложенные в работе алгоритмы декомпозиции расчетной области для решения задач методом ПСМ на параллельных компьютерах внедрены в программный комплекс SMILE и позволяют ускорить проведение вычислений на кластерах с относительно медленным каналом связи. Локально-мостовой метод вычисления коэффициента теплопередачи в переходном режиме позволяет быстро получить термодинамические
характеристики в гиперзвуковом режиме при многовариантных исследованиях модели К А. Этот метод включен в программный комплекс RuSat.
Программные комплексы SMILE и RuSat внедрены в Ракетно-космической корпорации "Энергия" и активно используются для исследования АДХ К А различного назначения (имеются акты о внедрении).
Исследован ряд прикладных задач аэродинамики разреженного газа и получена новая информация об:
аэротермодинамических характеристиках КА "Клипер" и ППТС в широком диапазоне высот полета;
особенностях течения около элементов КА, таких как разворот струи газа, истекающего из сопла двигателя управления в вакуум;
распределении давления на конструкционных элементах и поверхности носовой части КА "Прогресс".
Эта информация необходима для проектирования и эксплуатации этих КА и содержится в их аэродинамических базах данных.
Апробация работы. Основные результаты диссертации докладывались и обсуждались на следующих конференциях и симпозиумах: 4-th European Symposium on Aerothermodynamics for Space Applications (Capua, Italy, 2001), 3-го! Atmospheric Reentry Vehicles & Systems (Arcachon, France, 2003), European Congress on Computational Methods in Applied Sciences and Engineering (Jyvaskyla, Finland, 2004), AIAA Thermophysics Conference (Portland, USA, 2004; San Francisco, USA, 2006; Honolulu, Hawaii, 2011), Всероссийский съезд по теоретической и прикладной механике ( Нижний Новгород, Россия, 2006), European Conference for Aerospace Sciences (Moscow, Russia, 2005; Brussels, Belgium, 2007), East-West High Speed Flowfields Conference (Beijing, China, 2005), International Conference on the Methods of Aerophysical Research (Novosibirsk, Russia, 2008), International Symposium on Rarefied Gas Dynamics (Monopoli, Italy, 2004; St.-Petersburg, Russia, 2006; Kyoto, Japan, 2008; Pacific Grove, USA, 2010)
Публикации. По теме диссертации опубликовано 20 печатных работ, список которых представлен в конце автореферата. 2 из них опубликованы в журналах из перечня ВАК. Кроме того, имеется свидетельство о государственной регистрации программы SMILE для ЭВМ.
Личный вклад автора. При выполнении работ по теме диссертации автором были разработаны модификации программных комплексов RuSat и
SMILE, которые позволили существенно повысить эффективность их применения для решения практических задач высотной аэротермодинамики. Основные результаты диссертации получены автором. Им проведены все расчетные исследования для рассмотренных в работе задач. Автор принимал активное участие в постановке задач, обсуждении способов их решения и в анализе полученных результатов. Результаты совместных работ представлены в диссертации с согласия соавторов.
Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка цитируемой литературы из 48 источников и 64 рисунка. Полный объем диссертации 119 стр.