Учёные записки ЦАГИ, ВЫПУСК №2, 2015г.

Численное исследование стационарного обтекания семейства эллиптических цилиндров потоком вязкой несжимаемой жидкости

Г. Л. Королев

Получено численное решение задачи симметричного стационарного обтекания эллиптического цилиндра, большая ось которого установлена перпендикулярно однородному набегающему потоку вязкой несжимаемой жидкости до чисел Рейнольдса Re = 900. Изучены зависимости размеров зоны отрыва и коэффициента сопротивления от числа Re и относительной толщины тела.

Ключевые слова: уравнения Навье — Стокса, эллиптический цилиндр, отрыв, численный метод, несжимаемая жидкость, стационарное решение.

ОСЕСИММЕТРИЧНОЕ ТЕЛО ПОД УГЛОМ АТАКИ В ГИПЕРЗВУКОВОМ ПОТОКЕ: ТЕПЛОВАЯ ЗАДАЧА

В. А. Башкин, И. В. Егоров, И. В. Ежов

На основе нестационарных трехмерных уравнений Навье — Стокса рассчитано обтекание гиперзвуковым потоком (M_inf = 7.9) под углом атаки (0 < alpha < 40°) модели марсианского зонда типа MSRO с изотермической поверхностью (температурный фактор Tw0 = 0.375). Исследованы структура поля температуры и тепловые характеристики в плоскости симметрии течения и их эволюция по углу атаки.

Ключевые слова: осесимметричное тело; угол атаки; гиперзвуковое течение; уравнения Навье — Стокса; численное моделирование; плоскость симметрии течения; аэродинамическое нагревание.

Исследование характеристик плоского и пространственного входных устройств сверхзвукового пассажирского самолета

В. А. Виноградов, Я. А. Мельников, В. А. Степанов

Рассмотрены две конфигурации — пространственная (3D) и плоская (2D) — входного устройства, включающего сверхзвуковой воздухозаборник (ВЗ) и криволинейный дозвуковой диффузор (ДД) большой кривизны, для сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) с крейсерским режимом полета М_inf = 1.6. Предварительное торможение набегающего потока и управление пограничным слоем в пространственном ВЗ осуществляются с помощью стреловидного клина, размещенного перед входом в ВЗ, за счет образования поперечного градиента давления. В плоском ВЗ слив пограничного слоя достигается установкой ВЗ на клине на некоторой высоте от поверхности. Дальнейшее торможение осуществляется в системе скачков уплотнения с замыкающим прямым скачком. На основе численного моделирования, основанного на решении трехмерных уравнений Навье — Стокса, получены результаты обтекания ВЗ с дозвуковым диффузором и отсосом пограничного слоя в горле на дроссельных режимах при М_inf = 0.8 — 1.8 и подтверждена устойчивость течения при повышении давления в выходном сечении дозвукового диффузора в 1 — 4 раза по сравнению с давлением во внешнем потоке. Получено, что с применением системы управления пограничным слоем (УПС) коэффициент полного давления s возрастает до значений s = 0.89 — 0.97. Оценки сопротивления рассмотренных ВЗ, учитывающие дополнительное и волновое сопротивления, а также сопротивление клина слива, показывают, что при одинаковой эффективности процесса торможения в ВЗ сопротивление пространственного варианта ВЗ меньше сопротивления плоского в 1.5 — 3.5 раза при изменении чисел М_inf полета от 0.8 до 1.6.

Ключевые слова: сверхзвуковой пассажирский самолет, пространственный воздухо­заборник, коэффициент расхода, коэффициент давления, сопротивление.

Исследование взаимной корреляции пристенных пульсаций давления, порождаемых каскадом комбинаций «прямой уступ — обратный уступ»

а. ю. голубев, б. м. ефимцов

Представлены результаты лабораторных параметрических экспериментальных исследований пульсаций давления, связанных с обтеканием потока каскада комбинаций «прямой уступ — обратный уступ». Рассматриваемый каскад уступов моделирует поля пульсаций давления, порождаемые потоком над иллюминаторами фюзеляжа самолета. Модуль нормированного взаимного спектра пульсаций давления |phi| для точек в каскаде комбинаций «прямой уступ — обратный уступ» существенно превышает модуль нормированного взаимного спектра в тех же точках наблюдения от невозмущенного турбулентного пограничного слоя. Выявлена конфигурация, которая характеризуется максимальной взаимной корреляцией пульсации давления. Нормированные взаимные спектры пульсаций давления, порождаемых разными конфигурациями в каскаде, увеличиваются при их перемещении из начала каскада в его конец. Безразмерная высота уступов в каскаде не оказывает существенного влияния на модуль взаимного спектра |phi|, его аргумент arg(phi) и безразмерную фазовую скорость Uph/U. Отсутствие промежуточных комбинаций «прямой уступ — обратный уступ» в каскаде не оказывает существенного влияния на взаимную корреляцию пульсаций давления, порождаемых комбинациями, расположенными в каскаде ниже по потоку.

Ключевые слова: пульсации давления, комбинация «прямой уступ — обратный уступ», взаимная корреляция.

ИЗМЕРЕНИЯ ДЕФОРМАЦИИ КРЫЛА ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА В ПОЛЕТЕ МЕТОДОМ ВИДЕОГРАММЕТРИИ

В. П. Кулеш

Приведены результаты измерения деформации крыла пассажирского самолета в полете методом видеограмметрии. Регистрация изображений левого крыла производилась через иллюминатор с пассажирского места над крылом с помощью бытовой цифровой фотокамеры «Kodak Easy Share» V1253 «с руки». В качестве реперов использовались угловые точки элементов механизации крыла, хорошо различимые на изображениях. Реперы были сгруппированы в основном в шести сечениях. Погрешность измерений оценивалась расчетом и составила для линейных перемещений от 6 мм в ближнем сечении до 10 мм на конце крыла, а угловых — от 0.2 до 0.8° соответственно. Измерения проводились на четырех режимах: крейсерском, с отклоненными интерцепторами, с выпущенными закрылками и во время пробежки с погашенной скоростью по земле. Получено, что максимальная величина упругой деформации изгиба на конце крыла составляет в вертикальной плоскости 600 — 1200 мм, а в горизонтальной варьируется от —100 до +150 мм. Общая упругая деформация кручения крыла, достигала 2 — 2.5°.

Ключевые слова: аэродинамические характеристики крыльев, деформация изгиба, деформация кручения, геометрические параметры, бесконтактные измерения, видеограмметрия, летные испытания.

Методика поиска рациональных конструктивных параметров с применением метода конечных элементов

Е. В. Касумов

Предлагается методика проектировочного расчета крыльев. Рассматриваются результаты расчета некоторых параметров элементов тонкостенных конструкций при воздействии аэродинамических сил.

Ключевые слова: анализ напряженно-деформированного состояния, численный эксперимент, проектирование, прочность.