Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н. Е. Жуковского
ENG
Версия для печати

Учёные записки ЦАГИ, ВЫПУСК №4, 2015г.

Моделирование ламинарно-турбулентного перехода на стреловидном и прямом крыльях на основе численных решений уравнений Навье-Стокса

В. В. ВОЖДАЕВ, А. Ф. КИСЕЛЕВ, Д. С. СБОЕВ, Л. Л. ТЕПЕРИН, С. Л. ЧЕРНЫШЕВ

Исследуется применение современной модели турбулентности, основанной на уравнении переноса для перемежаемости, к определению ламинарно-турбулентного перехода на поверхности стреловидного крыла. Проведено сопоставление расчетных характеристик ламинарно-турбулентного перехода для прямого и стреловидного крыльев с профилем LV6. Выполнен сравнительный анализ полученных результатов расчета параметров пограничного слоя с данными испытаний в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-124 ЦАГИ.

Ключевые слова: малотурбулентная аэродинамическая труба, крыло, ламинарно-турбулентный переход, вычислительная гидродинамика, модель турбулентности.

Влияние малых пространственных возмущений сверхзвукового потока на давление и тепловой поток к поверхности цилиндра

И. В. Егоров, В. В. Шведченко

На основе численного решения уравнений Навье — Стокса с применением сеток высо­кого разрешения во фронте ударной волны изучена зависимость возмущений давления и теплового потока к цилиндру от периода пространственных возмущений сверхзвукового потока разного вида и формы для различных чисел Рейнольдса, Маха и температурного фактора.

Ключевые слова: малые возмущения, давление, тепловой поток.

Особые решения при отрывном обтекании V-образного крыла сверхзвуковым потоком идеального газа

р. я. тугазаков

Исследованы условия отрыва потока идеального газа при несимметричном обтекании V-образного крыла в режиме со сверхзвуковыми передними кромками (коническое течение). Для больших углов атаки и скольжения аналитически и численно показано, что поток отрывается от обтекаемой поверхности в области, где реализуется локальный максимум давления и происходит «всплытие» вихревой особенности Ферри. В случае симметричного обтекания крыла под большими углами атаки численно получены новые решения, когда в точке смыкания контактных разрывов происходит всплеск газа в виде струи вверх от центральной оси. Дано объяснение этому явлению.

Ключевые слова: V-образное крыло, идеальный газ, вихрь, отрыв, неустойчивость Рихт-майера — Мешкова, Кельвина — Гельмгольца.

корреляция течения в гредовском гиперзвуковом пограничном слое

а. л. анкудинов

В рамках классического газокинетического приближения Греда, позволяющего учитывать эффекты сильной поступательной неравновесности потока, рассмотрена плоская задача о течении разреженного газа в гиперзвуковом кинетическом пограничном слое около тонкого тела. Сформулирован класс переменных, в которых новая исследуемая кинетическая проблема, обладающая повышенной трудностью, коррелируется с хорошо изученной эквивалентной задачей навье-стоксовского гиперзвукового пограничного слоя. Указан способ построения решения задачи гиперзвукового кинетического пограничного слоя для приближения Греда на основе решения традиционной навье-стоксовской гиперзвуковой задачи о погранслое. Показано, что величины трения и теплового потока на стенке в кинетическом и навье-стоксовском пограничных слоях соответственно совпадают.

Ключевые слова: гиперзвуковое течение, кинетический пограничный слой, приближение Греда, плоская задача, тонкое тело, поступательная неравновесность.

оценка условий работы вспомогательной силовой установки с ресиверным входным устройством магистрального самолета в развитом турбулентном течении

е. п. быков, е. в. кажан, в. ф. третьяков

Проведен комплекс расчетно-экспериментальных исследований по определению ожидаемых характеристик ресиверного входного воздухозаборного устройства (ВЗУ) перспективного магистрального самолета. ВЗУ выполнено с двумя створками, отклоняемыми на угол 30º. Расчетные и экспериментальные исследования выполнены, в том числе, для одного из наиболее напряженных режимов М = 0 (H = 0). Развитие метода EWT-ЦАГИ обеспечило высокий уровень точности результатов расчетов применительно к модельным исследованиям, несмотря на наличие отрывного обтекания элементов ресиверного ВЗУ. Показана хорошая сходимость расчетных и экспериментальных данных (масштаб модели 1:6.5). Особое внимание уделено исследованию характеристик ВЗУ в условиях отказа открытия и повреждения створок. Проведен также большой объем расчетных исследований по определению параметров потока в зоне размещения вспомогательной силовой установки в условиях крейсерского полета с M≈0.8. Разработана инженерная методика оценки потерь полного давления на входе в двигатель.

Ключевые слова: вспомогательная силовая установка, ресивер, створка, щиток, вычислительная аэродинамика, АДТ СВС-2, ППП EWT-ЦАГИ, пограничный слой, торможение неравномерного потока.

ИНЖЕНЕРНАЯ МОДЕЛЬ НЕСТАЦИОНАРНЫХ ПРОДОЛЬНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ

П. В. Кузьмин, Б. А. Мелешин, Ю. Ф. Шелюхин, Д. В. Шуховцов

Рассмотрены вопросы моделирования продольных аэродинамических сил и моментов, действующих на пассажирский самолет на больших углах атаки. Предложена упрощенная математическая модель описания неоднозначности аэродинамических характеристик и аэродинамической тряски на больших углах. Разработанная модель основана на данных идентификации аэродинамических характеристик по результатам летных испытаний магистрального и регионального самолетов в диапазоне чисел М = 0.3 — 0.8. Модель позволяет рассчитывать коэффициенты подъемной силы и продольного момента в реальном масштабе времени и может быть использована для стендовых и расчетных исследований динамики самолета на больших углах атаки.

Ключевые слова: нестационарная характеристика, угол атаки, нестационарное обтекание, момент тангажа, подъемная сила, отрыв потока, идентификация.



Вернуться к списку
Яндекс.Метрика