Численное и экспериментальное моделирование обтекания гиперзвуковых конфигураций с конвергентными поверхностями сжатия

Проблема аэродинамического проектирования гиперзвуковых воздухозаборников, обладающих высокой эффективностью в системе летательного аппарата в широком диапазоне скоростей полета, является весьма трудной как вследствие необходимости учета большого числа взаимозависимых факторов, так и из-за сложности трехмерных течений, которые формируются при сверхзвуковом обтекании несущих конфигураций с воздухозаборниками. В настоящее время существует множество работ, посвященных как экспериментальному, так и численному моделированию обтекания сверхи гиперзвуковых воздухозаборников [1−11]. Однако, несмотря на большое число выполненных к настоящему времени исследований, связанных с изучением и определением характеристик гиперзвуковых воздухозаборников, их проектирование и оценка эффективности в системе летательного аппарата, вплоть до сих пор, в основном, осуществляются с использованием приближенных расчетных методов и экспериментального подтверждения прогнозируемых характеристик. Дальнейшее совершенствование этой технологии требует более глубокого понимания сложной газодинамической структуры пространственных течений и разработки верифицированных методов численного моделирования. Это предполагает развитие широкого спектра разноцелевых расчетных программ, обеспечивающих высокую надежность и точность получаемых результатов.

При изучении различных сложных процессов, имеющих место при обтекании современных гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), в зависимости от целей задачи, исходных данных и множества иных факторов возникают объективные трудности при постановке надежных физических и численных экспериментов. К их числу можно отнести как сложности получения необходимого объема экспериментальных данных, так и проблема выбора адекватной численной модели, наилучшим образом описывающей данное явление. С этой точки зрения весьма важны исследования, базирующиеся на совместном применении экспериментального и теоретического подходов.

При постановке и проведении эксперимента объем доступных исследователю данных зависит от сложности явления и степени совершенства методов измерения, что определяет его стоимость. Различные теоретические, численные и полуэмпирические методы позволяют получить, в зависимости от применяемой модели, порою, более исчерпывающую информацию о характере изучаемого явления. Вместе с тем точность полученных результатов расчетов, которая должна являться предметом особого анализа, в конечном счете, может быть адекватно оценена лишь с привлечением экспериментальных данных, характеризующих область применимости выбранной модели для данного класса течений. Таким образом, возникает задача тщательной верификации полученных результатов исследований на основе экспериментальной и теоретической моделей.

Хорошо известно, что численное моделирование в механике сплошных сред является в настоящее время основным инструментом при решении широкого класса задач, когда, порою, бывает затруднительно, а иногда и невозможно получить необходимые данные при проведении экспериментальных исследований.

С одной стороны широкое распространение получили методы на основе модели вязкого газа, позволяющие получать много важных данных о характеристиках течения в пограничных слоях, зонах отрыва, вихревых течениях и т. д. В этой связи следует отметить особую важность при численном моделировании обтекания сверхи гиперзвуковых воздухозаборников расчеты в рамках модели вязкого газа [6−11]. Такой подход необходим в связи с возможным наличием при обтекании воздухозаборника сложных структур газодинамических разрывов, взаимодействующих с пограничным слоем, его отрывов и т. д. Кроме того, вследствие очень больших градиентов давления и температур, необходимо учитывать влияние тепловых потоков как на характеристики течения в области сжатия, так и на конструкцию самого аппарата.

С другой стороны, продолжают оставаться актуальными численные подходы на основе модели невязкого газа. Такая модель применением современных подходов в вычислительной газодинамике является очень полезной при исследовании структуры потока со сложным взаимодействием газодинамических разрывов, так как позволяет лучше понять их природу. Модель невязкого газа позволяет получать данные высокой точности в областях без отрывов пограничного слоя при относительной быстроте расчетов и экономии машинных ресурсов в сравнении с моделью вязкого газа. Кроме того, применение модели невязкого газа очень полезно, в частности, на этапе выработки концепции исследуемого воздухозаборника [1,2,5], особенно с точки зрения интеграции его в планер летательного аппарата. То есть такой подход зачастую бывает очень полезен, в частности, при моделировании сверхи гиперзвуковых течений и многопараметрических расчетах применительно к задачам оптимизации и проектирования.

При этом необходимо отметить, что при решении уравнений, описывающих движение невязкого сверхзвукового потока, необходимо дискретное представление исходных уравнений. Чтобы правильно описывать скачки функций при переходе через любой разрыв такое представление должно быть консервативным. То есть при решении гиперболических уравнений, к каковым относятся уравнения сверхзвукового потока, в области разрывов необходима численная аппроксимация слабых решений, к которым оно должно сводится при использовании консервативной дискретизации.

Следует также упомянуть методы газодинамического конструирования как один из наиболее простых и эффективных способов решения прикладных задач аэрогидродинамики [12,13]. Данный класс методов при относительной простоте в применении в сравнении с численными методами позволяет строить схематизированные модели реальных летательных аппаратов и других моделей и получать полезную информацию о многих их основных характеристиках.

Таким образом, при исследовании течений вблизи реальных конфигураций со сложной геометрией, к каким, в частности, относятся гиперзвуковые летательные аппараты, очевидна важная роль комплексного подхода, базирующегося на совместном применении физического и численного моделирования.

Настоящая работа преследует следующие цели:

• разработать и апробировать численный подход на основе маршевого метода с использованием ТУБ-схем высоких порядков аппроксимации применительно к расчету плоских, осесимметричных и трехмерных стационарных невязких сверхи гиперзвуковых течений со сложными структурами ударных волн и контактных поверхностей;

• выполнить численное исследование изолированных носовых частей ГЛА с различными типами поверхностей сжатия с целью определения характеристик обтекания конвергентной поверхности сжатия в сравнении с другими поверхностями;

• провести численные исследования модельной конфигурации ГЛА, включающей трехмерный конвергентный воздухозаборник, интегрированный с носовой конвергентной поверхностью сжатия, с целью верификации разработанных методов расчета и исследования характеристик обтекания интегрированной конфигурации;

• выполнить экспериментальное исследование характеристик обтекания модельной конфигурации при числах Маха М = 2−6- получить данные, подтверждающие эффективность методов, использованных для аэродинамического проектирования и определения характеристик воздухозаборника в компоновке с несущей конфигурацией.

Диссертация состоит из введения, четырех глав и заключительной части.

Основные результаты главы.

1. Проведены расчеты обтекания модельной конфигурации с различными вариантами щек воздухозаборника и без них в невязкой постановке и выполнено экспериментальное исследование характеристик обтекания модельной конфигурации с различными вариантами щек воздухозаборника.

Расчетные данные сопоставлены с экспериментальными. По результатам расчетов и экспериментов в выбранном диапазоне чисел Маха и углов атаки установлена степень влияния формы щек и их отсутствия на эффекты бокового растекания потока в области сжатия и на расходные характеристики.

2. Сопоставление расчетных и экспериментальных данных для воздухозаборника с длинными щеками показало, в частности, что на режимах запуска воздухозаборника различие в распределении давления в плоскости симметрии перед входом не превосходит ~5−7%, а на режимах незапуска наблюдается значительное их расхождение. Это связано с возникновением на этих режимах обширной зоны поперечного отрыва, индуцируемой выбитым головным скачком уплотнения перед входом в канал воздухозаборника. На режимах запуска воздухозаборника с короткими щеками при = 4, 6 во всем исследованном диапазоне углов атаки наблюдалось хорошее совпадение расчетного и экспериментального распределения давления в плоскости симметрии. Расхождения отмечены лишь в зоне взаимодействия косых отрывов пограничного слоя, индуцируемых боковыми скачками от щек при Моо = 4 и а= 0°, 5°, однако втекание в канал происходило без зон поперечного отрыва потока. Проведенные сравнения расходных характеристик демонстрируют удовлетворительную качественную согласованность полученных расчетных и экспериментальных данных.

3. Проведенные численные и экспериментальные исследования в сопоставлении позволили определить структуру существенно трехмерного обтекания не исследовавшейся ранее аэродинамической конфигурации, включающей конвергентный воздухозаборник, интегрированный с носовой частью аппарата. В частности, выявлены характерные боковые скачки от щек, существенно влияющие на характеристики течения на входе в канал воздухозаборника. Полученные результаты в целом дают новые знания о свойствах и характеристиках интегрированной конфигурации.

Заключение

.

1. На основе современных методов сквозного счета разработан маршевый алгоритм решения двумерных и трехмерных стационарных уравнений Эйлера на структурированной многоблочной сетке. Алгоритм предназначен для численного моделирования сверхзвукового обтекания тел со сложной геометрией, в том числе аэродинамических конфигураций гиперзвуковых летательных аппаратов. Предложен ряд усовершенствований способов реконструкции переменных на гранях расчетных ячеек, приближенного решения задачи о распаде разрыва, постановки граничных условий и интегрирования вдоль маршевого направления. Результаты проведенных тестовых расчетов свидетельствуют о высокой точности и эффективности разработанного алгоритма при моделировании течений со сложными конфигурациями газодинамических разрывов.

2. С использованием разработанного численного алгоритма в диапазоне чисел Маха Mo, = 2−6 выполнены параметрические расчеты обтекания несущих тел с различной формой поверхности сжатия, включая конвергентную («обратную» коническую поверхность). Тела с такой поверхностью обеспечивают наибольший, по сравнению с другими, уровень сжатия потока в концевом сечении. Для тела с конвергентной поверхностью и закругленным в плане носком на начальном участке формируется течение близкое к плоскому, с более высоким уровнем сжатия, чем у тела с острым носком. Показано, что закругление носка оказывает положительное влияние на несущие характеристики, при этом центр давления смещается вперед, что может быть использовано при компоновке таких поверхностей сжатия в системе ГЛА.

3. Проведены численные исследования обтекания конвергентной носовой части модельной конфигурации ГЛА с конвергентным воздухозаборником вплоть до сечения входа в канал при Мю = 2−6. Установлено наличие боковых скачков от щек воздухозаборника, которые приводят к существенному росту давления на входе в канал. Взаимодействие этих скачков со скачком от клина внешнего сжатия воздухозаборника определяет сложный пространственный характер течения.

4. Проведены экспериментальные исследования обтекания модельной конфигурации с треугольным в плане крылом, включающей конвергентные носовую поверхность сжатия и воздухозаборник. Исследовано влияние формы боковых щек (длинных и коротких) на обтекание участка внешнего сжатия воздухозаборника, его запуск и расходные характеристики. Воздухозаборник с короткими щеками при М", = 4, б был запущен во всем исследованном диапазоне углов атаки. Для конфигурации с длинными щеками при М", = 4, б и угле атаки а> 5° воздухозаборник был незапущен, возникал выбитый головной скачок, а перед входом в канал формировалась обширная отрывная зона.

5. Полученные экспериментальные данные использованы для верификации разработанного численного алгоритма. Показано хорошее согласие численных и экспериментальных данных по распределению давления на поверхностях сжатия, когда отсутствует поперечный отрыв потока (расхождение не более ~5−7%), возникающий при взаимодействии с пограничным слоем боковых скачков от щек воздухозаборника и скачка от клина сжатия.

6. В рамках этих исследований создан верифицированный комплекс расчетных программ, позволяющий рассчитывать сложные невязкие трехмерные сверхзвуковые течения с высокой точностью. На этой основе впервые проведены комплексные численные и экспериментальные исследования обтекания интегрированной модельной конфигурации с носовой конвергентной поверхностью сжатия и конвергентным воздухозаборником. Полученные данные существенно расширяют представления об обтекании интегрированных конфигураций с конвергентными поверхностями сжатия.