ИСТИНА |
Войти в систему Регистрация |
|
ФНКЦ РР |
||
Создание моделей и методов расчета, пригодных для эффективного решения задач оптимизации формы летательных аппаратов с различными целевыми функциями при сверх- и гиперзвуковых скоростях полета, и изучение обтекания оптимальных и близких к ним тел. Комплексное аналитическое, численное и экспериментальное решение задач аэродинамики оптимальных и близких к ним пространственных тел, в том числе несущих форм (крыльев, волнолетов), с целью изучения особенностей их обтекания и аэродинамических характеристик. Исследование режимов и структуры обтекания циклически-симметричных конических тел и крыльев, взаимодействия ударных волн с пограничным слоем.
Creation of models and calculation methods suitable for effective solutions of problems of aircrafts shape optimization with different objective functions at supersonic and hypersonic flight speeds, and studying of flow of optimal and similar bodies. Complex analytical, numerical and experimental solution of aerodynamics problems of optimal and similar 3-dimentional bodies, including carrying shapes (wings, waveriders) for studying of peculiarities of its flow and aerodynamics. Research of regimes and structure of cyclically symmetric conical bodies and wings flow, and shockwave interaction with the boundary layer.
Представлены результаты численного и экспериментального исследования структуры течения около V-образных крыльев различной геометрии с головной ударной волной, присоединенной к передним кромкам, при числах Маха 3, 6 и 10. Получены обобщения критерия возникновения в ударном слое вихревых структур невязкого происхождения в широком диапазоне чисел Маха от умеренных сверхзвуковых до гиперзвуковых скоростей невозмущенного потока. Экспериментально показано, что установленные критерии пригодны и для диагностики реальных конических течений. В специальных случаях перехода режимов обтекания от регулярного к маховскому взаимодействию скачков уплотнения, присоединенных к передним кромкам крыла, наблюдается «взрывной» рост толщины ударного слоя.
грант РФФИ |
# | Сроки | Название |
1 | 20 января 2015 г.-31 декабря 2015 г. | Аэрогазодинамика оптимальных пространственных форм при сверх - и гиперзвуковых скоростях |
Результаты этапа: Представлены результаты численного и экспериментального исследования структуры течения около V-образных крыльев различной геометрии с головной ударной волной, присоединенной к передним кромкам, при числах Маха 3, 6 и 10. Получены обобщения критерия возникновения в ударном слое вихревых структур невязкого происхождения в широком диапазоне чисел Маха от умеренных сверхзвуковых до гиперзвуковых скоростей невозмущенного потока. Экспериментально показано, что установленные критерии пригодны и для диагностики реальных конических течений. В специальных случаях перехода режимов обтекания от регулярного к маховскому взаимодействию скачков уплотнения, присоединенных к передним кромкам крыла, наблюдается «взрывной» рост толщины ударного слоя. | ||
2 | 1 января 2016 г.-31 декабря 2016 г. | Аэрогазодинамика оптимальных пространственных форм при сверх - и гиперзвуковых скоростях |
Результаты этапа: С использованием специально разработанных кодов второго порядка аппроксимации проведено численное исследование структуры обтекания V-образных крыльев с углом раскрытия, большим π, на режимах с присоединенными к передним кромкам ударными волнами, либо с центрированной волной разрежения на одной из них, в широком диапазоне изменения геометрических параметров, числа Маха и углов атаки и скольжения. Обнаружено широкое разнообразие ранее в литературе не описанных схем течения в ударном слое в зависимости от числа Маха, углов атаки и скольжения, обусловленное наличием точки излома поперечного контура крыла. К ним, в частности, следует отнести: срыв потока с наветренной консоли и наличие вихря на режимах обтекания со скольжением и с дозвуковым течением на сфере в окрестности центральной хорды крыла; при увеличении угла скольжения существование транс- и сверхзвукового течения по обводу вихря и в возвратном потоке около стенки подветренной консоли с образованием ударных волн. Выполнено численное исследование аэродинамического качества компоновки, состоящей из V-образного крыла и центрального тела в виде кругового конуса, при числе М=6. В качестве изопериметрических условий задаются объем компоновки и коэффициент подъемной силы. Установлена существенная зависимость геометрии тела от коэффициента подъемной силы. Компоновка с ростом коэффициента подъемной силы может содержать центральное тело и иметь угол раскрытия V-образного крыла "гамма">Пи, быть плоским треугольным крылом и V-образным крылом с "гамма"<Пи. | ||
3 | 1 января 2017 г.-31 декабря 2017 г. | Аэрогазодинамика оптимальных пространственных форм при сверх - и гиперзвуковых скоростях |
Результаты этапа: Проведено комплексное теоретическое и экспериментальное исследования несимметричного cверхзвукового обтекания V-образного крыла с углом раскрытия, большим "Пи", на режимах с присоединенными ударными волнами на передних кромках, когда на подветренной консоли крыла за точкой излома поперечного контура реализуется срыв потока и образуется вихрь невязкого происхождения,в возвратном течении которого, согласно расчетам в рамках идеального газа, скорости на сфере превышают скорость звука, что приводит к возникновению скачков уплотнения с интенсивностью, достаточной для отрыва турбулентного пограничного слоя. Экспериментально с использованием различных методов, в частности – специального теневого метода для визуализации конических течений, установлено, что в возвратном течении в области вихря может существовать отрыв пограничного слоя, а его структура подчиняется закономерностям, присущим возвратному потоку в области отрыва турбулентного пограничного слоя, возникающей в сверхзвуковом коническом течении под воздействием падающей на пограничный слой ударной волны. |
Для прикрепления результата сначала выберете тип результата (статьи, книги, ...). После чего введите несколько символов в поле поиска прикрепляемого результата, затем выберете один из предложенных и нажмите кнопку "Добавить".