Численное моделирование бокового отрыва, вызванного струей маршевого двигателя тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ



ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ ПО ВЫСШЕМУ ОБРАЗОВАНИЮ МОСКОВСКИЙ ОРДЕНА ТРУДОВОГО КРАСНОГО ЗНАМЕНИ ФИЗИКО-ТЕХНИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ

Мшенков Евгений Витальевич

ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ БОКОВОГО ОТРЫВА, ВЫЗВАННОГО СТРУЕЙ МАРШЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ

01.02.05 - Механика жидкостей, газа и плазмы

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук

На правах рукописи 533.6.011

Москва - 1994

Работа выполнена в Московском Государственном Университете Леса.

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор Демьянов D.A.

Официальные оппонента: доктор физико-математических наук, профессор Крайко А.Н., кандидат технических наук Панасенко A.B.

Ведущая организация: НПО "Энергия"

I

Защита состоится ¡¿¿^р1994 г. в час.

/

на заседании специализированного совета К063.91.01 при МФТИ по адресу: 141700, Моск. обл., г. Долгопрудный, МФТИ

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МФТИ Автореферат разослан 1994 г. .

Ученый секретарь специализированного совета

кандидат технических наук Смоляков К.Г.

Общая характеристика работа.

Актуальность темы. При шлете летательного аппарата на больших высотах в результате взаимодействия струи маршевого двигателя с обтекающим потоком воздуха на его боковой поверхности возникает область отрывного течения, увеличивающаяся с подъемом аппарата. С образованием отрыва давление на боковой поверхности аппарата существенно возрастает, что при полете ЛА под углом атаки мокет вызывать образование антидемпфйрую-щего момента из-за несимметричности расположения отрывной области на наветренной к подветренной сторойах аппарата. Попадание в отрывную область руЛей управления и стабилизаторов уменьшает возможности маневрирования и может вызвать нарушение устойчивости полета. Это обуславливает актуальность определения газодинамических и геометрических характеристик отрывного течения на больших высотах (при больших степенях нерас-четности струи).

• С другой стороны, в отрывную область попадают недогоревшие продукты горючего маршевого' двигателя, перемешиваются с воздухом и догорают, вызывая повышение температуры газа в отрывной области и увеличение теплового потока к прилегающей поверхности аппарата. Светимость отрывной зоны и факела маршевого двигателя может использоваться для идентификации класса летательного аппарата. Это делает актуальным вопрос об определении количества газа струи, поступающего ч отрывную область.

Проведенные до настоящего времени экспериментальные и теоретические исследования бокового отрыва, вызванного выхлопной струей, по техническим причинам были выполнены в основном при небольших степенях нерасчетности струи марлевого двигателя п (п=рд/р"- отношение давления на срезе сопла к давлению в набегающем потоке), причем в расчетах в основном использовались упрощенные математические модели явления.

Целью работы является математическое моделирование бокового отрыва, вызванного взаимодействием спутного потока и струи маршевого двигателя,, которое включает в себя разработку математической модели явления, создание метода, и программы расчета струйных и отрывных.течений в широком диапазоне параметров задачи, проведение исследований указанного явления, выявление характера отрывною течения .при больших- степенях

нерасчетности струи, механизма попадания газа струи в отрывную зону, установление зависимостей газодинамичемких и геометрических характеристик отрывной зоны от определяющих параметров задачи в иг широком диапазоне.

Новизна работы заключается в следующем:

1. Предложена математическая модель отрывного течения, вызванного струей на основе полных уравнений Навье-Стокса, дополненных уравнениями переноса концентрации;

2. Созданы метод и программы расчета отрывных течений, • вызванных струей маршевого двигателя при больших степенях нерасчетности п до 1С6. Предложены явная, неявно-явная й неявная модификации этого метода, позволяющие вести расчет в диапазоне чисел Рейнольдса от 30 до ¿0000 с числами Куранта, доходящими до 25.

3. Проведены исследования явления в широком диапазоне определяющих параметров задачи: степени нерасчетности, числа Рейнольдса спутного потока, показателя адиабаты струи, температуры газа струи на срезе сопла, чисел Маха спутного: потока и струи на срезе сопла. Установлены зависимости газодинамических и геометрических характеристик отрывной зоны "от этих параметров.

4. Обнаружены 3 режима отрывного течения: закрытый, открытый и периодический, причем два последних режима обнаружены впервые. При закрытом режиме отрывная, зона изолирована от струйного течения, при открытом режиме отрывная зона имеет канал конвективного обмена массой со струйным течением, при периодическом режиме фаза закрытой зоны чередуется с фазой открытой зоны.

5. Проведен анализ возможностей приближенного моделирования отрывных течений и даны рекомендации по коррекции параметров задачи при приближенном моделировании.

Практическая значимость. Разработанные численные методы могут быть использованы для расчета широкого круга задач газодинамики, в частности, струйных и отрывных течений, сверхзвукового обтекания тел. Результаты параметрических исследований отрывного течения, вызванного выхлопной струей двигателя, и рекомендации по коррекции определяющих параметров при экспериментальном моделировании отрыва с неполным соблюдением параметров подобия могут быть использованы при разработках

перспективных ЛА.

Апробация работы и публикации. Основные результаты работы докладывались на научно-технических конференциях ШЛИ 1990 -1994гг., на семинарах в НПО "Энергия", ЩШМаш, ВЦ РАН, ЦИАМ, ИПрэблем Механики, а также опубликованы в двух печатных работах и 4 НТО.

Объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и списка литературы и содержит 195 страниц машинописного текста и 112 рисунков. В списке литературы 103 наименования.

Содержание работы.

Во введении обосновывается актуальность темы, приводится обзор литературы, формулируется цель работы и кратко излагается содержание диссертации.

В первой и второй главах рассматриваются методические вопросы математического моделирования бокового отрывного течения.

В главе I рассматриваются требования к методу решения рассматриваемой задачи, которые возникают вследствие больших градиентов параметров течения, появляющихся не только на скачках, но и в волнах разрежения, обосновывается вывод, что лучше всего этим требованиям удовлетворяют разностные схемы с расщеплением потоков, производится обзор теории этих схем.

В п.1.1 обозревается класс разностных схем для решения гиперболических систем уравнений, основанный на использовании решения задачи Римана о.распаде разрыва, к которому принадлежат такие методы как схема Годунова, схемы-Ошера, Пандольфи, Ван-Леера, Роу и др. Описываются пологштельные свойства таких схем, в частности, свойство'невозрастания полной вариации (ТУБ) и свойство неубывания энтропии (Е-свойство), а также способ повышения порядка разностной схемы путем ограничения потоков.

о

В п.1.2 подробно рассматриваются две родственные схемы: Ошера и Пандольфи, для решения уравнений движения совершенного газа, в которых для получения решения о распаде разрыва ударная волна аппроксимируется адиабатической волной сжатия, рассматриваются их достоинства и ограничения на область допустимых значений параметров по обе стороны от разрыва.

В главе 2 предлагается физико-математическая модель задачи и разрабатывается разностная схема для решения дифференциальных уравнений модели на основе проведенного в главе I анализа схем, проведены методические исследования схемы.

В п.2.1 обосновывается выбор математической модели явления бокового отрыва, вызванного выхлопной струей, приводятся уравнения модели: система уравнений Навье-Стокса, описывающая течения вязкого совершенного газа, дополненная уравнениями концентрации компонент газа, имепцая вид в декартовых и цилиндрических координатах

—(ГО)+ — (У(Е+Е'))+-НГ<Р+Р'))+С + С'=0, а! Ох ду

где V - вектор зависимых переменных, Б и Р - конвективные потоки, а Г и Г - диссшативные, С и в* - источниковые члены

Г 0 1

и=

Г Р'

pu pv l ej

ptt

pu2+p puu (iH-p)U

F~

pu " puv

LC©+p>t»J

; g=

о

-pe

. о .

Tîë

du u 2ц— + X dtuV Ox

. ЦО

du ОТ

2ци— +цио + Xu dtuV+fe— Эх ; ei

-О

Ее

2u— A dtwV Г.

2Л. dtuV

-1

"ie

0

.'MO

ôv

2ц— + VdluV ' ôy

Ov ОТ

+цш +■ XtxJiuV+fc—

at/

<9

ao.

au 1 e dtuV = — + - —Уи; ! ах г ду

Ov au

О И - * - .

. Ох Оу ОС,

-(УрС.) + — (УКриС.+d —'')} + — (У(риС.+а —''))=0. at < Ох * дх ду 1 ду

Здесь р - плотность, и и v - компоненты вектора скорости по х и уt в - полная анергия, р - давление. Для плоской геометрии в=0; У=1; а в случае цилиндрической 6=1 ; Y-y. ц - ко-

эффициент кинематической вязкости, Х=-2/Зц; й - коэффициент теплопроводности, Р,е - число Рейнольдса. С$п - номер газа, сЦл/(Зс*йе) - коэффициент диффузии, Бс=0,71 - число Шмидта. Уравнение состояния совершенного газа имеет вид

р=<7"1 )<е-РС«г+уг)/2)=(Т-1 )ро„Г, 7 ^х^^Ты^С где Г - температура газа, 7 - отношение теплоемкостей при ■ постоянном давлении ор и при постоянном объеме сц для смеси газов. В п.2.2 предлагается модифицированный метод расчета, объединяющий схемы Ошера и Пандольфи и устраняющий указанные . в п.1.2 недостатки этих схем. В этих схемах потоки через грани мезду ячейками вычисляются по формулам типа

где рассматривается вертикальная грань мевду ячейками Ъ-и Я, АЕк=Еь-Ек_: - разности между потоками в промежуточных состояниях распада разрыва, \}=и-с, \.г=и, Х3=и-с, 1=0, й=3. Предлагается при их-ин<0,2(2сь/(7ь-1 )+-2ся/(7й-1)) использовать схему Пандольфи, а при их-ид>0,2(2оь/(7ь-1)+2сд/(7р-1))

схему Ошера. Там же предложенный метод распространяется на случай неоднородного состава смеси газов и предлагается вы' числительный алгоритм.

Давление в промежуточном состоянии р* по -обеим схемам определяется из двухпараметрлческого уравнения для г:

# е:ср(<2 1п(г))=1. г=2сь/(7ь-1 )ехр(аь1п(р*/рь))/(|ь+£й), д=аь/ад В=ехр (ад/аь7. п (2сх/ ((7^.-1) ))

(V15

а<=(7{-1 )/(2Т(), ?{=р/р7«, (=Ь,Я.

'При аь<ак данное уравнение предлагается решать приближенно интерполяцией значений из таблицы предварительно вычисленных корней уравнения в диапазоне параметров. 0<<?^1, 0^1.

Если же , замена

г=2с/(7н-1) егр(алггг(р*/ря))/(Сь+Ел), 1п(в)),

приводит к уравнению

г + Ь. ехр(1/д 1п(г))=1. Корень этого уравнения также определяется путем интерполяции

табличных значедаЯ ¡в квадрате (кд<1, 0<Л<1.

Ейая г, вшяпш шрещатть все параметры среда в цромеиу-точных состаатшх 1 шЗшо формулам, где верхний знак соответствует ывксщг <0пю|яв, агаижний - методу Пандольфи.

Р, 1п(ж))ае2,

Pj^ezpJg/íi^-J | Ш№)). ■ рг"Ту> /с!

г'

с1=сьаЕ* .. сг=ся±(«-ия)(Тд-1)/2. .

В протгвиЕишжаш оэдучае а^хг^ нужно взять .д=ая/а1><1. Тогда в форвдаиг вМ&шю поменять местами индексы £ и Н.

В п.2.3 ж^тадпагашт ¡варианты полученной схэмы с различной даскретизацае® ив шраыени (явной, неявной, явно-неявной). В п.2-й (пшшгваешся .'алгоритм коррекции потоков с испо-льЕэванивм огршищпгалйй ¡потоков ю1шо<1:

примеванянй а: пведазшшвйй схеме и к уравнению переноса компонент гйзовйВ гашси. ® те.'2.5 рассматриваются граничные условия, м их ищйЖЕзтшцрн ® .¡римеввташ к предложенной схеме. В я.2.6 прэджнгеетгв раотшвне схемы апробируются на следующих задачах: обишиша «зЩ^рн ш кругового цилиндра сверхзвуковым ве вязким шша тага, снйгехаяий уступа сверхзвуковым потоком вязкого газа, ш^твченш ¡вязкой недорасширенной, звуковой струи в сяутшй (шщввщаажсй шок®. Сравнение расчетных данных с литературными jkhhihumü доказало их хорошее совпадение.

В главе 3 яшашшваш ¡постановка задачи о боковом отрыве, вызванном mxjiarmag сгщйй нартового двигателя и приводятся векоторае рздшктагш чжшюнного моделирования.

В п.3.1 (ишшавшш гаоставовка задачи: расчетная область х грдагашв зшдавия. Задана реиалась в прямоугольной области яервсишшлояшго загнавши отграниченного поверхностью теля, на шjcjtóB зэдшша> - дояошя щяишзеш потока, наветренной

границей Ь, (рис. I), где задавались параметры спутного потока с вязким пристеночным слоем вблизи боковой стенки ЛА с синусоидальным профилем скорости толщиной 0,2г (г - радиус среза сопла), верхней и подветренной границами 1г,Н, на которых задавались условий гладкого сопряжения потоков, осью симметрии На срезе сопла задавались параметры струи с заторможенным пристеночным слоем толщиной 0,1га. Газы спутного потока и струи принимались вязкими совершенными теплопроводными. Расчеты проводились для областей счета размерами (40га«16га), имеющих до 12000 расчетных точек: (134«10Э), (72«62), (36-31 \ на неравномерных сетках с наибольшей густотой сетки у боковой поверхности тела к в окрестности его кормовой части - в обла-тях наибольшего изменения параметров течения.

В п.3.2 описываются обнаруженные при расчетах три режима отрывного течения, возникающие при определенных комбинациях определяющих параметров. В п.3.2Л описывается закрытий режим течения в отрывной зоне, с низкими концентрациями газа струи {Саи=0,15) и дозвуковыми скоростями в ней, когда передний (основной) вихрь отрывной зоны изолирован от струйного течения, к механизм попадания газа струи в отрывную зону - диффузионный (рис. I).

В п.3.2.2 описан обнаруженный при расчетах открытый режим отрывной зоны, когда передний вихрь имеет канал конвективного обмена массой со струйным течением (рис. 2). Механизм попадания газа струи в отрывную область - конвективный, хотя газ может попадать туда также посредством диффузии через задний вихрь. Средняя концентрация газа струи выше, чем при закрытом режиме, и может достигать Сац=0,5. Скорости течения в отрывной зоне остаются еще дозвуковыми.

В п. 3.2.3 описывается обнаруженный периодический режим течения, когда фаза 'замкнутой отрывной зоны периодически чередуется с фазой открытой зоны (рис. 3 и 4). Механизм попадания газа струи в отрывну» обгастк при атом режиме попеременно диффузионно-конвективный, поэтому средняя концентрация газа струи меньше, чем при открытом режиме, но больше, чем при закрытом (С и0,25). Все параметры отрывной зоны испытывают периодические колебания своих значений до 5-10*, связанные со сменой фазы. В фазе открытой отрывной зоны накопление в ней массы газа приводит к повышению давления, увеличению длины

отрывной' зоны-, уменьшению скорости> в передаем вихре до всюду дозвуковой, и, в конечном счете, смене фазы на закрытую. В „юминт смены.фазы давление и длина зоны максимальны. В фазе закрытой зоны давление, а вместе с ним и длина отрывной зоны постепенно уменьшаются. Одновременно увеличивается "положительный градиент давления в задней части переднего вихря, что приводит к увеличению скорости течения до сверхзвуковой с числом Маха, доходящим до 1,4. Это приводит к новой смене фазы.

В п. 3.3 исследуется процесс формирования бокового отрыва при внезапном включении двигателя второй или третьей ступени. Обнаружено, что этот процесс имеет периодический характер перехода ог режима с открытой отрывной зоной к режиму с закрытой и обратно (рис. 5 и 6), пока не установится конечный режим, течения (один из трех описанных выше).'

В п. 3.4 приводятся исследования сходимости решения с. изменением шага сетки; обнаружено, что с уменьшением шага сетки параметры отрывного течения, сходятся, характер же течения согласуется при расчетах с различным числом точек сетки.

В главе 4 излагаются результаты исследований влияния отдельных определяющих параметров задачи на отрывное течение, вызванное взаимодействием' выхлопной струи двигателя и слутно-го потока.

В п. 4.1 исследуется влияние степени нерасчетное™ струи в диапазоне 100«К105 при Вед=3300; *в=6; ¿а=3,8; Тд=2Ь& К; ?а=1880 К; 7в=1,4; ча=1,17. На рис. 7 приведены зависимости длины отрывной зоны Т (расстояния от донного среза ЛА до точки отрыва), ут\ла отрывной зоны а, средах по отрывной зоне давления ра1/. приведенного к ра, концентрации газа струи Сау, средней энтальпии от степени нерасчетности П; С увеличением п. обнаружено изменение режима отрывного течения. При малых п отрывная зона является замкнутой, при 2000<п<6000 реализуется открытый режим течения с максимумом средней концентрации <7оо, : при п>6000 течение носит периодический характер.

В и.4.2 исследуется влияние числа Рейнольдса спутного потока в диапазоне .30<Вев<16500 при п=5000; »в=6; *о=3,8; Гв= 256 К; Га=1880 К; 7в=1 ,4; 7о=1,17. Зависимости основных параметров отрывной зоны ог Веа приведены на рис. 8. Изменение Иев сопровождается сменой режима течения. При малых Яев отрывная зона - закрытого типа, при Лев около 3300 отрывная зона

открытая, в концентрация газа струя в отрывной зоне достигает максимума; при больших йев, например, при Неа=1650П, наблюдается периодический режим течения.

В п. 4.3 исследуется влияние показателя адиабаты газа струи в диапазоне 1,17<7а<1,4 при п=5000; *в=6; *а=3,8; Тд= 256 К; Га=1880 К; 7в=1,4. Обнаружено, что с> увеличением 7о почти всех параметры отрывной зонн уменыпаются (рис. 9), что объясняется уменьшением угла разворота струи и уменьшением ее силовой нагрузки на спутное течение.

В п. 4.4 исследуется влияние температуры струи в диапазоне 300 «1880 К при п=5000; Ие =5300; V =6; М =3,8; Т =

Л в , в О ' в

256 К; 7в=1,4; 7о=1,17. Проведенные расчеты показали, что уменьшение Та внзывает удлинение отрывной зоны I и увеличение средней концентрации газа струи Сах) (рис. 10), что объясняется возрастанием силового воздействия струи на спутный поток из-за роста плотности и инерционности струи. Рекордное значение Сау£0,7 наблюдается при !Га=300 К. При уменьшении Т также наблюдается смена режимов течения в порядке закрытый - откра-. тый - периодический.

В п. 4.5 рассматривается влияние числа Маха спутного потока в диапазоне 4УГ £10 при п=3000; Вев=3300; Ма=3,8; Тч=256 К; 7' =1880 К; 7 =1,4; 7 =1,17. С увеличением М при больших п

(X 8 О/ в

также обнаруживается изменение режимов отрывного течения.- На . рис. II приведены зависимости основных параметров отрыйного течения, характер поведения которых объясняется усилением динамического воздействия'спутного потока на струйное течение, . пропорционального "!вМ?д.

В п. 4.6 исследуется влияние числа Мэха струи на срезе сопла в диапазоне -<3,8 при п=5000; Бе = 3300; И =6; Т =

а с я ее

256 К; Га=1880 К; 7а=1,4; 7а=1,17. Зависимости основных параметров отрывной зонн от Иа приведены на рис. 12. Увеличение ¡¡а вызывает линейное возрастаний длины первой бочки в струе, что при постоянной ширине бочки приводит к уменьшению угла расширения струи и, как результат, к сокращению размеров отрывной области.

В п. 4.7 рассматриваются 'важные с практической точки зрения вопросы приближенного экспериментального моделирования бокового отрыва с неполным соблюдением критериев подобия, поскольку моделирование горячих.струй продуктов сгорания прово-

дится часто холодными струями воздуха. При атом возможно лишь моделирование размеров зоны и давления в ней, но не темпера' туры и состава газа. Указываются условия, при которых возможно приближенное моделирование отрывного течения. Предлагаются аппроксимационные,зависимости длины отрывной зоны и среднего давления в зависимости от определяющих параметров задачи:

0,233(л1/г-И7)Ее1М I----:- ;

(¡(в+1) (1+¥/3) 0+7/20) (7а-0,75)

4,93 (1 +л1 /г/150) (1 +1Гв/7) (1 +7/30) РшГ (1+0,1Не1^4)(1+Ма/5)(7а+1)

где Т =Т /Т .

а а в

В п. 4.8 посредством анализа данных параметрических исследований устанавливается однозначная зависимость режимов отрывного течения от длины отрывной зоны. При малых длинах 1< 14га наблюдается закрытый режим течения, при длинах Ыга<1< 18га наблюдается открытый режим, при ЪШг^ реализуется периодический режим' течения.

В заключении сформулированы основные результаты, полученные в диссертации:

1. Разработан метод расчета течений газовых смесей, основанный на применении модифицированной схемы Ошера-Пандольфи второго порядка точности с использованием ограничителя потока т1пшо(1, удовлетворяющей свойству ТТЛ, -и создана программа расчета отрывных, течений.

2. Разработана явно-неявная модификация данной схемы, позволяющая получать решения без уменьшения шага по времени при изменении Ие, Та, Ыд и др., и на ее основе создана программа. Разработана полностью неявная схема и на ее основе создана программа для расчета стационарных течений.

3. Реиена нестационарная задача возникновения и развитля отрыва потока на цилиндрической поверхности летательного аппарата под действием выхлопной струи маршевого двигателя.^

4. В результате проведенных расчетов обнаружено существование при различных комбинациях определяющих параметров задачи трех режимов отрывного течения: с закрытой отрывной зоной, с открытой отрывной зоной и периодического режима, при

котором фазы открытой и закрытой зоны периодически чередуются.

Б. Установлено, что в отрывной зоне в зависимости от некоторых значений определяющих параметров средняя концентрация газа струи может достигать более 70%.

6. Определен механизм поступления газа струи в отрывную зону. зависимости от режима отрывного течения он бывает диффузионным, инжекционным и попеременно диффузионно-инжекцион-ным.

7. Проведено исследование влияния основных определяющих параметров задачи: степени нерасчетности струи п. числа Рей-нольдса спутного потока 11ев, показателя адиабаты газа струи 7 , температуры струи Т , чисел Маха струи на срезе сопла и в спутном потоке Ха, Мд на отрывное течение и его газодинамические и геометрические характеристики.

8. Установлено, что с увеличением степени нерасчетности струи при постоянных значениях прочих определяющих параметров возрастают размеры отрывной зоны и меняется режим отрывного течения от режима с закрытой отрывной зоной к режиму в открытой отрывной зоной и далее к периодическому режиму. При этом среднее давление в отрывной зоне возрастает монотонно, а средние концентрация газа струи и энтальпия имеют максимум при режиме открытой отрывной зоны.

" 9. Обнаружено, что при малых числах Рейнольдеа Явд отрыва не существует. О увеличением 11е давление в отрывной зоне падает, а размеры ее монотонно возрастают. Для достаточно больших значений п при этом происходит изменение режимов отрывного течения в- последовательности закрытый-открытый-периодический.

10. Установлено, что с увеличением показателя адиабаты струи 7а размеры отрывной зоны, среднее давление, концентрация газа струи в ней монотонно уменьшаются, а границы между отдельными режимами отрывного течения смещаются в область больших степеней нерасчетности струи.

11. Установлено, что с уменьшением температуры струи Г размеры отрывной зоны и средняя концентрация газа струи в ней монотонно возрастают. При этом для достаточно больших п может происходить и изменение режима отрывного течения, если изменения Г велики. Границы между отдельными режимами течения

при уменьшении Га смещаются в область меньших степеней, нерас-четности струи.

12. Установлено, что увеличение числа Маха спутного потока вызывает сокращение размеров отрывной зоны, повышение средних значений давления и концентрации газа струи и .смещение границ между режимами отрывного течения в область больших значений п.

13. Установлено, что увеличение числа Маха струи на срезе сопла вызывает сокращение размеров отрывной зоны, уменьшение средней энтальпии и увеличение средних значений давления и концентрации газа струи' в отрывной зоне.

14. Найдена однозначная зависимость между длиной отрывной зоны и типом резким? отрывного течения. При 1<14г& реализуется режим с замкнутой отрывной зоной, область существования режима с открытой отрывной зоной находится в диапазоне 14га<1<18га, при I>18га реким течения - периодический.

15. Рассмотрены возможности приближенного эхперименталь-ного моделирования бокового отрывного течения при взаимодействии выхлопной струи со спуткнм течением. Покапано, что при неполном совпадении параметров подобия модели и "натуры" можно добиться совпадения лишь отдельных параметров отрывного' течения, но не всех. Предложены аппроксимационные зависимости длины отрывной зоны и среднего давления в зависимости от оп-ределявдих параметров задачи.

Основные результаты диссертации опубликованы в работах:

1. Мышенков Б.В., Мышенков В.И. Неявный консервативный метод • расчета вязких струйных течений// Научн. тр./Моск.

Ле со техн. Ин-г-1991-Вып. 238-С.И4-Т26. ,

2. Мышенков Е.В., Мышенков В.И. Режимы бокового ламинарного отрыва, вызванного выхлопной струей // Изв. РАН. МЖГ-1994-#1-0.132-138.

т

РИС. 1. OIPU3HOE ТЕЧЕНИЕ. ЛИНИИ» TCKR

Ми.» 3.80 Са=1.17 W1880. n - .10Е*04 CYL- Т

Me- 6.00 Са>1'.4№ Та,- 2S6. Ree» .ЗЗЕ+04 t » 180.8

РИС, 2. ОТРЫВНОЕ ТЕЧЕНИЕ. ЛИНИИ ТОКА

На» 3.8Q Ca« 1.17 Та=1880. n - .50Е*04 CU= Т

Не» 6,00 Ge»1,40 Те» 256. Ree- . ЗЗЕ+04 t » 362.8

РИС. 3. ОТРЫВНОЕ ТЕЧЕНИЕ. ЛИНИИ ТОКЙ

Но- 3.80 Go=l. 17 Та* 1880. г, - .) 0Е«-05 CYl= Т

Ив» 6.00 Ge=I.40 Тв= 256. Re» .ЗЗЕ+04 1 » 208.3

рис. 4.

«q= 3.80

rta= 6.00

ОТРЫВНОЕ ТЕЧЕНИЕ. ЛИНИИ ТОКВ Ga=l. 17 Та=1Б80. -n = . 10Е+05 Gs=1.40 Ts* 256. Re= .ЗЗЕ+04

C4L* T t » 226.9

РИС. 5. ОТРЫВНОЕ ТЕЧЕНИЕ. ЛИНИИ ТОКЯ

11а- 3.80 Са=1.17 Та=1ба0. п « . ЮЕ+05 СУ|_= Т

Пз= 6.00 Се=1.40 Те- 256. Не« .Г53Е+04 » = 23.4

РИС. 6. ОТРЫВНОЕ ТЕЧЕНИЕ. ЛИНИИ ТОКИ

На» 3.80 Са=1.17 Та=1880. п'- .ЮЕ+05 СУ1- Т

Не1 6.00 Се=1.40 Те» 256. йе= .ЗЗЕ+04 I - 42.0

■4* О,й

Риг. 7 Влияние степени нерасчетаостъ. струи на параметры отрывной области цри Ыа= 3,8; Ых= 6, 3300, Та= 1880 К , •4= Z56K.ru « Г» = 1,4;

отрывной области цри Ма= 3,8; й5= 6, п. = 5000, Та=£8Ю К, % = 255 К, и = ^ Д?. 'Л =1.4 ;Е%=3300

Í7

Рис. 9 Влияние показателя адиабаты струи на • параметры отрывной области при Ыа= 3,8; М5= 6 , Se,» 3300, л = 5000, Та= 1880 К, Т.= 256 К= 1,4

Río. 10 Блияние температуры струи на параметры отрывной области при Ма= 3,8; Mj = 6, Ses=3300,M = 5000, Ts= 256 К, Га =1.17; Й- 1,4

г

24 16

__ у

2,6 /я _ Ссу

'/Я

Сам

О,г о>ч

4 .6 8 М ю

Рис. II Влияние числа М5 на параметры отрывной области при М&= 3,8; йе,= 3300, п = 5000 , Та= 1880 К, Т,= 256 К, ^ = 1,17; К =1,4

г

ю

Сй^

• »»юоо V

Ры 1 ■ . .. 05

Сы

---- _ ---

г,8

Рис. 12 Влияние числа Ма на параметры отрывной области цриМ$= 6, Ке5= 3300,Та=1Ш0 К, Те =256 К, Га =1,17; £ ,4; п = 1000 И 5000 МФТй 7.02.92 г. заказ г«е>. го,*,.

г