Методы расчета газотермодинамики сверхзвуковых турбулентных затопленных струй и их взаимодействия с преградой тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

0034

На правах рукописи

Сафронов Александр Викторович

МЕТОДЫ РАСЧЕТА ГАЗОТЕРМОДИНАМИКИ СВЕРХЗВУКОВЫХ ТУРБУЛЕНТНЫХ ЗАТОПЛЕННЫХ СТРУЙ И ИХ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ С ПРЕГРАДОЙ

Специальность: 01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук

2 5 !■:□}] 2003

Москва-2009

003474418

Работа выполнена в ФГУП "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ЦНИИмаш)

Научный руководитель:

доктор технических наук,

профессор Липницкий Юрий Михайлович

Официальные оппоненты:

доктор физико-математических наук, профессор Зубков Павел Тихонович

доктор физико-математических наук, профессор Иванов Михаил Федорович

Ведущая организация:

Научно-исследовательский институт механики МГУ им. Ломоносова

Защита диссертации состоится « » Сл-^/уа 2009 г. в / ¿Р. ¿> часов на заседании диссертационного совета Д212.156.08 при Московском физико-техническом институте (Государственном университете) по адресу:

141700, Московская область, г. Долгопрудный, Институтский переулок, дом 9.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Московского физико-технического института (ГУ).

Автореферат разослан «_ 24 » ^е-^-сРЛ 2009 г.

Ученый секретарь диссертационного совета к.ф-м.н.

Коновалов В.П.

Общая характеристика работы

Представленная диссертация посвящена, во-первых, созданию верифицированных численных моделей газотермодинамики сверхзвуковых неизобарических затопленных турбулентных струй продуктов сгорания и методик расчёта их теплосилового воздействия на элементы газоотводящих устройств. Во-вторых, развитию вариантов метода Годунова С.К. численного расчета нестационарных и стационарных течений газа, основанных на аппроксимации потоков на границе ячеек сетки с помощью приближенных решений соответствующих модельных задач о распаде разрыва и о взаимодействии двух равномерных сверхзвуковых потоков.

Актуальность темы. Необходимость обеспечения высокой надежности и сложность газодинамических и термодинамических процессов при взаимодействии струй двигательных установок (ДУ) с газоотражателем при отработке старта ракет-носителей (РН) требуют большого объема экспериментальных исследовании на разномасштабных моделях. Актуальность и практическое применение работы связаны с повышением экономичности исследований процессов газодинамики старта РН за счет оптимизации дорогостоящих этапов экспериментальной отработки путем применения методов математического моделирования в части определения степени влияния на исследуемые процессы характерных параметров и критериев подобия, а также учета факторов, трудно воспроизводящихся при физическом моделировании. Например, влияние температурного фактора - сравнением полей течения холодных модельных и горячих натурных струй, моделированием воздействия при траекторных ситуациях которые невозможно воспроизвести на опытных стендах, прогнозированием температурных режимов конструкций которые в период старта носят нестационарный характер и не воспроизводится в экспериментах и т.д. Исследуемые сверхзвуковые струйные течения характеризуются ударно-волновой структурой в ядре струи и турбулентным смешением газов истекающей струи с воздухом, приводящим к постепенному выравниванию давления в струе с внешним давлением и сопровождающимся догоранием топлива. Рассматриваются расстояния от среза сопла, при которых существенно воздействие струй ДУ на элементы газоотводящих конструкций.

В развитие теории и методов расчёта газодинамики сверхзвуковых турбулентных струйных течений большой вклад внесли известные ученые: Абрамович Г.Н., Spalding D.B, Dash S.M., Ашратов Э.А., Иванов A.B., Пирумов У.Г., Крайко А.Н., Козлов В.Е, Гиршович Т.А., Крашенинников С.Ю., Секундов А.Н., Смирнова И.П., Родионов A.B., Иванов И.Э., Глушко Г.С., Крюков И.А. и др. В области газодинамики старта известны: Бобышев С.В., Добросердов И.Л., Круглов Ю.А., Синильщиков Б.Е., Зюзликов В.П., Зазимко В.А., Клочков A.B. и др. Экспериментальные результаты получили: Абрамович Г.Н., Witze Р.О, Кра-соткин B.C., Мышанов А.И., Шалаев С.П., Широков H.H., Юделович М.Я, Lou J.C., Seiner J.M., Погорелов В.И., Nagamatsu Н.Т., Eggers, J.M., Аниупов A.B., Глазнев В.Н., Сулейманов Ш., Запрягаев В.И. и др. Процессы теплообмена при взаимодействии сверхзвуковых турбулентных потоков с преградами изучаются

экспериментально, в этой области известны ученые: Анфимов H.A., Белов Н.В., Юдаев В.Н., Дыбан Е.М., Мазур А.Н., Лунёв В.В., Карпов В.А. и др.

Однако, в имеющейся литературе, практически отсутствуют данные измерений и расчётов отвечающие рассматриваемым условиям. Прежде всего, это касается исследования газодинамики затопленных турбулентных струй продуктов сгорания при нерасчётном режиме истечения. При этом в диапазоне чисел Маха на срезе сопла Ма=3-^4 практически нет данных измерений как горячих, так и холодных струй.

Проблемой, вызывающей наибольшие трудности при численном исследовании струйных течений является моделирование турбулентной вязкости, посредством которой вычисляются осредненные параметры турбулентного потока. Турбулентная вязкость не является физическим свойством газа, не существует и универсальной математической модели, поэтому применение того или иного варианта требует верификации сравнением с экспериментальными данными для рассматриваемого класса течений.

Одним из определяющих факторов адекватности математических моделей является метод дискретизации дифференциальных уравнений (разностная схема). Для задач газодинамики, численный метод Годунова С.К. (1959), является наиболее надежными в расчёте сложных разрывных течений. В методе Годунова аппроксимация потоков на границах ячеек разностной сетки осуществляется с помощью точного решении задачи Римана распада разрыва с начальными условиями, соответствующими состояниям газа в соседних ячейках разностной сетки. Схематически произвольный одномерный разрыв газа распадается на три волны: на левую волну, контактный разрыв и правую волну. Левые и правые волны могут быть в зависимости от перепада давления, как волнами разрежения, так и волнами сжатия (скачками). Точное решение задачи Римана сводится к итерационному решению системы нелинейных алгебраических уравнений и требует значительных вычислений, даже в случае совершенного газа. Кроме того, в ряде физических случаев, точное решение задачи распада разрыва получить весьма затруднительно, например, для рассматриваемых многокомпонентных потоков с переменными теплофизическими характеристиками и химическими реакциями. Для расчёта таких течений, актуально развитие вариантов метода Годунова С.К., основанных на приближенном решении задачи Римана. При этом важнейшим критерием допустимости схемы, кроме выполнения законов сохранения, является условие неубывания энтропии. Энтропийное условие выполняется в методе Годунова с точным решением задачи Римана, но не во всех схемах на основе приближенного решения этой задачи. Причем в литературе этой проблеме уделено мало внимания.

Цели и задачи работы. Работа состоит из двух основных частей. Целью первой части (главы 1,2) является разработка численных методов решения уравнений газодинамики типа Годунова на основе приближенных решений задач о распаде разрыва и о взаимодействии двух равномерных сверхзвуковых потоков с выполнением условия неубывания энтропии. Целью второй части работы является экспериментально-теоретическое исследование струй ДУ и теплосиловых нагрузок на газоотражатель при старте РН; Задачи второй части

включают создание физико-математических моделей сверхзвуковых затопленных турбулентных струй продуктов сгорания, получение недостающих опытных данных, верификацию предложенных численных методов расчета струйных течений с применением различных моделей турбулентной вязкости, а также разработку инженерных методик расчета параметров струй и теплосиловых нагрузок при натекании их преграду.

Методы исследования. Результаты работы получены на основе сочетания метода математического моделирования и экспериментальных исследований. В теоретических исследованиях использовались модели на основе уравнений Эйлера, уравнений пограничного слоя (УПС), осредненных по Рейнольдсу/Фавру параболизованных уравнений Навье-Стокса (ПУНС) с различными алгебраическими и дифференциальными моделями турбулентной вязкости, решаемые с помощью разработанных автором эффективных численных методов. Физическое моделирование проводилось с помощью стендового оборудования с использованием в качестве рабочего тела воздуха и продуктов сгорания твердых наполнителей.

Достоверность результатов подтверждается использованием теории численных методов, законов сохранения и условия неубывания энтропии. Всесторонним тестированием разработанных численных методов и алгоритмов на точных решениях специальных задач газодинамики в предельных сочетаниях параметров; исследованием устойчивости и сходимости решений на последовательности сгущающихся сеток; сравнением результатов расчётов с экспериментальными данными и результатами расчётов тестовых задач другими авторами.

Практическое значение. Представленные численные схемы решения уравнений гидродинамики просты в реализации, экономичны и могут быть использованы в решении широкого круга практических задач. Предложенные численные методы расчёта струйных течений и инженерные методики определения теплосиловых нагрузок на элементы конструкций в условиях старта направлены на оптимизацию экспериментальных исследований и повышение достоверности пересчета результатов модельных экспериментов на натурные условия. Разработанные методы и результаты расчётов применяются организациях КБ "Салют", КБТМ, КБОМ, МИТ, ЦНИИмаш (г. Москва) и других для прогнозирования газодинамических нагрузок на изделия, сокращения объемов научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ при создании, эксплуатации и тиражировании стартовых комплексов.

Научная новизна работы состоит в развитии численных методов газодинамики, сочетании численного и физического исследования газотермодинамики сверхзвуковых высокотемпературных турбулентных затопленных струйных течений и определяется основными положениями, выносимыми на защиту.

Основные положения, представляемые к защите: • Реализации метода Годунова численного решения нестационарных и стационарных уравнений газодинамики на основе новых приближенных решений соответствующих модельных задач распада разрыва и взаимодействия плоских сверхзвуковых потоков в массовых переменных с максимальной локальной оценкой скоростей волн, обеспечивающей выполнение энтропийного условия.

• Численные методы расчета струйных течений при старте, с экспериментальной проверкой учета основных процессов: турбулентного смешения, вязко-невязкого взаимодействия, ударно-волновой структуры, догорания топлива.

• Результаты экспериментальных исследований и инженерные методики расчета параметров сверхзвуковых затопленных высокотемпературных струй и их теплосилового воздействия на преграду.

• Результаты численных расчётов струйных течений с различными моделями турбулентной вязкости, их сравнение с опытными данными и рекомендации по применению моделей турбулентности для расчета сверхзвуковых затопленных струй продуктов сгорания.

Апробация работы. Основные результаты работы докладывались и обсуждались на научно-технических конференциях в 1990-2009 гг., проводимых ЦНИИмаш, ЦАГИ, МАИ, ИПМ им. Келдыша, МВТУ и др., включая следующие доклады с опубликованными тезисами. Школы-семинары ЦАГИ 1991, 2006,2.007. Гагаринские научные чтения по космонавтике и авиации 1991. Международная конференция "Научно-технические проблемы космонавтики и ракетостроения", ЦНИИмаш 1996. Всероссийская научная конференция "СТАРТ-99", МВТУ 1999. Международные конференции по неравновесным процессам в соплах и струях, Истра-Москва 2000, Санкт-Петербург 2006. Международные конференции «Окуневские чтения», Санкт-Петербург 2006,2008. Second European Conference for Aerospace Sciences (EUCASS), Brussels, Belgium, July 1-6,2007. XVII Всероссийская конференция "Теоретические основы и конструирование численных алгоритмов и решение задач математической физики с приложениям к многопроцессорным системам", Дюрсо, 2008. ХХХ1П академические чтений по космонавтике "Актуальные проблемы Российской космонавтики", Москва 2009г.

Публикации. Основные результаты диссертации опубликованы в 17 печатных работах [1-17], них 11 - в научных журналах перечня ВАК.

Личный вклад автора. Все представленные численные методы и алгоритмы разработаны автором. Во всех приведенных данных измерений на холодных и горячих стендах, автор ставил задачи, принимал непосредственное участие в испытаниях, проводил обработку и анализ результатов.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, 5 глав, заключения и списка литературы. Полный объем работы, включая 5 таблиц, 73 наименования рисунков и список литературы, насчитывающий 122 наименований, содержит 175 страниц.

Краткое содержание работы

Во введении обосновывается актуальность темы диссертационной работы. Показана роль методов физического и математического моделирования при исследовании процессов газодинамики старта. Приведен обзор литературы, поставлены цели и дана общая характеристика диссертационной работы.

В первой главе представлена экономичная схема численного решения уравнений газодинамики типа С.К. Годунова. В разделе 1.1 приведен обзор и анализ численных схем, основанных на приближенном решении задачи Римана. Рассмотрены схемы Холодова А.С.(в консервативном варианте, 1978), Roe

P.L.(1981), HLL(Harten, Lax, van Leer, 1981), HLLC (Toro E.F. и др.,1994), Ошера (Osher S.,1982). К этому классу схем можно отнести также метод крупных частиц Белоцерковского О.М.-Давыдова Ю.М.(1970) с аппроксимацией уравнений 1-го этапа расщепления (эйлерова) на основе решения соответствующей задачи распада разрыва, предложенного автором. Из перечисленных схем доказанным считается выполнение условия неубывания энтропии в расчетах с помощью схем Ошера и HLL. Схема Ошера основана на изоэнтропическом решении задачи Римана и требует аналитического выражения для характеристик (что иногда затруднительно), при этом время счета близко к схеме Годунова. Недостатком схемы HLL является "размазывание" контактного разрыва, поскольку применяется решение задачи Римана в двухволновом приближении, без учета контактного разрыва.

В,разделе 1.2. предложена схема, на основе нового приближенного решения задачи Римана с помощью соотношений на газодинамических разрывах в Лагранжевых (массовых) переменных. В этом случае в решении задачи Римана учитывается контактный разрыв, и это решение зависит от двух параметров: массовых скоростей (скоростей потока массы) через левую и правую волны. Показано, что при выборе этих параметров из максимальной локальной оценки, диссипативные свойства схемы превышают диссипацию схемы Годунова с точным решением задачи Римана, что обеспечивает выполнение условия неубывания энтропии при вычислениях. Рассмотрим краткое описание схемы на примере двумерных уравнений гидродинамики в расщеплении по оси х:

U¡+FX 0 , U = {p,pu,pv,pE}T, F = {pu,pu2+P,puv,puE + Pu}T,( 1)

с разностной схемой в виде: U?+l -—(F¡+U2-FMn) , (2)

Ах

где р- плотность вещества, и - компонента скорости по оси д: (нормальная к грани ячейки), V - компонента скорости по оси у (касательная к грани ячейки), Р - давление, £=s+z?/2+v2/2 - полная энергия, е- внутренняя энергия единицы массы, п - номер шага по времени с интервалом At, i - номер ячейки сетки по оси х с разбиением Ах.

В методах Годунова С.К. поток на границе ячеек F,+j/2 вычисляется на основе точного или приближенного решений задачи Римана с параметрами, равными параметрам вещества в соседних ячейках сетки. Схемы типа Годунова устойчивы при числе KypaHTa:CFL=wmax¿l£/zlx <1, где ^„-максимальная скорость распространения возмущений. Предаю- ¡ i+1/2 женный метод состоит в аппроксимации потока на Рис.1. Схема распада границе ячеек сетки с помощью приближенного разрыва решения задачи Римана из соотношений на поверхности газодинамических разрывов:

AF = wAU , ' (3)

где w - скорость распространения разрыва, символ А обозначает разность значений соответствующей величины на разрыве.

Основная идея метода заключается в применении выражений законов сохранения массы, импульса и энергии на поверхности газодинамического разрыва в виде, соответствующем уравнениям (1) в Лагранжевых переменных:

Лт=0 , тЛЕ+Л(Ри) =0 , тЛи+ЛР=0 , тЛУ=0, (4)

где т - массовая скорость (плотность потока вещества) через поверхность разрыва, которая выражается в виде:

т=р(и-V/) (5)

На контактном разрыве т=0, в этом случае выражения (4) имеют вид:

ЛР=0, Ли=0 (6)

Применительно к волнам разрежения т~рс (с-скорость звука). С помощью (4-6) решим задачу Римана. Обозначим индексами: 1- параметры в левой ячейке сетки, 2- в правой, 3- между левой волной и контактным разрывом, 4-между контактным разрывом и правой волной как показано не схеме течения (рис.1). Поскольку на контактном разрыве т-0, решение задачи зависит от двух параметров - массовых скоростей через левую и правую волну Ш\ и т2 соответственно. Условимся считать данные массовые скорости положительными. Решение имеет вид:

Р ,=Р^Р^[Р1тх+Рхт1 - тхт2(и2 - и0]/(т^+т^) , (7)

и,=щ=ги=(и2т2+и!т1 -Р2+Р])^(щ+^-2), (8)

1/р1=1/р1-(Р.-Р])/т1\ 1/р^1/р2-(Р.-Рт)/т22, (9)

£'3=е,+ (Р.2 - Р^/т^Я, е4=е2 + (Р.2-Р22)/т2г/2, (10)

V1гV2, (11)

■Му=и1-гп\/р\, у/2=и2+т2/Р2. (12)

В данных соотношениях индексы соответствуют номеру зоны на схеме рис.1. При скорости левой волны > 0 поток на границе ячеек вычисляется по параметрам в зоне 1 , а при скорости правой волны\у2 < 0- по параметрам в зоне 2. Аппроксимации потока на границе ячеек сетки при и>!<0 и м>2>0, с учетом соотношений (3), представляется в виде приращений к потокам в соседних ячейках сетки:

рА = +™2(и4-и2), и. <0 1 '

Векторы консервативных переменных Сз илиСД вычисляются по соответствующим параметрам р, и, V, е, найденным с помощью формул (8-11). Уравнение состояния используется при определении параметров т1 и т2 и не требуется при вычислении приращений потока в формуле (13), что облегчает применение схемы на случай расчётов течений с переменными теплофизическими свойствами.

В разделе 1.3 диссертации, обоснован следующий способ выбора массовых скоростей в рассматриваемой задаче:

1) Вычисляются массовые скорости левой и правой волны согласно (5) по максимальным наклонам характеристик:

тх -рх тах(с,,с2 +щ-и2) , т2 = р2 шах(с2,с, +щ-и2), (14)

2) В случае конфигурации с ударными вонами:

Щ '= Ргсъ пРи Ргсг > Л(с2 +«i ~иг) > Aciî

тг =р1с1, при yOjс, >p2(ci -«2)>/72с2 (15)

Показано, что с выбором массовых скоростей (14)-{15) схема отвечает условию неубывания энтропии и положительно определена по плотности и энергии (9)-(10). Скорости левой и правой волн определяются по формулам (12). Скорости звука сх и сг вычисляются по состояниям среды в соответствующих ячейках сетки с помощью уравнения состояния.

Характерной особенностью предложенной схемы является также то, что вследствие выполнения соотношений (4)-(6), реализуется более простой алгоритм вычисления потока Fj+ш - непосредственно по величинам p,u,v,s,P полученным из (7)-(11). При этом энтропийно обосновано ограничение на вычисленное с помощью (7) давление P«=max(P.,/îx), гдедх=1.е-б.

Предложенный алгоритм применяется для аппроксимации потоков на границах соседних внутренних ячеек разностной сетки, а для вычисления параметров на гранях ячеек прилегающих к границе расчётной области рекомендуются процедуры согласно идеям работы Годунов С.К. и др. (1976). Представленный в разделе 1.4 большой объем тестовых расчетов специальных одномерных нестационарных задач Того E.F.(1999), задач расчета течения в сопле методом установления, а также сопоставление результатов решения тестовой задачи взаимодействия осесимметричной струи с преградой с решением методом Годунова, подтверждает эффективность схемы. Приведенная схема не имеет осцилляций на разрывах проблем при смене знака характеристик и не требует снижения числа Куранта на сильных разрывах. Результаты численных расчётов зон разрежения и скачков близки к схеме Годунова.

Во второй главе предаожна численная схема расчёта сверхзвуковых стационарных течений газа являющаяся обобщением нестационарной схемы главы 1. Подход основан на аппроксимации потоков на границах ячеек сетки с помощью приближенного решения задачи о взаимодействии плоских стационарных сверхзвуковых потоков. Применяются соотношения, выражающие законы сохранения массы импульса и энергии на поверхности стационарного разрыва, для уравнений в массовых переменных с максимальной локальной оценкой наклона волн. В разделе 2.1 дано описание схемы. Приведено обобщение схемы на случай маршевого расчёта дозвуковых вязких зон, с помощью процедуры «расщепления» продольных градиентов давления Виньерона (Vigneron Y.C.,1978). В разделе 2.2 приведено обоснование выбора наклона волн при аппроксимации потоков на границе ячеек сетки. В разделе 2.3 приведены результаты расчётов различных задач в сравнении с аналитическим решением и расчётами с помощью стационарного аналога метода Годунова С.К. (Иванов М.Я., Крайко А.Н., Михайлов Н.В.,1972). Результаты вычислений близки к результатам, получаемым с применением стационарного аналога метода Годунова, при этом время счета в 2-2.5 раза меньше. Приведенное в диссертации численное решение тестовых задач показало эффективность предлагаемой схемы для расчётов сложных газодинамических течений.

Возможности предложенных в главах 1,2 численных методов иллюстрируются также приведенными ниже результатами расчетов.

В третьей главе представлены математические модели сверхзвуковых неизобарических турбулентных затопленных струй продуктов сгорания. Схема течения показана на рис. 2. В рассматриваемых условиях начальный участок струи, с ударно-волновой ("бочкообразной") структурой, составляет до 4-^5 "бочек" струи, или 20ч-50 радиусов сопла (Яа). Во внешней части слоя смешения затопленных сверхзвуковых струй течение дозвуковое. Длина сверхзвукового участка, после которого струя становится практически изобарической, составляет до (100^200)/?а.

В разделе 3.1 представлены постановка задачи и обзор методов расчёта. В разделе 3.2 приведена физико-математическая модель, разработаны зональные подходы, учитывающие основные газодинамические особенности течения и позволяющие решать задачу экономичными маршевыми методами. Основными допущениями являются исключение вязкого переноса количества движения, энергии и диффузионных потоков массы в продольном направлении, а также возмущений, передаваемых через давление вверх по потоку в дозвуковых зонах течения. Для описания течений в неизобарических сверхзвуковых турбулентных затопленных струях, согласно работе Авдуевский B.C. и др. (1989), в качестве базовой модели приняты параболизованные уравнения Навье-Стокса (ГГУНС), которые замыкаются уравнением состояния, выражениям для полной энтальпии, моделью турбулентной вязкости, а также соотношениями, определяющими состав смеси.

Термодинамическая модель работы включает два приближения: равновесные и «замороженные» химические реакции. Для расчёта химических реакций при смешении струй с воздухом применяется модель турбулентного диффузионного факела (для струй Абрамович Г.Н., 1960) с расчетом равновесного состава методом Юдаева Б.Н. (1988). Термодинамические свойства рассматриваемых компонент веществ и соединений С-О-Н-Ы аппроксимируются полиномами из справочника Глушко В.П.(1976). В качестве начальных данных на срезе сопла принимаются газодинамические и термодинамические параметры из расчетов течения в сопле в одномерном приближении по программе "Аст-. ра-4/РС" Трусова Б.Г.(МГТУ,1991).

В разделах 3.2-3.4 представлены методы маршевого расчёта струй ДУ при старте РН, которые развиваются и применяются автором при отработке газодинамики старта в ЦНИИмаш. В первоначальном варианте, применялась модель турбулентности Прандтля, а для численного решения ПУНС использовалась схема Мак-Кормака 2-го порядка аппроксимации, которая, как известно, имеет нефгоические осцилляции на скачках и требует процедур сглаживания решения. С помощью этой схемы особенно затруднителен сквозной расчет отражений скачков от оси симметрии. В современной реализации маршевых подходов учтено догорание, используются различные модели турбулентности и новая эффективная монотонная схема раздела 2, которая значительно расширяет диапазон применимости алгоритмов для сквозного расчета течений со скачками и зонами разрежения. Эффективность численных расчетов повышает также применение системы координат, связанной с внешней границей струи (рис. 2), которая вычисляется в процессе счета.

Первый метод (раздел 3.3) основан на разделении течения в струе на сверхзвуковую (М>1) и дозвуковую(М<1, рис.2) зоны. Течение в сверхзвуковой неизобарической зоне струи рассчитываются на основе ПУНС. С целью применения маршевого алгоритма принимается допущение о постоянстве давления в дозвуковой части слоя смешения (Dash S.M., Козлов В.Е.,1983) и течение в этой зоне описывается УПС (см. рис.2). В работе представлены эффективные алгоритмы решения УПС и стыковки локальных решений, основанные на вычислении поперечной компоненты скорости v в изобарической дозвуковой зоне струи (рис. 2) с помощью дополнительного уравнения, полученного подстановкой в уравнение неразрывности продольных градиентов плотности и скорости, найденных из уравнений сохранения продольного импульса и энергии системы ПУНС. Условно этот подход обозначен ПУНС+УПС.

теневая фотография

расчётные изолинии плотности Рис. 3. Ма=4, иа=0.65 , Г0=ЗООК.

Следующим шагом в направлении к общей модели (без допущений об изменении давления в дозвуковой части слоя смешения), является представленный в разделе 3.4 подход на основе ПУНС, эволюционность которых в дозвуковой зоне (М<1) достигается с помощью концепции расщепления продольных градиентов давления Виньерона. При этом, метод главы 2 позволяет единым образом рассчитывать до- и сверхзвуковые зоны. Условное название данного алгоритма - ПУНСВ, где В- означает Виньерон.

В разделе 3.5 для решения ПУНС предложена явная разностная схема расщепления, в которой гиперболическая (конвективная) часть уравнений аппроксимируются на основе схемы раздела 2 и подхода Колгана В.П. (1972), а вязкие члены аппроксимируются симметричными разностями.

Как показал анализ, проведенный в ряде работ, различные модели турбулентности, в том числе и 2-х параметрические требуют соответствующих поправок или подбора констант для адекватного описания процессов турбулентного смешения в сверхзвуковых затопленных струях. Вместе с этим, физически информативным параметром в турбулентных струйных течениях является толщина слоя смешения (рис. 2), которую можно определить в процессе расчёта, например по профилю концентрации газа струи. Поэтому к таким течениям применима простая модель Правдтля (1925), основанная на представлении о длине пути смешения, под которой принимают расстояние проходимое жидкой частицей поперек потока, прежде чем происходит ее смешение с окружающей жидкостью. Длина пути смешения £ (масштаб турбулентного вихря) по Пран-дтлю линейно зависит от толщины слоя смешения (8): I = £5. В разделе 3.6 путём сравнения расчетов с экспериментами модель турбулентности Прандтля адаптирована для рассматриваемых условий: предложен выбор эмпирического коэффициента £ который зависит от числа Маха на срезе сопла, а также различен для ближнего и дальнего поля струи, изменяясь в диапазоне 0.05^ 0.08.

0 20 40 60 Х/Яа

Рис.4б.Температура торможения Рис. 4. о - эксперимент

_ПУНС+УПС равновесн.

.......ПУНСВ равновесн.

----ПУНС+УПС заморож.

Х/Яа

Рис.4а. Давление торможения Пито

Развитие вычислительных средств и численных методов приводит к возможности рядового применения численного решения осредненных уравнений Навье-Стокса (УНС) методом установления. Значительные результаты в этом направлении получены авторами Глушко Г.Ф., Ивановым И.Э., Крюковым И.А. (2006) на основе метода Годунова. Для задач старта, в настоящей работе предложен алгоритм численного моделирования струйных течений на основе решения уравнений методом установления с помощью более экономичной схемы главы 1.

В маршевых методах число поперечных сеточных разбиений, как правило, составляет 150^-200 ячеек, при этом погрешность по сохранению суммарного импульса не превышает 3%. В расчетах методом установления варьировалось удаление границы расчетной области и число сеточных разбиений для достижения установления по сетке и по времени.

В разделе 3.7 приведено сравнение результатов расчетов изложенными методами между собой и с данными измерений холодных и горячих струй, которое подтверждает эффективность математических моделей рассматриваемых струйных течений. Показана правомерность, допущений в маршевых методах, об исключении возмущений передаваемых через давление вверх по потоку в дозвуковой зоне слоя смешения.

Подтверждена эффективность применения адаптированной модели Прандтля в расчетах течений с регулярным отражением скачков от оси. Показана приемле- 5 мость модели с равновесны- ^ ми химическими реакциями для расчета характеристик затопленных струи продуктов сгорания. Результаты проиллюстрированы на рис.3,4.

На рис. 3 приведено сравнение расчётных (ПУНС+УПС) полей течения холодной струи в виде изолиний плотности с теневой фотографией потока. Температура в камере Го=300К, параметры на срезе сопла: число Маха Ма=4, степень нерасчетности иа=0.65. На этом рисунке видна ударно-волновая структура струи, которая "размывается" турбулентной вязкостью по мере удаления от среза сопла. Расчетная картина течения близка к физической.

На рис. 4 приведено сравнение расчетных и экспериментальных (из главы 4) зависимостей давления Пито (4а) и температуры торможения (46) на оси струи продуктов сгорания от расстояния до среза сопла. Температура в камере газогенератора ГСГ2850К. Параметры на срезе сопла: Ма=3.24, иа=0.73, массовое со держание водорода [Я2]а=0.01! окиси углерода [СО]а=0.29. Расчеты проводились методами ПУНС+УПС и Г1УНСВ с применением термодинамической модели с равновесными и замороженными химическими реакциями.

Из данных рис. 4 видно, что результаты расчётов с учетом догорания в рамках предложенной термодинамической равновесной модели хорошо согласуются с измерениями. Имеется небольшое смещение пиков давлений в расчётах с применением алгоритмов ПУНС+УПС и ПУНСВ на переходном участке. Расчеты температуры торможения по обеим моделям практически совпадают (рис. 46). В расчётах без учета химических реакции (замороженные реакции) давление Пито на оси струи близко к расчётам течения с учетом реакций (рис. 4а), вместе с этим температура торможения (рис.4б) значительно ниже (на 30+40% при расстояниях х/7?а>40), экспериментальных уровней.

Таким образом, продемонстрировано, что разработанные маршевые алгоритмы расчета с адаптированной моделью Прандтля и равновесной термодинамической моделью согласуются и экспериментальными данными.

Ма=2,То=755К О эксп. Сейнер Д k-eps CS WIND

-- k-eps CS

V k-eps С WIND -"-."—."Г.- H-eps С

о

—о")

Ч,.........

40 50 X/Ra

Рис. 5. Сравнение расчетов с кодом WIND

В четвёртой главе приведены результаты экспериментальных исследований характеристик затопленных холодных и горячих струйных течений и их воздействия на преграду в диапазоне параметров соответствующим модельным и натурным условиям. Представлены экспериментальные данные для верификации моделей турбулентной вязкости и численных методов расчёта неизобарических струйных течений продуктов сгорания.

Как показал анализ, известные данные систематических измерений характеристик турбулентных струйных течений и их силового и теплового воздействия на преграду в основном получены на холодных и подогретых (температура в камере Го<500) струях и с числами Маха на срезе сопла Ма < 3. Вместе с этим, натурные струи при старте имеют температуру в камере до 3700К и диапазон чисел Маха на срезе сопла Ма=3.~4. Поэтому с целью восполнения экспериментальных данных, на стенах ЦНИИмаш проведены экспериментальные исследования характеристик струйных течений и их воздействия на преграду в диапазонах чисел Маха на срезе сопла Ма=2.5-И.О, нерасчётностей Пц=Рл/Ре=0.5*3.3. В качестве рабочего тела использовался сухой воздух при температуре в камере Т^ЗООК, а также продукты сгорания твердотопливных наполнителей имеющих температуру в камере газогенератора Го=2250К-г3640К. В разделе 4.1 описаны условия испытании. В разделе 4.2 приведены результаты измерений характеристик сверхзвуковых высокотемпературных струй на основном участке. Получены новые инженерные зависимости расчёта теплообмена для рассматриваемых условий, согласующиеся с концепцией «турбулентной» критической точки (Карпов В.Е. 1975), а также обобщенные распределения коэффициента теплообмена и давления по преграде. В разделе 4.3 получены обобщенные распределения скорости на оси холодных сверхзвуковых струй в диапазоне чисел Маха на срезе сопла Ма=2-ь4, согласующиеся с имеющимися данными других авторов. В разделе 4.4 приведены результаты измерений параметров неизобарических холодных и горячих струй. Получены новые результаты измерений температуры торможения и давления Пито на оси струи продуктов сгорания твердого наполнителя при Го=2850К, (эти данные представлены на рис. 4). В разделе 4.5 предложена инженерная методика расчёта параметров дальнего поля струй при старте. Эта методика применяется также в расчете акустики струи. С учетом зависимостей раздела 4.2 получена инженерная методика расчёта теплосилового воздействия струй на преграду.

Методика расчёта параметров струи и теплосиловых нагрузок на преграду в заданном сечении по оси х от среза сопла заключается в следующем: 1) Скорость на оси горячих струй (Го>500К) вычисляется по формуле: «=«„ /иа= 1 -ехр(-0.216/1-5.84//2'5), при / < 4, где ¿=х/Хст, Хст=^с[0.б4+0.3б(Срс7;)/(Срз7Ь)], ЛЬ/Яа=0.44+8.97(гаМа2)045,(Ма>2),

здесь н-компонента скорости по продольной координате х, С^, Сра -теплоемкости газов внешней среды и на срезе сопла, соответственно, Яа-радиус сопла, 7а-показатель адиабаты, ХСг - длина начального участка струи, индекс "ш" относится к осевым параметрам, индекс "а" к параметрам на срезе сопла, индекс "е" относится к параметрам внешней среды

2) Концентрация газа струи (Фт) и полная энтальпия смеси (#т) на оси струи вычисляется из подобия: (Яга-Яс)/(Я0-Яс)=Ф1П=[( 1 -к)и+к ]и , где: Д. - энтальпия внешней среды, #0 - энтальпия в камере, ¿=0.8.

Затем вычисляется статическая энтальпия Ит~Нт~ и2т/2.

3) По известным величинам Фт, Нт, Ит , интерполяцией из заранее полученных массивов термодинамических характеристик равновесных смесей продуктов сгорания данного топлива с воздухом, находятся температура торможения потока, статическая температура (Тт), газовая постоянная (Ят) и показатель адиабаты ут. После этого вычисляются плотность из уравнения состояния, скорость звука, число Маха, давление торможения Пито (Р0) на оси струи.

6) Поперечные распределения параметров в струе вычисляются из приближенных профилей избыточного импульса, массы и теплосодержания струи. Для потока импульса эта зависимость при / > 1 имеют следующий вид:

ри2/рти2 ~ ехр(-0.693>>2/уо.5) • Здесьуо.5 - поперечная координата^, при которой ри2/рти1, = 0.5, вычисляемая из постоянства избыточного импульса

струи: уол = Еа [0.693(раиа2/рти2т )]05.

7) Распределение давления (Р) по поверхности преграды, при натекании струи аппроксимируются зависимостью, являющейся следствием автомодельности набегающей струи: (Р-Реу(Р0-Ре)=ет,:р(-0.693г2/г0.52), где г - координата, отсчитываемая вдоль преграды от критической точки растекания потока; г0.5 - координата при которой относительное избыточное давление (Р-РеУ(Ро-Ре)=0.5, /^-давление окружающей среды, /'„-давление в критической точке. Величина г0.5 определяется исходя из равенства избыточного импульса струи силе её воздействия на преграду, расположенную перпендикулярно оси струи:

2оЖ= [0.693 (р^+Р*-РЖРо-Рс) Г

В вычислениях по изложенной методике, в случае нерасчётных режимов истечения применяется концепция «эквивалентного смешения» с заменой реальных параметров на срезе сопла на параметры эквивалентного по расходу, импульсу и теплосодержанию расчётного (пг-Р3/Ре=\) "эффективного" сопла.

8) Коэффициент теплообмена в окрестности критической точки при обтекании преграды турбулентным струйным потоком рассчитывается по формуле:

(а/Ср)о=0.05роаоКе~0'2Рг"°'6(7У7<)0'24, (16)

где я0=[2(/>0-.Рс)/д,]05 - характерная скорость потока; число

Рейнольдса, Ь-аЛ}0 - характерный размер, ^(ди/дг)^ - градиент скорости потока в окрестности критической тетки, Рг-число Прандтля, р0- плотность газа в критической точке; ц0 - вязкость газа при температуре торможения потока Та; Г»=(Г0+7^,)/2., /"„-температура стенки.

Проблема выбора характерного размера в расчете теплообмена решается следующим образом. Градиент скорости, в соответствии с распределением давления 1Т.7 и уравнением Бернулли определяется так: Д=0.83ао,/20.5. С учетом этого характерный размер /,=1.2г0 5. В случае воздействия на элементы конструкции с линейным размером существенно меньшим, чем диаметр набегающей струи, в формуле (16) используется размер этого элемента. Диапазоны изменения чисел

Рейнольдса и Стантона в ходе тепловых экспериментов был таков: Яе—д, До£//4>=( 1.1 -*2.5) 105, 8£=( а/Ср)0 /(р0а0 1.1) 10"2.

В диссертации представлены результаты расчетов параметров на оси струи и теплообмена в критической точке по изложенной методике и их сравнение с экспериментом показавшее согласование.

Следует отметить, что коэффициент теплообмена в окрестности критической точки при обтекании преграды турбулентным струйным потоком (16) в 3-54 раза превышает величину, полученную по "классическим" формулам ламинарного теплообмена.

X/Ra

Рис. 6 . Результаты измерений и расчетов давления Пито на оси струи. Го=2850К. Ма=3.24, «„=0.73.

В пятой главе приведены результаты исследований применимости известных моделей турбулентности и примеры решения типовых задач.

К турбулентным течениям типа слоя смешения, в которых средняя скорость имеет одну преимущественную компоненту и известен характерный поперечный размер (толщина слоя смешения) применение модели Прандтля вполне оправдано. Однако для потоков, в которых поперечный масштаб вычислить затруднительно, например, в отрывных зонах, течениях вдоль линии контактного разрыва за диском Маха, донной области и т.п., модели типа Прандтля неприемлемы. Здесь необходимо использовать более сложные модели, учитывающие изменение кинетической энергии и масштаба турбулентности. В работе, для верификации моделей турбулентности приняты известные данные Сейнера (Seiner J.M., 1972,1979) и др., а также полученные экспериментальные зависимости для высокотемпературных неизобарических струй, отвечающие условиям старта, приведенные в главе 4.

В разделе 5.1 кратко описаны рассматриваемые модели турбулентности. Однопараметрические модели, с одним дифференциальным уравнением: Секу-

нова А.Н., Спэларта-Аллмараса (S-A, Spalart-Allmaras). Двухпараметрические различных семейств: к- v модель Секундова, k-s модель со "стандартным" набором констант, k-s SZ (Sarkar-Zeman)- стандартная модель с поправками на сжимаемость Саркара-Земана, и «новую» к-т 2007 модель Вилкокса, (Wilcox D.C. 2007). Здесь к- кинетическая энергия пульсации скорости, е и а - скорости диссипации турбулентности, турбулентная вязкость v ~ 0.09к2/е~ к/со.

Подробнее рассмотрим модель турбулентной вязкости (v) с одним дифференциальным уравнением, которое для осесимметричных слоев смешения имеет вид:

ду ôv 1 5

pu— + pv— =-----

дх ду у ду

ду

у ору

\

л-ару

ди\ .

ду\

ду

ду.

2

(17)

ду)

Наборы констант этой модели имеют следующие величины.

Спэларт-Аллмарас (Spalart-Allmaras):

¿7 = 1.5, g = 0.93, а = 0.1355

Секундов и др. (Секундов 1):

о-= 2.0, # = 0.0, а = 0.2(l. - &.ЗЗМТ ), Л, =0

Путем сравнения с экспериментом, в настоящей работе предложены следующие коэффициенты модели (17), обозначенные Секундов ni: <j = 2.5, # = 0.0, a = 0.15/'(l. + 8Mr), Aj- =0.15

Здесь турбулентное число Маха (Мт), вычисляется по пульсациям скорости: Мт = тах(л/2£/с- Я^о), где Яг- пороговое значение, исключающее поправки на сжимаемость, в течениях с малыми числами Маха, кинетическая

.. , 3 \ди\

энергия пульсации определяется в представлении Прандтля k-—v\— , с - ско-

2 \ду\

рость звука.

В разделе 5.1 проанализирована процедура задания начальных характеристик турбулентности на срезе сопла путем сравнения расчетов методом на основе УПС (изобарическая струя) с расчетами методом установления, проведенными с помощью кода WIND NASA начиная от камеры газогенератора с учетом пограничного слоя в сопле в рамках осредненных УНС (RANS). Результаты расчетов скорости на оси струи представлены на рис. 5, на котором линиями показан расчет автора, значками расчет кодом WIND (Dembowski M.А., 2002), а также даны соответствующие экспериментальные данные Сейнера. Рассматривалась струя на расчетном режиме истечения (иа= 1), с числом Маха на срезе сопла Ма=2 и температурой в камере Г0=755К. В расчетах применялась модель k-s модель Chien K.Y. (обозначена на рис. 5 k-s С) и эта модель с поправками на сжимаемость Саркара (обозначена на рис. 5 k-sCS). Как видно данные расчетов струи представленным методом (без учета пограничного слоя в сопле) согласуются с расчётами пакетом WIND, расхождение не превышает 5%.

В разделах 5.2, 5.3 диссертации приведены результаты исследования применимости принятых моделей турбулентной вязкости. Проанализированы рас-

четы изобарических и неизобарических, холодных и горячих струй в рассматриваемом диапазоне.

На рис.6, (также рис.4) приведены характерные данные расчетов и измерений давления Пито на оси неизобарической струи продуктов сгорания с температурой в камере Го=2850К. Как видно модель к-е стандарт значительно занижает, а модели с поправками на сжимаемость к-е 82 и к-а 2007 завышают дальнобойность горячей струи. На рис. 6 видно, что модель Секундова в варианте коэффициентов "и 1" согласуется с измерениями.

В разделе 5.4 рассмотрены особенности течения в струе с образованием диска Маха. Приведено сравнение расчётов методом установления с полученными экспериментальными данными и измерениями других авторов, показывающее достоверность расчёта таких течений с помощью разработанных методов. Результаты расчетов с учетом (модель Секундова и1) и без учета турбулентной вязкости показаны на рис.7.

На рис. 7а приведены расчетные (линии) и замеренные (значки) распределения давления Пито, чисел Маха и статического давления на оси струи в зависимости от расстояния до среза сопла. На рис. 76 приведены изолинии плотности. Как видно невязкий расчет, показанный пунктиром на рис. 7а, качественно отличается от эксперимента: образуется 2-ой диск Маха. Вместе с этим учет

0 4 8 12 16 20

Рис. 76. Изолинии плотности Рис.7. Течение с диском Маха. Ма=3.3, па=0.5, Т0 = 300К.

Параметры на оси струи

---вязкое течение

------------- невяэкое

Рис.7а. Значки - эксперимент, вязкое течение

невязкое

турбулентной вязкости приводит к возрастанию скорости течения за первым .диском Маха до сверхзвукой, при этом данные расчетов согласуются с измерениями.

В разделе 5.5 представлено решение типовой задачи старта: взаимодействие сверхзвуковой неизобарической струи с преградой, при различных расстояниях от среза сопла. Расчет струи проводится с помощью представленных маршевых методов, расчёт течения в зоне взаимодействия методом установления с помощью схемы главы 1. Показано, что метод расчёта согласуется с измерениями и позволяет определять расстояния от среза сопла до преграды, при которых возникает неустойчивость течения и дискретная составляющая шума системы струя-преграда. Для иллюстрации на рис.8 приведены результаты расчетов в виде изолиний плотности и теневая фотография течения. Как видно расчетные и физические картины близки.

Заключение Основные результаты работы состоят в следующем:

1. Представлена экономичная схема решения нестационарных уравнений газодинамики типа Годунова С.К. для расчёта сложных разрывных течений, основанная на аппроксимации потоков на границе ячеек сетки с помощью нового приближенного решения задачи Римана из соотношений на разрывах выражающих законы сохранения в массовых переменных с максимальной локальной оценкой скоростей волн. Всесторонние тестовые расчёты с предельными изменениями параметров подтвердили, что схема имеет широкий диапазон применимости без осцилляции на разрывах и энтропийных проблем. Результаты численных расчётов зон разрежения и скачков близки к схеме Годунова с точным итерационным решением задачи Римана при сокращении времени счета типовых задач в 2-3 раза. Предложенный алгоритм, с верхней локальной оценкой скоростей волн, не требует привлечения уравнения состояния при аппроксимации потока на границе ячейки сетки, что облегчает применение схемы для широкого класса задач газодинамики с переменными теплофизическими свойствами среды.

2. Схема для нестационарных уравнений п.1 обобщена на случай расчёта сверхзвуковых стационарных течений газа, на основе аппроксимации потоков на границах ячеек сетки с помощью нового приближенного решения задачи о взаимодействии плоских стационарных сверхзвуковых потоков. Применяются соотношения, выражающие законы сохранения массы импульса и энергии на поверхности стационарного разрыва, для уравнений в массовых переменных с локальной максимальной оценкой наклона волн. Приведены тестовые примеры, подтверждающие эффективность метода в широком диапазоне изменения параметров. Подход распространен на случай расчёта дозвуковых вязких зон в сдвиговых слоях, с помощью концепции «расщепления» давления и применен в

сопло

настоящей работе для расчёта сверхзвуковых струйных течений реагирующих газов.

3. Разработаны два экономичных маршевых зональных метода и соответствующие алгоритмы расчёта сверхзвуковых неизобарических турбулентных затопленных струй продуктов сгорания на основе параболизованных осреднен-ных уравнений Навье-Стокса (ПУНС), дополненных моделями турбулентной вязкости. Первый подход основан на стыковке ПУНС, описывающих течение в сверхзвуковом ядре струи и уравнений пограничного слоя, представляющих течение в дозвуковой части слоя смешения, давление в которой принимается постоянным. Второй метод основан на численном решении ПУНС, с расщеплением продольных градиентов давления в дозвуковой зоне слоя смешения для достижения эволюционности задачи. Второй подход учитывает поперечные изменения давления в дозвуковой зоне и часть продольных градиентов, но уступает в экономичности. Термодинамическая модель включает модель диффузионного факела с равновесными химическими реакциями.

4. С помощью численного метода п.1 разработан алгоритм расчёта струйных течений на основе решения уравнений Навье-Стокса методом установления. В этой модели нет ограничений на изменения давления в дозвуковой части слоя смешения, однако время счета значительно больше, чем у маршевых методов.

5. Представленные маршевые методы расчёта параметров струйных течений согласуются между собой и результатами расчётов методом установления, что свидетельствует о допустимости принятых допущений.

6. Многочисленным сравнением результатов расчётов с опытными данными подтверждено, что разработанные экономичные маршевые методы расчёта параметров затопленных струй двигательных установок, позволяют адекватно описывать протекающие в них основные процессы: турбулентное смешение истекающих газов с воздухом, вязко-невязкое взаимодействие турбулентного слоя смешения с ударно-волновым ядром струи, догорание топлива в эжекти-руемом воздухе.

7.Проведены экспериментальные исследования характеристик сверхзвуковых холодных и горячих затопленных струйных течений и их воздействия на преграду. В результате обобщения экспериментальных данных получены инженерные методики расчёта характеристик струй на основном участке, параметров их силового и теплового воздействия на преграду. Получены недостающие экспериментальные данные для верификации моделей турбулентной вязкости и численных методов расчёта неизобарических струйных течений продуктов сгорания.

8. Сравнением расчетов с полученными экспериментальными данными и результатами измерений характеристик струй другими авторами проведено тестирование известных моделей турбулентной вязкости с изменением числа Маха и температуры струи в диапазоне чисел Маха на срезе сопла Ма=2^4, температур в камере Г0=(300-т-2850)К. Ключевым моментом верификации моделей турбулентности является сравнение измерений и расчётов характеристик неизобарических затопленных струй продуктов сгорания. Из рассмотренных моделей, влияние числа Маха и температуры в расчётах сверхзвуковых струй удовлетво-

рительно учитываются по моделям Прандтля и однопараметрической Секундо-ва с модифицированным набором эмпирических коэффициентов. На основе проведенных исследований, данные модели рекомендуются к применению в расчётах струйных течений при старте.

9. Разработан метод расчёта струйных течений с образованием диска Маха, согласующийся с экспериментом. Показано, что на течение, возникающее за диском Маха, существенное влияние оказывает турбулентная вязкость.

10. Разработал зональный метод расчёта типовой задачи старта при воздействии сверхзвуковой струи на преграду. Маршевым методом рассчитывается набегающий струйный поток, который используется в качестве входных данных для расчёта течения в зоне взаимодействия на основе уравнений Эйлера. Сравнением с экспериментом показано, что подход применим для расчёта силовых нагрузок на элементы конструкций и прогнозирования расстояний от среза сопла до преграды, на которых в зоне взаимодействия возникают автоколебания.

На основании проведенных работ можно сделать следующие выводы:

• В результате комплексных экспериментально-теоретических исследований решена важная для практики сложная научная проблема расчёта сверхзвуковых неизобарических турбулентных затопленных струй продуктов сгорания и их теплосилового воздействия на преграду. Разработанные экономичные численные методы и алгоритмы расчёта течений, а также инженерные методики позволяют получить с достаточной для практики точностью данные о структуре потока и основные характеристики воздействия на элементы конструкций. Что в свою очередь дает возможность оптимизировать и снизить объемы дорогостоящих этапов полносистемных и крупномасштабных испытаний при отработке газодинамики старта носителей.

• Разработанные численные методы решения нестационарных и стационарных уравнений газодинамики типа Годунова С.К. , на основе новых приближенных решений соответствующих модельных задач (распада разрыва и о взаимодействии плоских сверхзвуковых потоков) могут быть использованы в решении широкого круга практических задач для расчёта сложных разрывных течений многокомпонентных потоков с переменными теплофизическими свойствами.

Основные публикации по теме диссертации

1. Лапыгин В.И., Сафронов A.B., Хотулёв В.А. Методы математического моделирования в исследованиях проблем старта ракет-носителей// Космонавтика и ракетостроение.-1999.-Вып. 17.-С.74-86.

2. Белошенко Б.Г., Кудрявцев В.В., Сафронов A.B., Хотулёв В.А., Шилов Л.А. Использование в новых экономических условиях опыта экспериментальной отработки газодинамики старта и её дополнение элементами математического моделирования//Научно-технический журнал РАКЦ. Фундаментальные и прикладные проблемы космонавтики.-2002.-№8. -С.32-37.

3. Сафронов A.B., Кудрявцев О.Н. Методы экспериментального и теоретического исследований процессов тепломассобмена при старте ракет// Космонавтика и ракетостроение.-2006.-Вып. 4(45).-С. 23-29.

4. Сафронов A.B. Кинетические интерпретации численных схем для уравнений газодинамики. Физико-химическая кинетика в газовой динамике.-2009.-Том 8-htpp//chemphys.edu ju/pdf72009-03-24-001 .pdf.

5. Сафронов A.B. Способ стабилизации сеточно-характеристических схем для уравнений газодинамики// Вычислительные методы и программирова-ние.-2007.-8.-№1. -С.6-9.

6. Сафронов A.B., Кустов A.B. Совершенствование метода крупных частиц/'/ Космонавтика и ракетостроение.-1999.-Вып.16.-С.132-138.

7. Сафронов A.B. Разностный метод решения нестационарных уравнений газодинамики на основе соотношений на разрывах// Космонавтика и ракетостроение. -2006.-№ 2 (43).—С. 152—158.

8. Сафронов A.B. Разностный метод для уравнений газодинамики из соотношений на разрывах// Математическое моделирование.- 2008.-Т.20-№2.-С.76-84.

9. Сафронов A.B. Кинетические схемы для уравнений газодинамики// Вычислительные методы и программирование,- 2009.-Т.10.-С. 62-74.

10. Сафронов A.B. Разностный метод решения стационарных уравнений газодинамики на основе соотношений на разрывах// Космонавтика и ракетостроение. -2008-Вып. 1(50). -С.31-35.

11. Сафронов A.B., Никишин Б.А Расчет сверхзвуковых неизобарических турбулентных затопленных струй// Гагаринские научные чтения по космонавтике и авиации 1990, 1991 гг.-М.: Наука, 1991. -С.92.

12. Сафронов A.B., Никишин Б.А. Метод расчета параметров выхлопных струй ракетного двигателя, истекающих в затопленное пространство// Ракетно-космическая техника. М.:ЦНТИ «Поиск».-1993.-Сер.2.-Вып. 2. -С.12-21.

13. Сафронов A.B. Численный метод расчёта струй продуктов сгорания при старте ракет//Космонавтикг и ракетостроение.-2007. -№ 1(46).-С.72-79.

14. Сафронов A.B., Хотулёв В.А. Результаты экспериментальных исследований сверхзвуковых холодных и горячих струйных течений, истекающих в затопленное пространство// Физико-химическая кинетика в газовой динами-ке.-2008. -Том 6-htpp//chemphys.edu.ru/pdf/2008-10-20-00l.pdf.

15. Сафронов A.B. Экспериментальное исследование силового и теплового воздействия на преграду при лобовом натекании на неё турбулентного струйного потока продуктов сгорания топлива// Космонавтика и ракетостроение -1995-Вып. 3.-С.28-31.

16. Varnier J., Koudriavtsev V.V., Safronov A.V. Simplified Approach of Jet Aerodynamics with a View to Acoustics // AIAA J. -2006. -Vol. 44. -No. 7. -pp. 1690-1693.

17. Сафронов A.B., Марункова M. А. Расчёт температурного режима многослойной стенки с учетом уноса материала// Космонавтика и ракетостроение -1995. -Вып. 3. -С.22-28.

Подписано в печать 20.05.2009г. Тираж 150 экз. Усл.пл. 1,1. Заказ № 6129.

Отпечатано в типографии ЦНИИмаш. г. Королев Моск. обл., ул. Пионерская д.4.

Реферат.

Введение.

Глава 1. Численный метод решения нестационарных уравнений газодинамики на основе приближенного решения задачи Римана из соотношений на разрывах.

1.1. Обзор и анализ разностных схем типа Годунова.

1.2. Разностная схема для нестационарных уравнений газодинамики из соотношений на разрывах в массовых переменных.

1.3. Энтропийно согласованный выбор скоростей волн в приближенном решении задачи Римана.-.

1.4. Результаты тестовых расчётов.

Выводы к главе 1.

Глава 2. Численный метод решения стационарных уравнений газодинамики на основе приближенного решения задачи о взаимодействии сверхзвуковых потоков из соотношений на разрывах.

2.1. Разностная схема для стационарных уравнений газодинамики из соотношений на разрывах в массовых переменных.

2.2. Выбор наклона волн в приближенном решении задачи распада стационарного разрыва.

2.3. Результаты тестовых расчётов.

Выводы к главе 2.

Глава 3. Методы расчёта сверхзвуковых неизобарических затопленных турбулентных струй продуктов сгорания.

3.1. Постановка задачи.

3.2. Математическая модель сверхзвуковых неизобарических турбулентных затопленных струй продуктов сгорания.

3.3. Маршевый метод расчёта струй на основе стыковки параболизованных уравнений Навье-Стокса и уравнений пограничного слоя.

3.4. Маршевый метод расчёта струй на основе параболизованных уравнений Навье-Стокса с «расщеплением» продольных градиентов давления.

3.5. Разностная схема решения уравнений.

3.6. Адаптация модели турбулентной вязкости Прандтля.

3.7. Сравнение с экспериментом и сопоставление результатов расчётов различными методами.

Выводы к главе 3.

Глава 4. Результаты обобщения экспериментальных исследований сверхзвуковых холодных и горячих струйных течений и их воздействия на преграду.

4.1. Описание условий испытаний.

4.2. Силовое и тепловое воздействие основного участка сверхзвуковой высокотемпературной струи на преграду.

4.3. Распределение осевой скорости на основном участке холодных струй.

4.4. Результаты измерений параметров сверхзвуковых неизобарических холодных и горячих струй.

4.5. Инженерная методика расчёта характеристик сверхзвуковых турбулентных горячих струй.

Выводы к главе 4.

Глава 5. Верификация методов расчёта струй с применением различных моделей турбулентности путем сравнения результатов расчётов с экспериментальными данными.

5.1. Описание моделей турбулентной вязкости и обоснование процедуры задания начальных данных.

5.2. Сравнение результатов расчётов изобарических струй с обобщенными экспериментальными зависимостями.

5.3. Сравнение результатов расчётов неизобарических холодных и горячих струи с экспериментальными данными.

5.4. Моделирование течения в сверхзвуковых струях с образованием диска Маха.

5.5. Расчет взаимодействия струи с преградой.

Выводы к главе 5.

Основными объектами исследования работы являются:

1) Газодинамика сверхзвуковых неизобарических высокотемпературных турбулентных затопленных струй продуктов сгорания и их теплосиловое воздействие на преграду

2) Численные методы расчёта многокомпонентных течений с переменными теплофизическими свойствами при наличии ударных волн, зон разрежения, контактных разрывов, химических реакций, турбулентности.

Актуальность темы.

Сверхзвуковые струи продуктов сгорания создают высокий уровень силового и теплового воздействия на газоотводящие устройства при старте ракет-носителей (РН). Это воздействие определяется газодинамической схемой старта и может превышать допустимое.

Газодинамика струйных течений является самостоятельным разделом аэродинамики, имеющим большой арсенал теоретических [1-30] и экспериментальных^-6,9-12,31-41] исследований. Характерные особенности имеют также и процессы теплообмена при взаимодействии турбулентных струйных течений с преградами, изучаемые в основном экспериментально [42-49].

Течение в сверхзвуковой затопленной струе характеризуют следующими параметрами: степенью нерасчётности истечения иа=Ра/Ре , числом Маха на срезе сопла Ма = иа/са. Здесь Ра и Ре соответственно статическое давление на срезе сопла и в окружающей среде, щ и са — скорость истечения и скорость звука. Для струй продуктов сгорания важными параметрами являются температура в камере (Г0), состав газов струи и состояние внешней среды.

Различают три режима истечения: расчётный режим (иа=1), режим перерасширения (яа<1) и режим недорасширения (иа>1). При нерасчётных 6 режимах истечения сверхзвуковая затопленная струя характеризуется системой скачков уплотнения на ее начальном (газодинамическом) участке. За начальным участком следует переходной участок, и, наконец, основной изобарический участок с максимум скорости на оси струи. На фоне процессов турбулентного смешения, в струях продуктов сгорания происходит процесс догорания топлива.

Диапазон изменения определяющих параметров при старте РН: Ма=2~4, «а=0.15-г5.0, 7,o=2900-s-3700K, массовая концентрация догорающих компонент на срезе сопла - окиси углерода до 30%, водорода до 2%.

В работах [31-36] даны экспериментальные зависимости параметров изобарических струй, представляющие собой обобщение многих испытаний различных авторов. В работах [31,32] приведены согласующиеся между собой зависимости изменения скорости на оси струи от числа Маха и температуры струи, при этом экспериментальные данные о влиянии температуры получены в основном для дозвуковых струй. В работе [33] приведены данные измерений параметров струйных течений при Т0 до 1000К и Мадо 1.7. В работе [34] приведены результаты исследования изменения скорости на оси струи Ма=2 при изменении температуры Го=300-И400К. В работах [35,36] даны эмпирические зависимости дальнобойности (длин начального и сверхзвукового участков) "холодных" (То=300К) струй.

В работах [38-41] приведены результаты измерений параметров неизобарических холодных струй.

В работе [50] проведено численное моделирование процессов теплообмена при натекании дозвуковой турбулентной струи на преграду, показавшее хорошее совпадение расчётов с экспериментов. В случаях воздействия сверхзвукового струйного турбулентного потока, теплообмен носит на "классический" характер и исследуется экспериментально [42-50].

Как показал анализ, в имеющейся литературе [1-50], практически отсутствуют данные измерений и расчётов струйных течений, отвечающих рассматриваемому диапазону. Прежде всего, это касается исследования влияния температурного фактора при нерасчётном режиме истечения в неизобарических струях и химических реакций, происходящих при смешении продуктов сгорания с воздухом в затопленных струях. Причем в диапазоне чисел Маха Ма=Зч-4 практически не имеется данных измерений как горячих, так и холодных струй.

Основные практические приложения настоящей работы связаны с решением вопросов газодинамики старта РН.

Исследования процессов при старте с физическим моделированием на экспериментальной базе, созданной под руководством Хотулева В.А. [51,52] и математическим моделированием [53,54], состоят из четырех взаимосвязанных направлений (рис.1):

1) выбор газодинамической схемы стартового сооружения, обеспечивающей отвод газов двигательных установок (ДУ) от изделия;

2) экспериментально-теоретическое исследование на маломасштабных и крупномасштабных стендах газодинамических, акустических, ударно-волновых и тепловых нагрузок на изделие и сооружение от действия струй ДУ;

3) проверка допустимости ожидаемых нагрузок, и в случае несоответствия возможна корректировка общей схемы старта и разработка мероприятий по снижению нагрузок, например применения системы водоподачи, теплозащитных покрытий и др.;

4) натурные испытания, в ходе которых проводятся контрольные газодинамические, тепловые и акустические измерения на старте.

Этапы отработки газодинамики старта

Рис. 1. Этапы отработки газодинамики старта На первом этапе (эскизный проект), исходя из накопленного опыта, определяется: газодинамическая схема старта, обеспечивающая отвод газов ДУ от изделия; циклограмма запуска ДУ, обеспечивающая приемлемый уровень ударно-волновых давлений.

Далее, в соответствие с газодинамической схемой определяются параметры газодинамического, акустического, ударно-волнового и теплового нагружения изделия и сооружения, которые на следующих этапах уточняются на основе экспериментально-теоретических исследований процессов при старте.

Третьим направлением является проведение проверки соответствия выбранной схемы старта исходным техническим требованиям, включающим в себя допустимость уровней нагрузок, обеспечение безремонтных пусков и т.п.

В случае несоответствия указанным требованиям возможна корректировка общей схемы старта и разработка мероприятий по снижению нагрузок, включающих в себя подачу воды в струи (для снижения всех видов нагрузок), применение противоимпульсных экранов и средств теплозащиты. После этого цикл расчётно-экспериментальных работ для обеспечения полноты отработки перед натурными испытаниями повторяется.

В ходе натурных испытаний проводятся контрольные газодинамические, тепловые и акустические измерения на старте.

Такая система отработки, обеспечивает безопасность старта в части вопросов газодинамики и в значительной мере способствует разработке, модернизации и успешным пускам ракет-носителей [51-54].

Необходимость обеспечения высокой надежности и исключительная сложность газодинамических и термодинамических процессов при старте РН требуют большого объема экспериментальных исследований с использованием маломасштабных и крупномасштабных моделей. При этом возникают проблемы связанные с необходимостью воспроизведения многочисленных геометрических элементов, присущих газоотводящим устройствам, определяющим сложную картину взаимодействия с ними градиентных струйных течений, а также влиянием масштабного и температурного факторов.

Физическое моделирование процессов газодинамики старта представляет собой самостоятельную сложную научную проблему. Большая роль в идеологии экспериментальной отработки принадлежит рекомендациям Главных конструкторов академиков — Королева С.П. и Бармина В.П., а также работам организаций КБОМ и КБТМ. В ЦНИИмаш большой вклад в создании испытательных стендов внесли Стерликов Н.Ф., Кудрявцев О.Н. и др.

На маломасштабных стендах в качестве рабочего тела чаще всего применяется "холодный" (7,о=300К) воздух. Более дорогостоящими являются "горячие" модельные испытания с применением продуктов сгорания керосин-воздуха, баллиститного и смесевого твердых наполнителей имеющих температуру в камере до 2300К, 2900К, 3650К соответственно, и массовой концентрация догорающих компонент на срезе сопла [СО]а до 50%, [#2]а до 3%.

Расчетные методики, разработанные ранее, опираются в основном на опытные данные и направлены на пересчет модельных экспериментов на натурные условия.

На современном этапе возникает потребность повышения экономичности отработки газодинамики старта носителей за счет применения методов математического моделирования, которые бы могли, оптимизировать стратегию физического моделирования, путем определения степени влияния на исследуемые процессы различных параметров и критериев подобия, и дополнить экспериментальную отработку, в части интерпретации эксперимента и учета факторов, трудно воспроизводимых при физическом моделировании. Например, сравнение полей течения холодных модельных и горячих натурных струй, моделирование воздействия при траекторных ситуациях, которые невозможно воспроизвести на стендах, расчет нестационарных прогревов конструкций и т.д. Применение адекватных теоретических моделей позволяет сократить объем стендовых испытаний, особенно горячих, заменяя их холодными воздушными, ограничить объем измерений и одновременно повысить надежность переноса данных на натуру.

В этой связи, для принятия обоснованных решений по выбору газодинамической схемы старта, актуальным является развитие и апробация методов расчёта затопленных струй двигательных установок, характеризующихся сильной пространственной неоднородностью полей скоростей, давлений и температур, обусловленной наличием системы скачков уплотнения, турбулентных сдвиговых слоев, догоранием топлива.

Метод исследования. Результаты работы получены на основе сочетания метода математического моделирования и экспериментальных исследований. В теоретических исследованиях использовались модели на основе уравнений Эйлера, уравнений пограничного слоя, осредненных по Рейнольдсу/Фавру параболизованных уравнений Навье-Стокса с различными алгебраическими и дифференциальными моделями турбулентной вязкости, решаемые с помощью разработанных автором эффективных численных методов. Физическое моделирование проводилось на стендах с использованием в качестве рабочего тела воздуха и продуктов сгорания твердых наполнителей.

Одним из определяющих факторов адекватности математических моделей является численный метод дискретизации дифференциальных уравнений (разностная схема). Для задач газодинамики численный метод Годунова С.К. [55,56] является наиболее надежными в расчёте сложных разрывных течений. Метод Годунова (1959) основан на аппроксимации потоков на границах ячеек разностной сетки с помощью точного решения автомодельной задачи распада газодинамического разрыва с начальными параметрами, соответствующими состояниям газа в соседних ячейках сетки. Схематически начальный разрыв газа с различными состояниями в левом и правом полупространстве распадается на три волны: на левую волну, контактный разрыв и правую волну. Левые и правые волны могут быть в зависимости от перепада давления, как веером волн разрежения, так и разрывами типа ударных волн. Точное решение задачи Римана распада разрыва сводится к итерационному решению системы нелинейных алгебраических уравнений и требует значительных вычислений, даже в случае совершенного газа. В этой связи, помимо схемы, основанной на точном решении, широкое применение получили более экономичные методы решения, основанные на приближенном решении задачи Римана

57-68]. Кроме проблемы трудоемкости вычислений, в ряде физических случаев, точное решение задачи распада разрыва получить весьма затруднительно, например, в расчётах многокомпонентных потоков с переменными теплофизическими свойствами и химическими реакциями, которые рассматриваются в настоящей работе. Для расчёта таких течений, актуально развитие численных методов, основанных на приближенном решении задачи Римана. При этом важнейшим фактором допустимости приближенных реализации схемы Годунова, является выполнение условия неубывания энтропии [56,69]. Так, например, известные сеточно-характеристические схемы [59,60] не удовлетворяют этому условию, что приводит к образованию нефизических скачков в зоне разрежения при смене знака характеристик и требует применения процедур "энтропийной коррекции", обзор которых можно найти, например, в работе [57]. Решение энтропийной проблемы в численном решении гиперболических систем уравнений впервые предложено фон Нейманом (1950), путем введения искусственной вязкости "размазывающей" разрыв. В методе Годунова эту роль играет схемная вязкость [56], которая с применением точного решения задачи Римана минимальна для обеспечения выполнения энтропийного условия. В приближенных реализациях метода Годунова, для выполнения условия неубывания энтропии в численных расчётах, схемная вязкость должна быть выше, чем у метода с точным решением задачи Римана. Согласно дифференциальным приближениям численных алгоритмов [56,65], схемная вязкость пропорциональна скоростям волн, в представлении аппроксимации на основе задачи распада разрыва. Максимальной схемной вязкостью обладает известная схема Лакса (1954), в которой применятся максимальная оценка скоростей волн по всей расчётной области. Далее следует известная схема Русанова (1961) 1-го порядка с максимальной локальной (по параметрам в соседней ячейке) оценкой скоростей волн. В схемах Лакса и Русанова аппроксимация потоков на границе ячеек сетки проводится без рассмотрения контактного разрыва, что приводит к существенному "размазыванию" контактных разрывов в численных расчётах течений. Автором предложены схемы типа Годунова С.К., на основе приближенного решения задачи Римана с учетом контактного разрыва из соотношений на разрывах для уравнений газодинамики в массовых переменных. В этом случае решение задачи распада разрыва зависит от массовых скоростей потока через левую и правую волну, а энтропийное условие достигается путем применения максимальной локальной оценки этих параметров. Подход обобщен на сверхзвуковой случай, а также на маршевый расчёт дозвуковых зон с «расщеплением» продольных градиентов давления.

Проблемой, вызывающей наибольшие трудности при численном исследовании струйных течений является моделирование турбулентной вязкости, посредством которой вычисляются осредненные параметры турбулентного потока. Турбулентная вязкость не является физическим свойством газа, не существует и универсальной модели для нее, поэтому применение того или иного варианта требует верификации на экспериментальных данных для рассматриваемого класса течений.

Альтернативным подходом является прямое численное моделирование турбулентных течений на основе решения нестационарных уравнений Навье-Стокса, варианты которого находит все большее распространение [70-73], благодаря развитию вычислительной техники и совершенствованию численных методов. Требования к количеству узлов сетки в данных подходах для пространственно-временного разрешения турбулентных вихрей на три-четыре порядка выше, чем у метода на основе применения полуэмпирических моделей турбулентности. Это приводит к огромным требованиям к вычислительным ресурсам: памяти ЭВМ и процессорному времени. Для уменьшения трудоемкости вычислений, применяются комбинированные методы, например [73]. Подходы на основе прямого численного моделирования турбулентности, несмотря на проблему задания граничных условий на свободных границах, дают качественное согласие расчёта акустики дозвуковой струи с экспериментом [72]. Однако, кроме проблемы трудоемкости вычислений, имеющиеся отдельные примеры моделирования такими методами, не подтверждают их пригодность, для расчёта сверхзвуковых высокотемпературных струйных течений включающих ударно-волновые процессы и химические превращения.

Поэтому, в настоящее время, рабочим инструментом для рассматриваемых задач, являются методы с применением моделей турбулентной вязкости.

Для определения параметров струй при старте были разработаны и использовались методики расчёта рядом предприятий. Это методики расчёта ЦНИИмаш - Кулова Г.В. (одномерный расчёт неизобарических струй), Ваграменко Я.А., Никишина Б.А (методики расчёта изобарических одиночных, составных свободных и растекающихся струй). В БГТУ была разработана полуэмпирическая методика расчёта неизобарической струи Добросердовым И.Л. и др.

Полуэмпирические методики учитывают лишь интегральные характеристики и не описывают детальную структуру процессов, а модели на базе уравнений пограничного слоя не учитывают ударно-волновые процессы и вязко-невязкое взаимодействие.

Зарубежные авторы в основном опираются на известные работы Сполдинга (Spalding D.B) для расчёта изобарических турбулентных течений и Дэша (Dash S.M.) с сотрудниками, для химически реагирующих неизобарических струй.

Разработка методов расчёта затопленных неизобарических струй осложняется тем, что на ряду со сверхзвуковым ударно-волновым ядром струи, значительную часть слоя смешения занимает область с дозвуковыми скоростями, в которой задача становится эллиптической. Расчет таких течений можно провести на основе осредненных по Рейнольдсу/Фавру уравнений Навье-Стокса (Reynolds Averaged

15

Navier-Stokes - RANS) с полуэмпирическими моделями турбулентности. Для нестационарных течений эта система уравнений имеет параболический тип по времени. Стационарное решение находится методом установления: система уравнений интегрируется по времени до тех пор, пока решение практически не станет стационарным. Значительные результаты в этом направлении достигнуты в МАИ Ивановым И.Э и в ИПМ МГУ Глушко Г.С., Крюковым И.А., а также в ЦНИИмаш Родионовым А.В. и другими. Методы расчётов сложных струйных течений с учетом ввода воды развиваются в БГТУ, в работах Круглова Ю.А., Синилыцикова Б.Е., Зюзликова В.П., Синилыцикова В.Б и др.

Соответствующий алгоритм расчёта струйных течений, методом установления, на основе новых численных методов, разработан и автором.

Однако, большое расхождение в величинах линейных масштабов и параметров течения в различных зонах, а также необходимость учета сложного состава газов с химическими реакциями, приводит в расчётах методом установления к существенным затратам машинного времени. Следует учесть, что для струйных течений в полной мере не решена проблема турбулентности, поэтому, для решения практической задачи требуется, как правило, проведения серии расчётов. Все это затрудняет применение решения полной системы осредненных уравнений Навье-Стокса методом установления для инженерных задач. На порядок более экономичным является зональный подход, с разделением течения на области, которые описываются с помощью физически обоснованных моделей и алгоритмов, позволяющими решать задачу эволюционными (маршевыми) численными методами. Основными допущениями таких моделей, которые вполне оправданы для расчёта рассматриваемых струйных течений, являются исключение вязкого переноса количества движения и энергии в продольном направлении, а также не учет возмущений, передаваемых через давление вверх по потоку во внешней дозвуковой зоне турбулентного слоя смешения. Решение для всей рассматриваемой области получается стыковкой локальных решений. Эффективность зональных методов определяется адекватностью моделей в каждой из зон, а также способами стыковки локальных решений. В этой связи целесообразна разработка маршевых методов с различными способами разделения на зоны и стыковки решений в отдельных зонах.

Для расчёта струйных течений, в основном, применяют зональные подходы с разделением на невязкое и вязкое течения, а также на сверхзвуковое и дозвуковое течения, с различными вариантами расчёта дозвуковой зоны.

Зональный подход, с разделением потока на сверхзвуковое невязкое и вязкое течения, предложен в работах Дэша, Пергамента (Pergament H.S.), Ватсы (Vatsa V.N) и др. В БГТУ этому направлению посвящены работы Зазимко В.А., Клочкова А.В. В этом методе, градиенты давления в слое смешения учитываются из расчётов в невязкой области. Этот подход не учитывает влияние турбулентной вязкости на невязкое сверхзвуковое течение (вязко-невязкое взаимодействие) и применим для расчёта течения в ближнем поле струи.

С целью применения маршевого алгоритма для расчёта затопленных струй, в работах Дэша, Козлова В.Е. и др., принимается допущение об отсутствии поперечных градиентов давления в дозвуковой части слоя смешения. Отметим, что это допущение касается менее широкой зоны, чем принимаемое в теории пограничного слоя, согласно которой давление постоянно во всем поперечном сечении слоя смешения (включая и сверхзвуковую часть).

Сравнительно недавно Родионовым А.В. предложен маршевый метод, в котором частично учитываются поперечные градиенты давления в дозвуковой зоне слоя смешения и часть продольных градиентов.

Следующий уровень приближения к модели без допущений об изменении давления в дозвуковой части слоя смешения, имеет маршевый метод настоящей работы. Согласно которому в дозвуковой зоне в полной мере учитываются поперечные изменения давления, а для исключения возмущений через давление вверх по потоку применен подход «расщепления» продольных градиентов давления Виньерона (Vigneron

Y.C.).

Методы с разделением на сверхзвуковую и дозвуковую зоны, позволяют проводить экономичный расчёт всего поля течения, включая газодинамический и основные участки, однако, как упомянуто, требуют соответствующей модели турбулентной вязкости.

Существуют многие варианты моделей турбулентности [74-93], выбор которой требует сравнения расчётов и экспериментов, с учетом опыта других авторов. Из теоретических работ [1-30] этой проблеме уделено внимание в работе [30], струйные течения рассматриваются также в [88-92]. В работе [30] проведено исследование моделей семейства к-е [82-83] и других путем сравнения результатов расчётов и измерений статического давления на оси струи с параметрами на срезе сопла Ма=2, «а=1.5, Го=300К по данным работы [38]. В работах [88-91], в сравнении с экспериментальными данными [34], рассматривается модель к-а, с поправками на сжимаемость [84-89], анализируются и поправки на влияние температуры потока. В работе [92] проведено подробное тестирование моделей [83,85,93] на экспериментах работы [34] с изменением температуры струи.

Однако в литературе нет результатов применения моделей турбулентной вязкости к расчёту высокотемпературных неизобарических струй продуктов сгорания.

Цели и задачи работы состоят в следующем: о создание эффективных методов расчёта сверхзвуковых затопленных высокотемпературных неизобарических турбулентных струй; о развитие численных методов решения уравнений газодинамики для потоков с переменными теплофизическими свойствами при наличии ударных волн, зон разрежения, контактных разрывов, химических реакций, турбулентной вязкости; о проведение и систематизация экспериментальных исследований параметров холодных и горячих сверхзвуковых затопленных струйных течений; о разработка инженерных методик расчёта характеристик струй, их теплосилового воздействия на элементы конструкции при старте; о верификация предложенных численных моделей струйных течений с применением различных моделей турбулентной вязкости путем сравнения с экспериментальными данными.

Основные положения, представляемые к защите:

1) математические модели, численные методы и алгоритмы расчёта высокотемпературных сверхзвуковых неизобарических затопленных турбулентных струй продуктов сгорания;

2) численные методы решения уравнений газодинамики типа Годунова С.К. на основе аппроксимации потоков на границе ячеек сетки с помощью нового приближенного решения задачи распада разрыва в массовых переменных, с максимальной локальной энтропийно согласованной оценкой скоростей волн;

3) результаты экспериментальных исследований параметров сверхзвуковых высокотемпературных струй и их воздействия на преграду; инженерные методики расчёта параметров струйных течений на основном участке, а также силовых и тепловых нагрузок при их воздействии на преграду;

4) результаты численных расчётов струйных течений с различными моделями турбулентной вязкости, их сравнение с опытными данными и рекомендации по применению моделей турбулентности в диапазоне параметров соответствующим условиям начала движения носителей.

Основные результаты теоретических и экспериментальных исследований являются новыми и заключаются в следующем:

• впервые осуществлен комплексный подход создания методов расчёта затопленных струй двигательных установок, включающий разработку математической модели и алгоритмов расчёта, получение недостающих экспериментальных данных, и верификацию представленных методов расчёта с применением различных моделей турбулентности;

• представлены новые экономичные энтропийно согласованные численные схемы решения нестационарных и стационарных уравнений газодинамики;

• созданы новые численные методы расчёта термогазодинамики струйных течений, адекватно учитывающие турбулентное смешение, вязко-невязкое взаимодействие, ударно-волновую структуру, догорание топлива; получены новые инженерные методики расчёта прогнозирования характеристик холодных и горячих сверхзвуковых струйных течений, а также силовых и тепловых нагрузок при их воздействии на преграду;

• на серии экспериментальных данных впервые проведен анализ применимости ряда известных моделей турбулентности для рассматриваемых задач с учетом влияния температурного фактора в неизобарических струях; выданы рекомендации по применению моделей турбулентности в рассматриваемых условиях.

Практическое значение: о предложенные численные схемы решения уравнений гидродинамики просты в реализации, экономичны и могут быть использованы в решении широкого круга практических задач расчёта сложных разрывных течений многокомпонентных потоков с переменными теплофизическими свойствами. о разработанные численные методы расчёта струйных течений и инженерные методики позволяют получить достоверные результаты о структуре течения и основные характеристики воздействия на элементы газоотводящих устройств, что дает возможность оптимизировать экспериментальную отработку газодинамики старта РН. о полученные экспериментальные зависимости характеристик горячих струйных течений, могут быть использованы для верификации численных методов расчёта струй и моделей турбулентной вязкости в рассматриваемом диапазоне изменения характерных параметров.

Достоверность результатов подтверждаются использованием фундаментальных законов сохранения массы, импульса и энергии и условия неубывания энтропии в численных реализациях и общих положений теории численных методов. Многочисленным и всесторонним тестированием разработанных численных методов и программ на точных решениях специальных задач газодинамики в предельных сочетаниях параметров, исследованием устойчивости и сходимости решений на последовательности сгущающихся сеток, сравнением результатов расчётов с экспериментальными данными, а также результатами расчётов другими методами. Сравнительным анализом разработанных численных моделей расчёта струйных течений и сопоставлением результатов расчётов с полученными обобщенными экспериментальными зависимостями.

Диссертация состоит из введения, 5 глав, заключения и списка литературы. Полный объем работы, включая 5 таблиц, 73 наименования рисунков и список литературы, насчитывающий 122 наименований, содержит 175 страниц.

Основные результаты работы состоят в следующем:

1. Представлена новая экономичная схема решения нестационарных уравнений газодинамики для расчёта сложных разрывных течений, основанная на аппроксимации потоков на границе ячеек сетки с помощью приближенного решения задачи Римана из соотношений на разрывах выражающих законы сохранения в массовых переменных, с учетом контактного разрыва и с максимальной локальной оценкой скоростей волн.

Всесторонние тестовые расчёты с предельными изменениями параметров подтвердили, что схема имеет широкий диапазон применимости без осцилляций на разрывах и энтропийных проблем. Результаты численных расчётов зон разрежения и скачков близки к схеме Годунова с точным итерационным решением задачи Римана при сокращении времени счета типовых задач в 2-3 раза.

Предложенный алгоритм, с верхней локальной оценкой скоростей волн, не требует привлечения уравнения состояния при аппроксимации потока на границе ячейки сетки, что дает возможность применения схемы для широкого класса задач газодинамики с переменными теплофизическими свойствами среды.

2. Нестационарная схема обобщена на случай расчёта сверхзвуковых стационарных течений газа, на основе аппроксимации потоков на границах ячеек сетки с помощью приближенного решения задачи о взаимодействии плоских стационарных сверхзвуковых потоков. Применяются соотношения, выражающие законы сохранения массы импульса и энергии на поверхности стационарного разрыва, для уравнений в массовых переменных с локальной максимальной оценкой наклона волн. Приведены тестовые примеры, подтверждающие эффективность метода в широком диапазоне изменения параметров. Подход распространен на случай расчёта дозвуковых вязких зон в сдвиговых слоях, с помощью концепции «расщепления» давления и применен в настоящей работе для расчёта сверхзвуковых струйных течений реагирующих газов.

3. Разработаны два экономичных маршевых зональных метода и соответствующие программы расчёта сверхзвуковых неизобарических турбулентных затопленных струй продуктов сгорания на основе параболизованных осредненных уравнений Навье-Стокса (ПУНС), дополненных моделями турбулентной вязкости.

Первый подход основан на стыковке ПУНС, описывающих течение в сверхзвуковом ядре струи и уравнений пограничного слоя, представляющих течение в дозвуковой части слоя смешения, давление в которой принимается постоянным.

Второй метод основан на численном решении ПУНС, с расщеплением продольных градиентов давления в дозвуковой зоне слоя смешения для достижения эволюционности задачи. Этот подход является более общим, чем первый, поскольку учитываются поперечные изменения давления в дозвуковой зоне и часть продольных градиентов, но уступает ему в экономичности.

4. С помощью численного метода п.1 разработан алгоритм расчёта струйных течений на основе решения уравнений Навье-Стокса методом установления. В этой модели нет ограничений на изменения давления в дозвуковой части слоя смешения, однако время счета значительно больше, чем с помощью маршевых методов.

5. Представленные маршевые методы расчёта параметров струйных течений согласуются между собой и результатами расчётов методом установления, что свидетельствует о допустимости принятых допущений.

6. Многочисленным сравнением результатов расчётов с опытными данными подтверждено, что разработанные экономичные маршевые методы расчёта параметров затопленных струй двигательных установок, позволяют адекватно описывать протекающие в них основные процессы: турбулентное смешение истекающих газов с воздухом, вязко-невязкое взаимодействие турбулентного слоя смешения с ударно-волновым ядром струи, догорание топлива в эжектируемом воздухе.

7. Проведены экспериментальные исследования характеристик сверхзвуковых холодных и горячих затопленных струйных течений, и их воздействия на преграду. В результате обобщения данных получены инженерные методики расчёта характеристик струй на основном участке, параметров их силового и теплового воздействия на преграду. Получены недостающие экспериментальные данные для верификации моделей турбулентной вязкости и численных методов расчёта неизобарических струйных течений продуктов сгорания.

8. Сравнением результатов расчетов с полученными экспериментальными данными и результатами измерений характеристик струй другими авторами проведено тестирование известных моделей турбулентной вязкости с изменением числа Маха и температуры струи в диапазоне Ма=2-4, 7о=(300-2850)К. Ключевым моментом верификации моделей турбулентности является сравнение измерений и расчётов характеристик неизобарических затопленных струй продуктов сгорания.

В рассмотрение включены модели Прандтля, Секундова с одним (v) и двумя (k—v) уравнениями, Спэларта-Аллмараса (S-A), к—со 2007 Вилкокса, k-s со стандартным набором констант, а также k—s с поправками на сжимаемость Саркара-Земана.

На основании проведенного анализа моделей турбулентности можно сделать следующие выводы:

- Модели S-A, k-v, k-s -стандарт не отражают как влияние числа Маха, так и температуры струи;

- Модели к-а и k-s с поправками на сжимаемость согласуются измерениями холодных (Го=300К) струй, однако не учитывают влияние температурного фактора;

- Из рассмотренных моделей, влияние числа Маха и температуры в расчётах сверхзвуковых струй удовлетворительно учитываются по моделям Прандтля и однопараметрической Секундова с модифицированным набором эмпирических коэффициентов.

На основе проведенных исследований, данные модели рекомендуются к применению в расчётах струйных течений при старте.

9. Разработан метод расчёта струйных течений с образованием диска Маха, удовлетворительно согласующийся с экспериментальными данными. Показано, что на течение, возникающее за диском Маха, существенное влияние оказывает турбулентная вязкость.

10. Разработан зональный метод расчёта типовой задачи старта при воздействии сверхзвуковой струи на преграду. Маршевым методом рассчитывается набегающий струйный поток, который затем используется в качестве входных данных для расчёта течения в зоне взаимодействия на основе уравнений Эйлера. Сравнением с экспериментом показано, что подход применим для расчёта силовых нагрузок на элементы конструкций и прогнозирования расстояний от среза сопла до преграды, на которых в зоне взаимодействия возникают автоколебания.

На основании проведенных работ можно сделать следующие выводы:

1. На основе комплексных экспериментально-теоретических исследований решена важная для практики сложная научная проблема расчёта сверхзвуковых неизобарических затопленных струй продуктов сгорания и их теплосилового воздействия на преграду. Разработанные экономичные численные методы и алгоритмы расчёта течений, а также инженерные методики позволяют получить с достаточной для практики точностью данные о структуре потока и основные характеристики воздействия на элементы конструкций. Что в свою очередь дает возможность оптимизировать и снизить объемы дорогостоящих этапов полносистемных и крупномасштабных испытаний при отработке термогазодинамики старта носителей.

2. Разработанные численные схемы решения нестационарных и стационарных уравнений газодинамики типа Годунова С.К. с новыми приближенными энтропийно согласованными решениями соответствующих модельных задач при аппроксимации потока на границе ячеек сетки могут быть использованы в решении широкого круга практических задач для расчёта сложных разрывных течений многокомпонентных потоков с переменными теплофизическими свойствами.

Заключение

1. Абрамович Г.Н. Теория турбулентных струй.- М.:Физматгиз, 1960.-715с.

2. Гинзбург И.П. Аэрогазодинамика.-М.:Высшая школа, 1966.-404с.

3. Гиневский А.С. Теория турбулентных струй и следов.-М. Машиностроение, 1969.-400с.

4. Вулис JI.A., Ершин Ш.А., Ярин. Л.П. Основы теории газового факела. -Л.:Энергия, 1968.-204с.

5. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. -М.:Наука,1976.-888с.

6. Вулис Л.А., Ярин Л.П. Аэродинимика факела.-Л.:Энергия, 1978.-214с.

7. Патанкар С., Сполдинг Д. Тепло-и массообмен в пограничных слоях. -М.:Энергия, 1971.

8. Launder В.Е., Spalding D.B. The Numerical Computation of Turbulent Flow// Computer Methods in Applied Mechanics and Engineering .-1974.-Vol. 3.-pp. 269-289.

9. Абрамович Г.Н., Гиршович T.A., Крашенинников С.Ю., Секундов А.Н., Смирнова И.П. Теория турбулентных струй/ Под ред. Г.Н. Абрамовича. -М.: Наука, 1984.

10. Авдуевский B.C., Иванов А.В., Карпман ИМ., Трасковский В.Д., Юделович М.Я. Структура турбулентных недорасширенных струй, вытекающих в затопленное пространство и спутный поток // Изв. АН СССР, МЖГ.-1972.-№3 .-С. 15-29.

11. Авдуевский B.C., Ашратов Э.А., Иванов А.В., Пирумов У.Г. Газодинамика сверхзвуковых неизобарических струй.-М.Машиностроение, 1989. -320с.

12. Глазнев В.Н., Запрягаев В.И., Усков В.Н. и др. Струйные и нестационарные течения в газовой динамике/ Под ред. С.А. Гапонова. -Новосибирск: Изд-во СО РАН, 2000.-195с.

13. Родионов А.В. Новый маршевый метод расчёта струй продуктов сгорания// ЖВМ и МФ.-2002.-Т.42.-№9.-С. 1413-1424.

14. Дэш С. Численное исследование выхлопной струи двигателя и её влияние на аэродинамику ракеты//Аэродинамика ракет/Под ред. М. Хемша, Дж. Нильсена -М.:Мир,1989.-С.403-473

15. Иванов М.Я.,. Крайко А.Н. К численному решению задачи о нерасчётном истечении сверхзвуковой струи вязкого газа в спутный сверхзвуковой поток // Числ. методы механики сплошной среды. -1975.-Т.6.-№2.

16. Механика жидкости и газа. Избранное / Под общей ред. А.Н. Крайко. Ред.-сост. А.Н. Крайко, А.Б. Ватажин, Г. А. Любимов. -М.: ФИЗМАТЛИТ, 2003.-752 е.

17. Dash S.M, Wilmoth R.G., Pergament H.S. An Overlaid Viscous/Inviscid Model for the Prediction Jet Entrainment // AIAA Journal.-1979.-Vol. 17.

18. Vatsa V.N., Werle M.J., Andersen O.L. Solution of Slightly Underexpanded Axisymmetric Co-Flowing Jet Flows // AIAA Paper №80-0006. -1980.

19. Козлов B.E. Метод расчёта слабонеизобарической сверхзвуковой турбулентной струи в дозвуковом спутном потоке // В кн. Сверхзвуковые газовые струи. Новосибирск: Наука.-1983. -С.64-71.

20. Козлов В.Е., Секундов А.Н., Смирнова И.П. Осесимметричная турбулентная сжимаемая струя в дозвуковом спутном потоке.// Проблемы турбулентных течений/ Под. ред. В.В. Струминского.— М.:Наука, 1987.

21. Калтаев А.Ж., Найманова А.Ж. Об одном численном методе расчёта сверхзвуковых пространственных струй//Математическоемоделирование.-2002.-Т.14.-№12.-С. 105-116.165

22. Бобышев С.В., Добросердов И.Л. Принципы построения алгоритмов расчёта неизобарических турбулентных струй.-Л: Уч. пособие.Ленингр. мех. ин-т.1988.

23. Афанасьев Е.В., Бобышев С.В., Добросердов И.Л. Модель осредненного турбулентного движения газа//Математическое моделирование.-1999. -Т.11.-№1.-С.51-75.

24. Госмен А.Д., Пан В.М., Ранчел А.К., Сполдинг Д.Б., Вольфштейн М. Численные методы исследования течений вязкой жидкости .Пер. с англ. В.А. Хохрякова/Под ред. Г.А. Тирского.-М.: Мир, 1972.

25. Полежаев Ю.В. (редактор). Законы горения. -М.: «Энергомаш», 2006.352 с.

26. Магоуб X., Брэдшоу П. Расчет взаимодействия турбулентных сдвиговых слоев с невязкими потоками при наличии больших нормальных градиентов давления // Ракетная техника и космонавтика.-1979.-№ 10.

27. Глушко Г.Ф., Иванов И.Э., Крюков И.А. Расчет сверхзвуковых струйных течений// Препринт №793. Институт проблем механики РАН. Москва.-2006. -36с.

28. Witze, P.O. Centerline Velocity Decay of Compressible Free Jets. // AIAA Journal.-1974.- Vol.12.-No. 4.-pp. 417-418.

29. Красоткин B.C., Мышанов А.И., Шалаев С.П., Широков H.H. и Юделович М.Я. Исследования сверхзвуковых изобарических турбулентных струй //Изв. АН СССР, МЖГ.-1988.-№4.-С. 56-62.

30. Lou J.C. Mach namber and temperature effects on jets // AIAA J.-1980.-V.18.-№6.

31. Seiner, J.M., Ponton, M.K., Jansen, B.J., and Lagen, N.T. The Effect of Temperature on Supersonic Jet Noise Emission// DGLR/AIAA Paper 92-02-046.-1992.

32. Погорелов В.И. Параметры определяющие дальнобойность сверхзвуковой газовой струи // ЖТФ.-1977.-Т.47.-№2.

33. Nagamatsu Н.Т., Horvay G. Supersonic Jet Noise// AIAA Paper 70-237.1970.

34. Eggers, J.M. Velocity Profiles and Eddy Viscosity Distributions Downstream of a Mach 2.22 Nozzle Exhausting to Quiescent Air// NASA TN D-3601.-1966.

35. Seiner J.M.,Norum T.D. Experimens of Shock Associated Noise on Supersonic Jets// AIAA Paper 79-1526.-1979.

36. Анцупов A.B. Исследование параметров нерасчётной струи газа// ЖТФ.-1974.-Т.14.-Вып.З.-С.З 72-379.

37. Глазнев В.Н., Сулейманов Ш. Газодинамические параметры слабонедорасширенных свободных струй.-: Новосибирск. АН СССР СО, 1980.

38. Анцупов А.В., Благосклонов В.И. О структуре сверхзвуковой струи, истекающей в затопленное пространство// Труды ЦАГИ.-Вып.1781.-1976.

39. Авдуевский B.C. и др. под ред. Кошкина В.К. Основы теплопередпчи в авиационной и ракетной технике.-М.: 0боронгиз,1960. -390с.

40. Белов Н.В. Взаимодействие неравномерных потоков с преградами.-JI. Машиностроение, 1983.

41. Юдаев В.Н., Михайлов М.С., Савин В.К. Теплообмен при взаимодействии струй с преградами.- М.:Машиностроене,1977.

42. Дыбан Е.М., Мазур А.Н. Конвективный теплообмен при струйном обтекании тел. -Киев: Нукова думка.-1985.

43. Карпов В.А. Теплообмен в критической точке и ее окрестности про обтекании тел турбулентным потоком // Изв. АН СССР , МЖГ.-1975.-№4.-С.177-181.

44. Юдаев Б.Н., Шанин Ю.А. Теплообмен при взаимодействии сврхзвуковой струи спреградой // Тепломассобмен-VII: Сборник. Минск.-1984.-Т. 1.-Ч. 2.

45. Храмов Н.Е., Шманенков В.Н. Теплообмен в области взаимодействия осесимметричной струи с преградой // Изв. АН СССР, МЖГ.-1967.-№ 4.-С.69-84.

46. Лунёв В. В. Течение реальных газов с большими скоростями. — М.: ФИЗМАТЛИТ, 2007. 760 с.

47. Лунев В.В., Селезнева С.Е. Применение дифференциальных моделей турбулентности при расчёте взаимодействия дозвуковой струи с преградой//Космонавтика и ракетостроение.-1997.-Вып.11.-С.42-48.

48. Грибанов В.Ф., Рембеза А.И., Голиков А.И., Хотулев В.А. и др. Методы отработки научных и народнохозяйственных ракетно-космических комплексов / Под ред. В.Ф. Грибанова. — М.: Машиностроение.-1995.

49. Лапыгин В.И., Сафронов А.В., Хотулев В.А. Методы математического моделирования в исследованиях проблем старта ракет-носителей// Космонавтика и ракетостроение.-1999.-Вып. 17.-С.74-86.

50. Годунов С.К. Разностный метод численного расчёта разрывных решений уравнений гидродинамики// Матем. сб.-1959.- 47.-Вып.З. С.271.

51. Годунов С.К., Забродин А.В., Иванов М.Я., Крайко А.Н., Прокопов Г.П. Численное решение многомерных задач газовой динамики / Под ред. С.К. Годунова.-М.:Наука, 1976.-400с.

52. Куликовский А.Г., Погорелов Н.В., Семенов А.Ю. Математические вопросы численного решения гиперболических систем уравнений. —М:. Физматлит,2001 .-608с.

53. Того Е. F. Riemann Solvers and Numerical Methods for Fluid Dynamics. -Springer-Verlag. Second Edition.,June 1999.-592p.

54. Холодов A.C. О построении разностных схем с положительной аппроксимацией для уравнений гиперболического типа // ЖВМ и МФ.-1978.-18.-№6.С. 1476-1492.

55. Roe P.L. Approximate Riemann Solvers, Parameter Vectors, and Difference Schemes//J. Comput. Phis.-1981.-No.43.-pp. 357-372.

56. Harten A., Lax P.D., Van Leer B. On Upstream Diffrencing and Godunov-type Schemes for Hyperbolic Conservation Laws//SIAM J. Numer. Anal.-1981.-No. 18.

57. Toro E.F., Spruce M., Speares S. Restoration of the Contact Surface in the HLL Riemann Solver// Shock Saves.-1994.-No.4.-pp. 25-34.

58. Batten P., Clarke N., Lambert C., Causon D.M. On the Coice of Savespeeds for the HLLC Riemann Solver // SIAM J. Comput.-1997.-Vol.18.- No 6.64.0cher S., Solomon F. Upwind Difference Schemes for Hyperbolic Conservation Laws //Math. Comp.-1982.-No.38.

59. Белоцерковский O.M. Численное моделирование в механике сплошных сред. -М.: Наука, 1984.-529с.

60. Пирумов У.Г., Росляков Г.С. Численные методы газовой динамики. -М.: Высшая школа, 1987.- 232 с.

61. LeVeque R.J. Finite Volume Methods for Hyperbolic Problems. Cambridge Texts in Applied Mathematics, 2004.-558p.

62. Pandolfi, M., and D'Ambrosio, D., 2001. Numerical Instabilities in Upwind Methods: Analysis and Cures for the "Carbuncle" Phenomenon// Journal of Computational Physics.-2001.-Vol.l66.-No.2.-pp. 271-301.

63. Прокопов Г.П. Необходимость контроля энтропии в газодинамических расчётах // ЖВМ и МФ.-2007.-Т.47.-№9.-С.1591-1601.

64. Иевлев В.М. Численное моделирование турбулентных течений -М: НаукаД990.-216с.

65. Любимов Д. А. Возможности использования прямых методов для численного моделирования турбулентных струй. // Аэромеханика и газовая динамика.-2003,- №3.-С. 14-20.

66. Lo S.-C., Blaisdell G. A., and Lyrintzis A. S. Numerical Simulation of Supersonic Jet Flows and their Noise// AIAA Paper 2008-2970.-2008. -18p.

67. Любимов Д.А. Разработка и применение эффективного RANS/ILES метода для расчёта сложных турбулентных струй // ТВТ.-2008.- Т.46.-№2. -12с,

68. Турбулентность / Под ред. П. Бредшоу. М.: Мир, 1980.- 343с.

69. Wilcox D.C. Turbulence modeling for CFD. Second edition. DCW Industries, Inc., 1998.-460p.

70. Белов И.А., Исаев С.И. Моделирование турбулентных течений ./ Балт.гос.техн.ун-т. СПб, 2001,-109с.

71. Гуляев А.Н., Козлов В.Е., Секундов А.Н. К созданию универсальной однопараметрической модели турбулентной вязкости // Изв. АН СССР, МЖГ.-1993.-№ 4.-С.69-84.

72. Spalart, P. R. and Allmaras, S. R. A One-Equation Turbulence Model for Aerodynamic Flows// AIAA Paper 92-439.-1992.

73. Козлов В.Е., Секундов А.Н., Смирнова И.П. Модели турбулентности для описания течения в струе сжимаемого газа // Изв. АН СССР, МЖГ.-1986.-№6.

74. Секундов А.Н. Модель турбулентности для описания взаимодействия пограничного слоя с крупномасштабным турбулентным потоком. //Изв. АН СССР, МЖГ.-1997.-№ 2.-С.59-68.

75. Wilcox D. С. Formulation of the к- со Turbulence Model Revisited//AIAA 2007-1408, 45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reno, Nevada. -2007.

76. Jones, W.P., and Launder, B.E., "The Prediction of Laminarization with a Two- Equation Model of Turbulence// International Journal of Heat and Mass Transfer.-1972.-Vol. 15.-pp. 301-314.

77. Chien K.-Y. Predictions of Channel and Boundary Layer Flows with a Low-Reynolds-Number Turbulence Model // AIAA Journal.-1982.-Vol. 20.-No. 1.- pp.33-38.

78. Sarkar S., Erlebacher G., Hussaini M.Y., Kreiss H.O. The Analysis and Modeling of Dilatational Terms in Compressible Turbulence // Journal of Fluid Mechanics.-1991.-Vol 227.-pp. 473-493.

79. Sarkar S., and Lakshmanan B. Application of a Reynolds Stress Turbulence Model to the Compressible Shear Layer // AIAA Journal.-1991.- Vol.29.-No.5.- pp. 743-749.

80. Sakar S. The pressure-dilatation correlation in compressible flows // Phsyics of Fluids.-1992.-A. 4 (12).-pp. 2674-2682.

81. Zeman O. Dilatation dissipation: the concept and application in modeling compressible mixing layer//Phys of Fluids.-1990.-2.-pp. 178-188.

82. Papp J. L., Dash S. M. Turbulence Model Unification and Assessment for High-Speed Aeropropulsive Flows// AIAA-2001-0880, 39th AIAA, Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, NV, Jan 8-11.-2001.

83. Kenzakowski D.C. Turbulence modeling improvemens for jet noise prediction using PIV datasets//AIAA-2004-2978, 10th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference and Exhibit, 10-13 May.- 2004.

84. Dembowski M. A., Georgiadis N. J. An Evaluation of Parameters Influencing Jet Mixing Using the WIND Navier-Stokes Code// NASA/TM-002-211727. -2002.

85. Menter, F. R., Zonal Two Equation k-coTurbulence Models for Aerodynamic Flows//AIAA Paper 93-2906.-1993.

86. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания// Справочник /Под ред. В.П. Глушко.- М: ВИНИТИ АН СССР.-1976. -Т.1.

87. Юдаев Б.Н. Техническая термодинамика. Теплопередача М.: Высш. шк.Д988.-479с.

88. Трусов Б.Г. Моделирование химических и фазовых равновесий при высоких температурах "АСТРА.4".- М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1991.

89. Vigneron Y. С., Rakich J. V., and Tannehill J. С. Calculation of supersonic viscous flow over delta wings with sharp subsonic leading edges//Technical Memorandum 78500. NASA.-1978.

90. Колган В.П. Применение принципа минимальных производных к построению конечно-разностных схем для расчёта разрывных решений газовой динамики // Ученые записки ЦАГИ.-1972.-3.- №6.-С.68-77.

91. Родионов А.В. Повышение порядка аппроксимации схемы С.К. Годунова//ЖВМ и МФ. -1987. -Т. 27.

92. Chen C.N. Calculations of Far-field and Near-field Jet Noise.// AIAA Paper N75-93.- 1975.

93. Zapryagaev V.I., Kudryavtsev A.N., Lokotko A.V., Solotchin A.V., Pavlov A.A., Hadjadj A. An Experimental and Numerical Stady of a Supersonic-jet Shock-Wave Structure // Fluid Dynamics. 1997.- 32. -No.3.-pp. 465-469.

94. Анцупов А.В. Взаимодействие сверхзвуковой нерасчётной струи с плоской преградой/ЛГруды ЦАГИ.-1975.-Вып. 1698.

95. Лунев В.В., Губанова О.И., Пластинина Л.И. О центральной срывной зоне при взаимодействии сверхзвуковой недорасширенной струи с преградой//Изв. АН. СССР, МЖГ.-1971.-№2.

96. Полежаев Ю.В., Коршунов А.В., Габбасова Г.В. О турбулентной вязкости в струйных течениях// ТВТ.-2007.-Т. 45.- №3.-С. 378-383.

97. Сафронов А.В., Кудрявцев О.Н. Методы экспериментального и теоретического исследований процессов тепломассобмена при старте ракет// Космонавтика и ракетостроение.-2006.-Вып. 4(45).-С. 23-29.

98. Сафронов А.В. Кинетические интерпретации численных схем для уравнений газодинамики. Физико-химическая кинетика в газовой flHHaMHKe.-2009.-ToM8.-htpp//.chemphys.edu.ru/pdf/2009-03-24-00 l.pdf.

99. Сафронов А.В. Способ стабилизации сеточно характеристических схем для уравнений газодинамики// Вычислительные методы и программирование.-2007.-8.-№1. С.6-9.

100. Сафронов А.В., Кустов А.В. Совершенствование метода крупных частиц // Космонавтика и ракетостроение.-1999.-Вып.16.-С.132-138.

101. Сафронов А.В. Разностный метод решения нестационарных уравнений газодинамики на основе соотношений на разрывах //Космонавтика и ракетостроение. -2006.-№ 2 (43).-С.152-158.

102. Сафронов А.В. Разностный метод для уравнений газодинамики из соотношений на разрывах// Математическое моделирование.- 2008.-Т.20,- №2.-С.76-84.

103. Сафронов А.В. Кинетические схемы для уравнений газодинамики // Вычислительные методы и программирование.- 2009.-Т.10.-С. 62-74.

104. Сафронов А.В. Разностный метод решения стационарных уравнений газодинамики на основе соотношений на разрывах // Космонавтика и ракетостроение. -2008.-Вып. 1(50). С. 31-35.

105. Сафронов А.В., Никишин Б.А Расчет сверхзвуковых неизобарических турбулентных затопленных струй // Гагаринские научные чтения по космонавтике и авиации 1990,1991 гг.-М.: Наука, 1991. -С.92.

106. Сафронов А.В., Никишин Б.А. Метод расчёта параметров выхлопных струй ракетного двигателя, истекающих в затопленное пространство. //Ракетно-космическая техника. М.:ЦНТИ «Поиск».-1993. -Сер.2.-Вып.2. -С.12-21.

107. Сафронов А.В. Численный метод расчёта струй продуктов сгорания при старте ракет// Космонавтика и ракетостроение.-2007. -№ 1(46).-С.72-79.

108. Сафронов А.В. Экспериментальное исследование силового и теплового воздействия на преграду при лобовом натекании на неё турбулентногоструйного потока продуктов сгорания топлива // Космонавтика и ракетостроение.-1995 .-Вып.З .-С.28-31.

109. Varnier J., Koudriavtsev V., Safronov A. Simplified Approach of Jet Aerodynamics with a View to Acouctics //AIAA Journal. -2006. -Vol 44.-No. 7,-pp. 1690-1693.

110. Сафронов A.B. Применение консервативных вариантов сеточно-характеристического метода к расчёту сверхзвуковых течений // Деп. в ЦНТИ "Поиск", инв.32671 / Аннотирована в СИП. Москва. -1989. -Вып.8.

111. Сафронов А.В., Марункова М.А., Расчет температурного режима многослойной стенки с учетом уноса материала//Космонавтика и ракетостроение.-1995. -Вып.З. -С.22—28.

112. Сафронов А.В. Расчет воздействия сверхзвуковых затопленных струй на преграду //Материалы конференции по неравновесным процессам в соплах и струях (NPNJ-2006) 26 июня-1 июля 2006г Санкт-Петербург.-М.:Вузовская книга, 2006.