Развитие и использование экспериментальных и численных методов для решения задач аэромеханики тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

г ' 1 ! 1 • ;-'•->

- О ¡.-¡:#/

РАЗВИТИЕ И ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ И ЧИСЛЕННЫХ МЕТОДОВ ДЛЯ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ АЭРОМЕХАНИКИ

01.02.05. - механика жидкости, газа и плазмы

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук

Новосибирск-1997

На правах рукописи

Шпак Сергей Иванович

Работа выполнена в Институте теоретической и прикладной механики Сибирского отделения РАН.

Научный руководитель:

кандидат физико-математических наук, старший научный сотрудник Желтоводов A.A.

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор РычковА.Д.,

кандидат физико-математических наук, старший научный сотрудник Косинов А.Д.

Ведущая организация:

Центральный институт авиационного моторостроения им. ГШ. Баранова (г. Москва)

Защита состоится "_"_1997 г. в "_" час.

на заседании диссертационного совета К003.22.01 по присуждению ученой степени кандидата наук в Институте теоретической и прикладной механики СО РАН по адресу: 630090, Новосибирск 90, ул. Институтская 4/1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ИТПМ СО РАН. Автореферат разослан " 1997г.

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

В.И.Корнилов

ЭБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Несмотря на бурное развитие вычислительной -ехники и соответственно возрастающую роль вычислительного эксперимента, решение большинства фундаментальных и прикладных задач зэрогазодинамики все еще требует сочетания теоретических исследований, физического и вычислительного эксперимента. Такое положение эбусловлено ограниченными возможностями аэродинамических устано-юк в моделировании условий натурного полета (натурных чисел Рей-юльдса, температуры и спектральных характеристик невозмущенного ютока), дороговизной и ограниченной информативностью натурных экс-гериментов, отсутствием строгих физических моделей для описания не-:оторых явлений, а также ограниченными возможностями современной ¡ычислительной техники. Создание новых феноменологических моделей, >асширение и проверка диапазона их применимости требуют от физиче-:кого эксперимента максимально полной информации о полях различных гараметров течений. Учитывая это, а также достаточно высокую стои-гасть аэродинамических установок и большие энергетические затраты |ри проведении экспериментов, исключительно важными являются уро-;ень совершенства и автоматизации используемых измерительных ком-1лексов и последующей обработки результатов измерений. В соот-етствии с современными требованиями важным является также разви-ие сервисных программных средств, обеспечивающих взаимодействие кспериментальных и расчетных исследований на различных этапах: со-юставление, представление в требуемом виде и совместный анализ юлучаемых обширных результатов. Наконец, третьим важнейшим вопро-ом является проверка правильности развиваемых физических моделей и ффективности основанных на них методов расчета применительно к азличным фундаментальным и прикладным задачам аэрогазодинамики а основе тщательного сопоставления систематических расчетных дан-ых с экспериментом.

1ель диссертации состоит в развитии методов и автоматизации экспери-юнтальных исследований в аэродинамических трубах, в разработке про-эаммных средств для верификации численных расчетов и в проведении а этой основе экспериментальных и расчетных исследований сложных вумерных и пространственных турбулентных течений в условиях суще-твования и отсутствия отрыва пограничного слоя.

1аучная новизна.

1. На основе использования развитого автономного автоматизирован-ого комплекса получены новые подробные экспериментальные данные о «определении коэффициента поверхностного трения в условиях после-

довательного взаимодействия пограничного слоя со скачками уплотнен и волнами разрежения в окрестности наклонных и прямых ступенек, г зволившие уточнить закономерности развития крупномасштабного отр ва и проверить возможности современных численных расчетов.

2. Расширена область применимости развитой алгебраической моде, турбулентности для численных расчетов дозвуковых пространственн! течений в окрестности различных аэродинамических конфигураций основе уравнений пограничного слоя и сверхзвуковых течений в окрес ности двумерных угловых конфигураций на основе осредненных уравн ний Навье-Стокса.

Достоверность результатов подтверждена сравнением эксперимента/ ных и расчетных данных, а также их сопоставлением с данными из лит ратурных источников.

Научная и практическая ценность.

Развита автоматизированная система сбора и обработки данных э)' перимента применительно к сверхзвуковой аэродинамической трубе 313 ИТПМ СО РАН, обеспечивающая возможность эффективных аэроф зических исследований.

Создан и апробирован на сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-3: Института автономный автоматизированный комплекс для измерения обработки распределений поверхностного трения применительно к зад чам аэрогазодинамики.

Получены систематические данные о поверхностном трении в услови сверхзвукового безотрывного и отрывного турбулентного обтекания де мерных препятствий, дополняющие базу экспериментальных данных составляющие основу для тестирования современных методов расчет

Доказана применимость развитой алгебраической модели турбулен ности для предсказания свойств сложных до- и сверхзвуковых турбулен ных течений.

Разработана библиотека классов графического интерфейса и мене жера файлов. На ее основе создана программа графического предста ления результатов численных расчетов и экспериментальных данных д.) анализа течений в окрестности различных конфигураций.

На защиту выносятся:

1. Программное обеспечение для автоматизированной системы нау ных исследований Т-313, включающее: операционную систему сопровоэ дения экспериментов, программы обслуживания процесса первичнс обработки экспериментальной информации, библиотеки программ о! служивания цветных графических дисплеев и графопостроителей, пр>

эммы ведения и сопровождения системы учета расхода воздуха, про-зммы вторичной обработки для наполнения пользовательских библио-к общеинститутской системы накопления и анализа данных (СНАОД).

2. Результаты экспериментальных исследований сверхзвуковых отрыв-IX течений, полученные оптическим методом измерения поверхностного эния и программное обеспечение автоматизации таких экспериментов.

3. Программное обеспечение графического представления архивных иных численных и экспериментальных исследований.

4. Результаты численных расчетов, расширяющие область примени-сти разработанной при участии автора алгебраической модели турбу-нтной вязкости.

робация работы. Результаты работы обсуждались на семинарах Ин-1тута, 2 Всесоюзной конференции по методам аэрофизических иссле-заний - май 1979 года, Новосибирск, 3 Всесоюзной школе "Методы зофизических исследований", Красноярск, 1982 г., 4 Всесоюзной школе методам аэрофизических исследований - июнь 1986 года, Новоси-зск, на Международных конференциях по методам аэрофизических следований, проходивших в Новосибирске в 1992, 1994, 1996 годах, на ждународных конференциях по математическим моделям и численным годам механики сплошной среды - Новосибирск, 1994, 1996 гг.

Публикации. Основные результаты диссертации опубликованы в 16 5отах, список которых приведен в конце автореферата.

Структура и объем диссертации. Текст диссертации объемом 107 аниц включает введение, 3 главы, заключение и примечание. К тексту шагается 6 таблиц, 41 рисунок и список литературы из 207 наименова-

СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ

Во введении представлен краткий обзор основных работ, посвящен-с затрагиваемым в диссертации вопросам, обоснованы актуальность и 1изна выполненных исследований, сформулированы основные резуль-ы, вынесенные на защиту, а также дано краткое описание диссертации ■лавам.

)вая глава посвящена описанию созданной автором диссертации подтемы "Т-313" (по состоянию к середине 1992 года) общей автоматизи-1анной системы научных исследований (АСНИ) ИТПМ примени-

тельно к сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-313, позволяюще проводить эксперименты в диапазоне чисел Маха М = 2 ^ 6.

В п. 1.1 описана структура АСНИ ИТПМ и принципы построения и рабе ты ее подсистемы - АСНИ "Т-313". Система состоит из трех уровней первый уровень отвечает за сбор информации с измерительного koiv плекса, на втором уровне производится первичная обработка результг тов отдель ного эксперимента и на третьем уровне обрабатываются анализируются результаты серии экспериментов.

В п.1.2 кратко перечислены основные технические средства H3Mept тельно - вычислительного комплекса Т-313, разработанные специальн под управление непосредственно от ЭВМ или через подключенную к не систему КАМАК. Оборудование позволяет проводить различные вид| экспериментов: весовые, дренажные, пневмометрическое зондирование оптическую визуализацию и др.

В п. 1.3-1.5 подробно представлена разработанная автором операцио!-ная система (ОС) для сбора информации с измерительного комплекса Т 313 и управления ходом эксперимента. ОС ориентирована на микро-ЭВГ типа "Электроника-60М" (Э-60) и обеспечивает проведение всех типо экспериментов. Оператор работает с системой через набор директие включающий: директивы регистрации, директивы тестирования измеру тельной аппаратуры, директивы управления механизмом изменения угл атаки модели, директивы управления ходом эксперимента, директивк работы с пультовым терминалом (ПТ) и цветным графическим дисплее! (ЦГД), директивы обслуживания сети ЭВМ. В ОС предусмотрена спецу альная защита данных эксперимента от сбоев оборудования, контроль з достоверностью данных и их предварительная обработка. Предусмотре на оперативная выдача результатов эксперимента на экраны ПТ и ЦГД] ОС обеспечивает автоматическое проведение экспериментов по задан ной программе, работу в режиме удаленного терминала центральны ЭВМ и учет расхода сжатого воздуха, затраченного на проведение экспе римента. Протоколы испытаний записываются на НМД СМ-4 (рис.1) i проходят первичную обработку. Результаты эксперимента выдаются ве дущему специалисту в виде графиков и распечатки протоколов (o6bef распечаток определяет сам пользователь). Для управления процесс обработки (сбор всех необходимых данных из различных файлов, пред ставленных на рис.1, их корректировка, вызов программы обработки i пр.) был разработан специальный диспетчер программ. Вся обработке данных отдельного эксперимента проходит непосредственно после егс окончания по специальным пакетам программ, что дает возможности корректировать ход испытаний. Кроме этого, разработанная системе предоставляет большой выбор дальнейших действий. Можно воспользо

эться созданной автором базой данных, расположенной на СМ-1420, жопить необходимую информацию по серии экспериментов и обрабо-1ть ее. Возможно передать эти данные в более мощную ЭВМ БЭСМ-6 и >спользоваться специально созданной для работы с эксперименталь-.1ми и численными данными Системой накопления и обработки данных НАОД), где имеются копии всех программ обработки и большие би-1иотеки системных и пользовательских программ (в том числе, и напи-нные автором диссертации). Вся необходимая системная информация 1Я проведения эксперимента и дальнейшей его обработки готовится ранее в виде системных и пользовательских файлов, содержащих таб-|цы тарировочных коэффициентов измерительного оборудования, таб-цы адресов модулей КАМАКа, списки имен датчиков, участвующих в едстоящем эксперименте, и таблицы с геометрией модели и набором равляющих констант для программ обработки результатов. Поддержка эй информации в рабочем состоянии осуществляется с помощью паке-служебных программ, а читается она автоматически при загрузке ОС в !М на установках (Т-313 и градуировочном стенде "Градус").

Вторая глава посвящена развитию экспериментальных методов диаг-стики и автоматизации исследований в различных аэродинамических ^бах.

В п.2.1 показаны примеры использования представленной выше АСНИ 313" для развития и совершенствования методов аэродинамического :перимента.

В п.2.1.1. демонстрируется эффективность использования многоточеч-х дренажных измерений в комплексе с расчетами на основе разрабо-1ных автором пакетов программ для изучения интерференции крыла с гогондолами применительно к сверхзвуковому пассажирскому самоле-(СПС). На основе анализа распределения давления (см. рис.2.а) были зеделены зоны повышенного (заштрихованные области) и пониженного зления из-за влияния мотогондолы. В соответствии с ними, на базе метов по линейной теории с помощью пакета программ "Крыло", пробна коррекция профилей в различных сечениях (рис.2.б) таким обра-1, чтобы уменьшить сопротивление и увеличить подъемную силу кры-Последующие эксперименты показали (рис.2.в), что поставленная 1ь достигнута. Максимальный выигрыш в качестве модифицированного 1ла составил ДК « 0.4, а применение АСНИ позволило сократить время (ведения всего цикла исследований с года до 2-3 месяцев. $ п.2.1.2 рассматриваются возможности развитого при участии автора ¡вмометрического метода измерения полей скосов пространственных ений на примере анализа обтекания модели СПС. Проведенные тарной пятиточечных пневмонасадков (конструкция одного из них пред-

ставлена на рис. З.а), позволили построить номограммы для определен! направления потока (рис.З.б) и местных чисел Маха (рис.З.в) по измере ным с помощью насадка давлениям Р-! -г- Р5. Была построена математич екая модель насадка, которая в комплексе с разработанной АСНИ позв лила провести многочисленные исследования полей течения в окрес ности различных сложных компоновок современных летательных аппар тов. На рис.3.г представлены типичные результаты измеренного по.1 течения в одном из сечений для комбинации крыло-фюзеляж моден типа СПС при М = 2,29 на крейсерском угле атаки а = 5.2°. Направлен! потока показано стрелками, длина которых пропорциональна значена местных чисел Маха. Следует отметить, что до создания АСНИ исслед вания такого типа были практически недоступны.

В п.2.1.3. демонстрируются возможности автоматизированных весовь испытаний сложной аэродинамической компоновки из двух тел вращем на примерах результатов, полученных другими авторами. В ходе эксп риментов, проведенных с использованием предоставляемой АСНИ во можности одновременного измерения нагрузок как аэродинамическил весами Т-313, так и внутримодельными тензометрическими весами, бьи получены полные данные о силовых и моментных характеристиках все модели и отдельных ее частей.

В п.2.1.4. на примере исследования турбулентных отрывных течений окрестности наклонных ступенек (рис.4.а) демонстрируются возможное! разработанной в ИТПМ методики измерения профилей скорости (рис.4.1 и коэффициента поверхностного трения (С^ (рис.4.в) на основе пневм< метрического зондирования. Созданные (при участии автора) пакеты пр< грамм обработки позволили провести многочисленные исследовану таких течений. Отмечены ограниченные возможности использования м< дифицированной формулы Людвига-Тилмана, которая не позволяет п< лучать распределение в области возвратного течения (на рис. 4. ограничена линиями стекания С и растекания Р).

П. 2.2. посвящен развитию и автоматизации оптического метода изме рения поверхностного трения на основе лазерной интерферометрии рас текающейся по поверхности масляной пленки, который был апробирова в экспериментах на сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-325 ИТПМ

В п.2.2.1- 2.2.2 подробно описана методика измерения, алгоритмы рас чета коэффициента поверхностного трения и созданный измерительнс вычислительный комплекс (ИВК). Метод измерения основан на регистре ции изменения в ходе эксперимента угла наклона профиля капли масла

с.5.а) при помощи лазерного интерферометра (рис.5.6). Для реализа-I этого метода был создан автономный ИВК, представленный на :.5.в. Полученные с помощью лазера (1) и специальной оптической 1ставки (2-5, 10-11) интерферограммы капли масла (7) нанесенной на 1ель (6), установленную вертикально в рабочей части (8) трубы, вво-ся с помощью телекамеры (12) в ЭВМ типа IBM АТ/386 (13). Измере-I температуры модели проводились термопарами (15), подключенными юз КАМАК (18) к вольтметру (17). Для ввода информации в ЭВМ ис-1ьзовались специальные адаптеры: адаптер ввода изображения (14) и »птер управления (16) крейт-контроллером КАМАКа. Управление всем зрительным комплексом осуществлялось разработанным автором етом программ. На рис. 5.г приведены типичные интерферограммы, |учаемые в одном опьгге и результаты обработки развертки сигнала с екамеры по одной из строк с помощью различных программных филь-в, позволяющих достаточно точно определять положение интерфе-1ционных полос.

В п.2.2.3 приведены результаты измерения распределения Cf вдоль тура модели, полученные в сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-| при участии автора. В экспериментах была использована модель ановленной на пластине и ориентированной против потока ступеньки :.4.а) высотой h = 6 мм и углами отклонения наветренной грани р = 8°, , 45° и 90е. Для контроля температуры поверхности вдоль линии сим-рии были установлены 7 хромель-копелевых термопар. Эксперименты юлнены при числе Маха перед препятствием Mi = 2.95 и единичном ле Рейнольдса Reí = (3.0^3.3)х10тм"1. Пограничный слой турбулизиро-ся с помощью песочной шероховатости в окрестности передней кром-1 развивался в условиях адиабатической стенки. Характерная его тол-^ перед зоной взаимодействия составляла 50 = 2.27 мм. На рис. 5.д ведены результаты первичной обработки полученных данных о рас-делении Сгдля случая р = 45°. Начало оси продольной координаты х зано с вершиной угла сжатия. Положение вершины угла расширения юказано пунктиром. Видно, что данные, полученные с помощью опти-кого метода, дополняют результаты пневмометрических измерений рис.4.в) в области возвратного течения перед ступенькой (область /1цательных значений Cf при -20 < х < 0).

тья глава посвящена развитию и верификации численных методов цета двумерных и пространственных турбулентных течений.

В п.3.1 подробно описана созданная автором программа анализа и цставления результатов численных и экспериментальных исследова-

ний двумерных угловых конфигураций. В ней предусмотрены следующи возможности: выбор из предлагаемого набора необходимой базы данньп создание одновременно до 4-х окон с различной графической информг цией; вывод одномерных графиков выбранных функций в заданных пре делах; вывод графиков функции двух переменных в виде раскрашенны по заданной палитре изообластей, изолиний, поверхностей уровней; вь вод зависимостей между собой двух функций двух переменных в вид векторных полей; разворачивание на полный экран изображения любог из созданных окон с сохранением доступа к меню окна; сохранение одно го или нескольких окон пассивными и смена базы данных для построени других графиков; запись изображения рабочей области окна в виде фай ла в формате PaintBrush ( *.РСХ). Дополнительно, при работе с базам! данных численных расчетов, предусмотрено: просмотр распределени: параметров течения вдоль поверхности тела и сравнение их с экспери ментом (выбор базы экспериментальных данных происходит автоматиче ски по данным численных расчетов), вывод профилей выбранных пара метров по толщине пограничного слоя в заданных сечениях и сравнена их с имеющимися экспериментальными данными, построение характер ных особенностей течения (выделение ударных волн и вееров волн раз режения, границы пограничного слоя, линии с числом М=1, и пр.).

В п.3.2 проведен сойместный анализ результатов экспериментов и чис ленных расчетов для безотрывного и отрывного обтекания сверхзвукс вым потоком двумерных наклонных и прямых ступенек (рис. 4.а) высото! h = 6 и 15 мм при числе Маха набегающего потока M-i = 2.9 и углах откло нения наветренной грани ß = 8°, 25°, 45° и 90°. Полученные новые под робные данные о поверхностном трении существенно уточнили закона мерности развития отрыва в окрестности таких конфигураций и послужи ли основой для тестирования численных расчетов, выполненных Борисо вым A.B. и Федоровой H.H. На рис.6 представлены распределения по верхностного трения вдоль контура модели. Сплошная кривая соответ ствует результатам численных расчетов на основе осредненных уравне ний Навье-Стокоа и k-ю модели турбулентности для h = 15 мм. Для ß = 90 штриховой линией показаны также расчеты, соответствующие h = 6 мы Как видно, оптические измерения (темные кружки) существенно дополня ют результаты, полученные ранее на основе пневмометрического метод (квадраты) в аэродинамической трубе Т-313. Буквой А отмечено начал верхней грани ступеньки, треугольниками и темными квадратами обознг чено положений линий стекания и растекания (на рисунках S и R соответ ственно). Значения Си соответствуют невозмущенному течению непс средственно перед областью начала роста давления. Как видно, пол> ченные в разных установках экспериментальные данные, хорош

эрелируют между собой, а результаты численных расчетов хорошо едсказывают распределение Сг для таких сложных течений за исклю-чием малой окрестности точки отрыва 3. Наряду с рассмотренными зультатами, продемонстрированы возможности созданного комплекса эвисных программ для сопоставления экспериментальных и расчетных иных по газодинамической структуре, распределениям давления и эфилям скорости в различных сечениях для указанных ситуаций с пью обоснования адекватности численного моделирования.

В п.3.3 дается описание и демонстрируется возможность применения шитой при участии автора алгебраической модели турбулентности для :четов сверхзвуковых двумерных и дозвуковых пространственных логичных слоев при обтекании различных аэродинамических конфигура-

1.3.3.1 содержит описание разработанной модели турбулентности для ;четов двумерных сверхзвуковых пограничных слоев со сложными гранными условиями (широкие диапазоны изменения градиентов давле-1, параметров проницаемости, шероховатости, теплообмена, чисел ха и Рейнольдса, включая зону перехода). Приводятся результаты юторых расчетов, выполненных в процессе ее тестирования на основе иирных канонических экспериментальных данных Стэнфордской кон-ренции. На этой основе была модифицирована известная модель тур-

1етной вязкости ц{ = р12|си/3у| и предложено следующее соотношение

1 длины пути смешения:

кф - ехр(-Оу) + ехр(ЧЭь)| для 0 < у < у!, и 1 = Х5 для у, <у < 5, (1)

= у-^т/туу • Аг/(ЬгА); к=0.4 и А - константы турбулентности, опреде-

эщие формирование пристенной части пограничного слоя; Аг - кон-нта турбулентности, зависящая в общем случае от формы, высоты и имного расположения бугорков шероховатости; X - константа турбу-ггности, определяющая формирование внешней части профиля ско-:ти. В результате проведенных многочисленных расчетов и системати-:кого сравнения с экспериментальными данными для А (обычно при-1аемой равной 26) предложена следующая зависимость.

А-А 1+((к-1)/16)м;

0 ' 1 + Ь.(к + 1)М2

«

где b , = [(pv)w /(pu)8 ] • 2/Cf , Re2 = 52p6u6 /ц8 - R«2 = Re2 /1OOC

b. = (pv)w/(psv.), v. = VTw/Pw . f(bi) = 0.5b! для 0 < bi < 10, f(b,) = 5д г

b, > 10, к = 14, A0=26. На основании широкого сравнения с экспериме! тальными данными для ситуаций с интенсивными градиентами давлени: удалось показать, что для таких неравновесных течений величина X i-равна, как обычно 0.09, а определяется более сложным соотношением: X = 0.09/(1 + СС) . (3)

Здесь - С = 0.011^Re2/(1 + 5 • cos(a)/rw f ; i; = 62|dp/dx|, 5, 51; д2 - соотве

ственно толщина пограничного слоя, толщины вытеснения и потери иг пульса; р = (б-j I xw)dp J dx - параметр равновесности Клаузера; rw - рад| ус поперечной кривизны поверхности.

В п.3.3.2 приводятся результаты исследований с целью модификаЦ1< модели турбулентной вязкости (1-3) на случай пространственных течем на основе численного решения уравнений турбулентного погранично! слоя. Для описания компонент тензора напряжений Рейнольдса, вход щих в основные уравнения, вводится связь их с полем средних скор| стей в форме, предложенной Буссинеском:

pu'v' = ц^ си/сУ, pw'v' = Hfc дм/ду. (4)

Используется предположение о локальной изотропности турбулентнс вязкости, т.е. Htx = Htz = Mt- С учетом этого турбулентная вязкость nt име( вид:

Ht = Pi2j(du/dyf + (c'w/rVf (5)

Длина пути смешения I определяется из соотношений (1), гj.

г = ift.ly + tyT • Величины тху и ту2 в области у < Шк вычислялись опедуь

щим образом:

тху = (xxy)w + У Ф/5х + p[v5u/cV]wy,

V = {tyz)w +y<?P/52 + p[v(?w/5y]wy

Здесь индекс w обозначает параметры на поверхности тела. Для случг несжимаемого течения константа А = 26, а параметр А. определяете предложенными соотношениями:

Я = 0.09/(1 +th(F)), F = >/o.36.1Cr4-Re,

Re, = (и^Яц)///.,, 0 = (¿ii/rw)|Vp|.

[есь 5ц - толщина вытеснения пространственного пограничного слоя. Расчеты проводились для трех тестовых конфигураций: предотрывый граничный слой на пластине с препятствием в виде вертикального ци-¡ндра или профиля и отрывное течение на подветренной стороне тре-эльного полукрыла, установленного под углом атаки. На рис.7.(а,б) ре-пьтаты расчетов на основе предложенной модели (сплошная линия) авниваются с расчетами Расторги и Роди, проведенными с привлече-ем к - г модели для замыкания системы уравнений пограничного слоя (триховая линия). Видно, что совпадение этих двух расчетов по распре-лению pw (рис.7.а) и толщины потери импульса (рис.7.б) хорошо согла-ются между собой. pw - угол отклонения направлений линий тока вблизи верхности пластины от направлений линий тока внешнего течения. На с.7.(г,д) представлены результаты сравнения проведенных расчетов 1Я препятствия в виде симметричного профиля (рис.7.в) с эксперимен-льными данными, полученными Истом (East L.F.) и Хокси (Нохеу R.P.). 1 рис.7.г показаны распределения Cf в трех сечениях, а на рис.7.д -офили всех трех компонент скорости в одной из точек области расчета, казанной на рис.7.в прямоугольником. Видно, что достигнуто хорошее впадение результатов расчета и экспериментов. Следующий пример монстрирует расчеты турбулентного пограничного слоя, индуцирован-го вихрем, который сходит с наветренной стороны треугольного полу-ыла, установленного под углом атаки 8° (рис. 8.а). Как показано на схе-! течения, после отрыва поток присоединяется на подветренной сторо-крыла вблизи корневой хорды и вторично отрывается в окрестности омки крыла. Область расчета лежит между линией присоединения хря на подветренной стороне и линией его отрыва. На рис. 8.(б,в) сопо-авляются результаты проведенных расчетов коэффициента поверх-стного трения (б) и углов отклонения линий тока вблизи стенки pw, (в), а |<же результаты расчетов Расторги и Роди (штриховая линия) и экспе-ментоз, выполненных Истом. Сравнение приведено только для одного чения (х = 5.53 мг рис. 8.а), в котором проводились измерения в экспе-менте. По оси абсцисс откладывается значение безразмерного поляр-го угла 0/0 . Как следует из сопоставлений, результаты расчетов ха-кгеристик пограничного слоя на основе развитой алгебраической моли турбулентности удовлетворительно совпадают с эк:сперименталь-1мм данными и результатами других расчетов.

В п.3.3.3 демонстрируются возможности использования алгебраи ческой модели (1, 5-7) для расчета сложных сверхзвуковых течений I привлечением современных численных методов. В качестве теста вы брано обсуждавшееся ранее течение (см. рис. 4.а) в окрестности наклон ной ступеньки при М = 2.9 и 3 = 8°. В этих условиях реализуется последо вательное взаимодействие турбулентного пограничного слоя со скачкоь уплотнения и веером волн разрежения без формирования отрыва в зона: взаимодействия. Численные решения получены на основе осредненны: по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса с использованием переменны; Фавра и неявной четырехшаговой разностной схемы расщепления пс физическим процессам и пространственным координатам. Для замыкани5 системы уравнений использовалась модель турбулентной вязкости (1-3) На рис. 9 приведено сопоставление результатов выполненных автороь расчетов (сплошная линия) с экспериментами (маркеры) для распреде ления давления (а) и коэффициента трения (б) на поверхности вдол* контура модели. Очевидно, что расчеты с алгебраической моделью тур булентной вязкости достаточно хорошо описывают основные характери стики таких течений.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ. Приведены основные выводы по работе.

1. Применительно к сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-31С ИТПМ СО РАН и градуировочному стенду создана автоматизированна? система научных исследований третьего поколения, вобравшая в себ? достоинства предыдущих версий и обеспечивающая новые возможности для решения задач аэрогазодинамики. Разработано програмное обеспе чение позволяющее в рамках единого комплекса реализовать все этапь прохождения экспериментальных результатов - от их получения до ана лиза.

2. Развитая АСНИ позволила существенно повысить эффективное™ различных методов диагностики: дренажных, пневмометрического зонди рования, весовых и открыла перспективу решения ряда современны: задач аэродинамики. Указанная система использована для получение подробных данных о пространственном обтекании элементов СПС, поис ка способов улучшения аэродинамического качества компоновки крыла < мотогондолами, анализа аэродинамических характеристик сложной ком поновки тел вращения и их элементов, а также исследований характери стик турбулентного пограничного слоя в условиях отрыва.

Разработано программное обеспечение для автоматизированного ав-юмного комплекса оптического измерения поверхностного трения, звитый метод использован для исследований турбулентных отрывных юний на сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-325 ИТПМ СО РАН.

к На основе оптических измерений получены новые подробные зкспе-лентальные данные о распределении коэффициента поверхностного '.ния в условиях безотрывного и отрывного турбулентного обтекания :лонных и прямых ступенек с углами отклонения наветренной грани ¡3 = 25°, 45° и 90° при числе Маха М = 3, позволившие уточнить законо-эности развития крупномасштабного отрыва и пополнить базу данных i верификации современных методов расчета.

>. На основе полученных новых экспериментальных данных с привлечем результатов ранее проведенных исследований и созданной про-ммы их графического представления проанализированы возможности ленных расчетов в рамках полных осредненных уравнений Навье-жса и k-о модели турбулентности. Показано, что такие расчеты доста-но хорошо описывают основные свойства рассмотренных течений, за лючением распределения поверхностного трения в небольшой рядка толщины пограничного слоя) окрестности точек отрыва.

6. Расширена область примененимости разработанной при участии opa алгебраической модели турбулентной вязкости. Продемонстри-1ана возможность успешного ее использования для расчетов характе-гтик пространственных турбулентных пограничных слоев в условиях вукового отрывного обтекания различных аэродинамических конфигу-1ий, а также особенностей взаимодействия турбулентного погранично-:лоя с последовательностью скачков уплотнения и волн разрежения на юве осредненных уравнений Навье-Стокса.

новные результаты диссертации опубликованы в работах:

Борисов A.B., Воронцов С.С., Желтоводов A.A., Павлов A.A. С.И.Шпак. Развитие экспериментальных и расчетных методов исследования сверхзвуковых отрывных течений. —Новосибирск, 1993. —46 с. — (Препр. / ИТПМ СО РАН; N9-93).

Борисов A.B., Желтоводов A.A., Максимов А.И., Федорова H.H., Шпак С.И. Математическое моделирование сверхзвуковых турбулентных отрывных течений // Математические модели и численные методы механики сплошной среды: тезисы докладов международной конфе-

ренции, Новосибирск, 27 мая - 2 июня 1996 г. — Новосибирск. —С 160-161.

3. Борисов A.B., Желтоводов A.A., Павлов A.A., Федорова H.H., Шпак С.И

Экспериментальные и численные исследования сверхзвуковых тур булентных отрывных течений. Н Математическое моделирование аэродинамика и физическая газодинамика / Под ред. чл.-корр. РАЬ В.М. Фомина. —Новосибирск: Изд. ИТПМ СО РАН, 1995. —С. 107-120.

4. Борисов A.B., Федорова H.H., Шпак С.И. Численное исследование тур булентного отрыва на основе осредненных уравнений Навье-Стокса I Вычислительные технологии. —1995. —Т. 4. —N12. —С. 38-47.

5. Бродецкий М.Д., Ольховиков Г.П., Харитонов A.M., Шевченко А.М. Шпак С.И. К методике измерения направления и числа Маха трехмер ного сверхзвукового потока II Ученые записки ЦАГИ. —1984. —Т. XV —N3. —С. 136-139.

6. Бродецкий М.Д., Ольховиков Г.П., Шевченко А.М., Шпак С.И. Методик; измерения местных скосов трехмерного сверхзвукового потока II II Всесоюзная школа по методам аэрофизических исследований: Сб докладов. —Новосибирск. —1982. —С. 60-63.

7. Бродецкий М.Д., Харитонов A.M., Шпак С.И. Программное обеспечение АСНИ ИТПМ. Вторичная обработка результатов аэродинамическое эксперимента // Автоматизация аэродинамического эксперимента. — Новоси бирск. —1985. —С. 32-40. —(Сб. научных трудов ИТПМ СОАЬ СССР).

8. Гилев В.М., Шпак С.И. Программное обеспечение АСНИ ИТПМ. Си стемные программы объектового уровня // Там же. —С. 23-31.

9. Долгов В.Н., Шулемович В.М., Шпак С.И. Турбулентная вязкость дл! расчета двумерных пограничных слоев в широком диапазоне гради ентов давления, чисел Маха, Рейнольдса и параметров проницаемое ти. —Но восибирск, 1978. —33 с. —( Препр. /АН СССР. Сиб. отд-ние ИТПМ; N 17).

10. Корнилов В.И., Павлов A.A., Шпак С.И. К методике измерения поверх ностного трения оптическим методом в сверзвуковом потоке. // Сиб физ.-техн. журн. —1991. —Вып. 6. —С. 47-52.

11. Шпак С.И. Модель турбулентной вязкости для расчета пространствен ных предотрывных пограничных слоев II ПМТФ. —1994. —N6. —С. 92 99.

12. Шпак С.И. Расчет трехмерного несжимаемого турбулентного погра ничного слоя. Новосибирск, 1981. —26 с. —(Препр. / ИТПМ СО АН СССР; N35).

13. Borisov A.A., Fedorova N.N., Shpak S.I. Numerical Simulation of Turbulen

Separation Based on the Averaged Navier-Stokes Equations II Int. Conf

on the Methods of Aerophys. research: Proceedings, Part 2, August 22-26, 1994, Novosibirsk, Russia. —Novosibirsk. 1994. — C. 55-61. . Borisov A.A., Zheltovodov A.A., Maksimov A,l., Fedorova N.N., Shpak S.I. Verification of Turbulence Models and Computational Methods of Supersonic Separated Flows // Int. Conf. on the Methods of Aerophys. research: Proceedings, Part 1, September 2-6,1996, Novosibirsk, Russia. —Novosibirsk, 199Q. —C. 54-61. . Kornilov V.I.., Pavlov A.A., Shpak S.I. On the Techniques of Skin Friction Measurement Using Optical Method // Int. Conf. on the Methods of Aerophys. research: Proceedings, Part 1, August 31 - September 4, 1992, Novosibirsk, Russia. —Novosibirsk, 1992. —C. 71-74. . Shpak S.I. Modification of Turbulent Viscisity for Computation of 3-D Boundary Layers in Separated Flows // Int. Conf. on the Methods of Aerophys. research: Proceedings, Part 2, August 22-26, 1994, Novosibirsk, Russia. —Novosibirsk, 1994. —C. 212-217.

Рис.1. Распределение потоков информации в АСНИ Т-313

со

а)Влияние интерференции на распределение давления при М-2.27, Яе, = 28.10« м-'

йК

0.2

2=0.5

г=0.7

ИСХОДИ, профиль мвдиф. профиль

С 0 0.011- 0.1 0.2 с

с- -

0 0.1 0.2 С

! -0.0011-

а) Насадок и система координат

0=0

-1 с --2 0 -

| с з "" -3 0

в) Скоростная хар-ка пнеамонэсадка

Х„=(р1+р2-р3+р4)/(4р5) <(1-|

б) Номограмма для определения 0 и ф * п =(рЗ-р1)/р5, *|1=(р4-р2)/р5.

! и < ^ ^ Н ; л ¡.и *<д

в) Аородинаминсские хар-ки модифицированного крыла

Рис.2. Интерференция мотогондолы на крыло.

-1 0 1 2 3 4 5 6 11Я г) Попе чисел Маха для комбинации крыло-фюзеляж.

Рис.3. Измерения пространственных течений пневмонасадками.

у

х

мм* М,=2.9

зо1-

151

; 8 91011 12 13 1 2 34567 10' х.м"

-50

С. 10 =

50 100 150

(а)

т—I—ГГ

I I-1-1-г

О» „о1

-1-1-й >

о® „о" „о

*

о" „о- сР о

„о- „о"

у I, I_I г 11,51—_[-V*_и_1_I_I_ь

(б)

0 2 0 4 0.4 0-2 0 0 2 0 0 0

0 02 04 06

1 1 - ■| 1 1 -(В) -

1 1 г1 в ] ' 1 : 1

Рис.4. Профили скорости и распределение коэффициента поверхностного трения, измеренные пневмометрическим методом.

•} Блок схема «змееяда поверхностного треиуя

г) Примеры имтерферофамм и их обработки р • 45"

6 4

'о

о 2 0 -2

1

•60 -40 -20 О® 20 40 *-х» д) Распределение коэффициента поверхностного трения вдоль модели.

Рис.5 Схема эксперимента и результаты измерения поверхностного трения.

о

ю

1.5

О

о 1.0

0.5 0.0 4 3

_ 2 £

° 1

0

.И/

-5

-5

» □ а

• Ь = 6 тт □ Ь = 15 тт — расчет

О О

10 х/И 15

Р =45° »♦»■■«■■■пи! • Ь = 6 тт *♦ а и = 15 тт • — расчет » Б •

, . I . . . 1 .... I ... .

0 А

5 х/Ь Ю

1.0

0.0

-1.0

: р=25и. л

1 1 П

ф / .^^Йй^.Й., о , □ / ^-V / \ ~ _

с* • = 6 тт

/ о И = 15 тт

ч 7 — расчет

/ т Э

1. ■ Р 1

3 2

-О 1

О

о -1

-2

0 1 А 5 х/ь 10

р = 90".

; • к

1 1 • Ь = 6тт --,— расчет » Б ■ К . . , I -____—

-5

5 хУЬ Ю

Рис.6. Распределение коэффициента поверхностного трения вдоль моделей

0.7

0.74 0.78 х=х/1_

У = 1од10((уи)М)

Рис.7.Трехмерный пограничный слой. Цилиндр (а,б), ит= 200 м/с и профиль (в,г,д), ию= 61 м/с на пластине.

- V

(б) 1 1

а) Схема течения. о.З 0.5 0.7 е/© о.з о.5 о.7 е

Рис.8. Треугольное крыло под углом атаки. 1^= 60 м/сек

РФ1

1.5 1.3 1.1 0.98

___ 1

г V 1

л я ■

-20 20

Сг 10'

2.4 1.6 0.8

Л

^ 7 г* * "п——-

У * * «I

100

140 180

-20 20

60

а) Распределение давления б) Коэффициент поверхностного трения

Рис. 9. Ступенька р =8°. Уравнения Навье-Стокса.