Космонавтика и ракетостроение (стр. 2 )

Представляются результаты численного решения уравнений Рейнольдса на основе различных программ применительно к трёхмерному течению при обтекании сверхзвуковым потоком отработанных ступеней ракет-носителей (РН), летящих под большим углом атаки (б ~ 180°).

Ключевые слова: отработанные ступени ракеты, большие углы атаки, сопла двигательной системы, нестационарные отрывные зоны.

E. Yu. Kartseva, E. O. Kolyada, A. V. Stroilov, V. N. Shmanenkov. A Study of Flow Pattern of First Stages of Launch Vehicles during the Ballistic Descent Phase at High Angles of Attack. The article presents results of numerical solution of the Reynolds Equations on the basis of various programs in relation to three-dimensional flotation during supersonic flow over the spent stages of launch vehicles (LV) flying at high angle of attack. (б ~ 180°).

Key words: spent stages of launch vehicles, high angles of attack, propulsion system nozzles, unsteady separate areas.

ЛИТЕРАТУРА

1. Л у н ё в  реальных газов с большими скоростями. М.: Физматлит, 2007.

2. Ansys Fluent 12.0. Theory Guide. January 2009.

3. T r e b u n s k i k h  T. V., I v a n o v  A. V., D u m n o v  G. E. FloEFD Simulation of Micro-Turbine Engine. Moscow, Mentor Graphics, 2011.

4. К о з е л к о в  А. С., Д е р ю г и н  Ю. Н., З е л е н с к и й  Д. К. и др. Многофункцио­нальный пакет программ ЛОГОС для расчёта задач гидродинамики и тепломассопереноса на супер-ЭВМ. Базовые технологии и алгоритмы. – В сб. тр. XII Международного семинара: Супервычисления и математическое моделирование. Саров: РФЯЦ–ВНИИЭФ, 2011, с. 215 – 230.

5. А н и к и н  В. А., В л а д и м и р о в а  обтекания и расчёт стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик вертолётных профилей. – В материалах ХХIII научно-технической конференции по аэродинамике. М.: ЦАГИ, 2012.

6. M e n t e r  F. R. Zonal Two-Equction (k-щ) Turbulence Models for Aerodynamic Flows. – AIAA Paper 93-2306, 1993.

7. S p a l a r t  P. R., A l l m a r a s  S. R. A One–Equation Turbulence Model for Aerodynamic Flows. – AIAA Paper 92-0439, 1992.

, канд. физ.-мат. наук; , канд. техн. наук;
(ФГУП ЦНИИмаш, г. Королёв)

ВЛИЯНИЕ  БОКОВЫХ  ДЕРЖАВОК  НА  ТЕПЛООБМЕН 
В  ДОННОЙ  ОБЛАСТИ  МОДЕЛИ  ГИПЕРЗВУКОВОГО 
ЛЕТАТЕЛЬНОГО  АППАРАТА

Приводятся результаты численного моделирования теплообмена в донной области имеющей форму составного конуса модели, полученные в ходе экспериментов на гиперзвуковой поршневой газодинамической установке ПГУ-11 (при числе Маха М = 10) и в аэродинамической трубе У306-3 (М = 6). Анализируется влияние поддерживающих устройств модели на распределения параметров теплообмена в донной её области. Показывается, что результаты расчётов обтекания и теплообмена модели с боковой державкой, полученные путём численного решения полной системы уравнений Навье – Стокса, согласуются с экспериментальными данными.

Ключевые слова: модель гиперзвукового летательного аппарата (ЛА), поршневая газодинамическая установка (ПГУ), аэродинамическая труба (АДТ), тепловой поток, теплообмен, уравнения Навье – Стокса.

R. V. Kovalyov, M. G. Trenyov, D. A. Churakov. The Impact of Side Supporting Devices on Heat Transfer in the Bottom Area of a Hypersonic Aircraft Model. The article presents results of numerical modeling of heat transfer in the cone-shaped base area of the model, obtained in the course of experiments at supersonic piston gas-dynamic units PGU-15 (at Mach number M = 10), and in the wind tunnel U306-3 (М = 6). It analyses the influence of the model’s supporting devices on distribution of heat transfer parameters in its base area. It is shown that the results of flow and heat transfer calculations in a model with side supporting devices obtained by numerical solution of the full system of Navier-Stokes equation are consistent with experimental data.

Key words: hypersonic aircraft (AC) model, piston type gas-dynamic unit (PGU), wind tunnel (WT), heat flow, heat transfer, Navier – Stokes equation.

ЛИТЕРАТУРА

1. Конвективный теплообмен летательных аппаратов. Под редакцией Сер. Космонавтика и ракетостроение М.: Физматлит, 2014, 377 с.

2. Г у б а н о в  Е. И., К и с л ы х  В. В., К у с о в  А. Л. и др. Экспериментальное исследование теплообмена в донной области модели гиперзвукового летательного аппарата. – Космонавтика и ракетостроение, 2014, вып. 6 (79).

3. L i u  M.-S., S t e f f e n  C. A New Flux Splitting Scheme. – put. Phys., 1993, v. 107, рр. 23 – 39.

4. B a l d w i n  B. S., L o m a x  H. Thin Layer Approximation and Algebraic Model of Separated Turbulent Flows. – AIAA Paper 78-0257, 1978.

5. M e n t e r  F. R. Two-Equation Eddy-Viscosity Turbulence Models for Engineering Applications. – AIAA J., 1994, v. 32, № 8, pp. 1598 – 1605.

6. A n d e r s o n  W. K., T h o m a s  J. L., V a n  L e e r  B. A Comparison of Finite Volume Flux Vector Splittings for the Euler Equations. – AIAA paper 85–0122, 1985.

7. R o e  P. L. Approximate Riemann Solvers, Parameter Vectors and Difference Schemes. – Journal of Computational Physics, 1981, v. 43, pp. 357 – 372.

; , канд. техн. наук; ,
канд. техн. наук; , докт. техн. наук
(ФГУП ЦНИИмаш, г. Королёв)

РАСЧЁТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ  ИССЛЕДОВАНИЕ 
НА  АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ  УСТАНОВКЕ  ПГУ-11  ОТРЫВНОГО  ТЕЧЕНИЯ  ПЕРЕД  ТРЁХМЕРНЫМ  ПРЕПЯТСТВИЕМ 
ПРИ  ГИПЕРЗВУКОВОМ  ОБТЕКАНИИ  ЗАТУПЛЕННОГО  КОНУСА

Представляются результаты исследования отрыва ламинарного, переходного и турбулентного пограничных слоёв на боковой поверхности летательных аппаратов (ЛА) в условиях факторного моделирования при воспроизведении близких к натурным чисел Маха M∞ = 9,5; Рейнольдса  ReL = 5.106  ч 3.107 и температурного фактора = 0,25 ч 0,36.

Ключевые слова: гиперзвуковые течения, ламинарно-турбулентный переход, отрывные зоны, уравнения Навье – Стокса.

A. L. Babikov, A. Yu. Galaktionov, V. V. Kislykh, V. N. Shmanenkov. Calculation-Experimental Research on the PGU-11 Aerodynamic Installation of Separation Flow before a Three-Dimensional Obstacle during Hypersonic Flow over a Blunt Nosed Cone. The article presents results of research of laminar, transitional and turbulent boundary layers separation on the side surface of aircraft (AC) during factorial modeling with full-scale numbers of Mach M∞ = 9,5; Reynolds ReL = 5.106  ч 3.107, and the temperature factor  = 0,25 ч 0,36.

Key words: hypersonic flow, laminar-turbulent transition, separation areas, Navier – Stokes equations.

ЛИТЕРАТУРА

1. К и с л ы х  наземная отработка аэротермогазодинамики ракет и многоразовых транспортно-космических систем на поршневых газодинамических установках многокаскадного сжатия ЦНИИ машиностроения в условиях, максимально приближённых к натурным. – Космонавтика и ракетостроение, 2004, вып. № 2 (35).

2. А н ф и м о в  Н. А., К и с л ы х  обтекания и теплообмена гиперзвуковых летательных аппаратов в поршневых газодинамических установках многокаскадного сжатия (ПГУ МКС). – В кн.: Проблемы современной механики. К 85-летию со дня рождения академика . Под ред. . М.: Изд-во МГУ «Омега-Л», 2008.

3. П е т р о в  скачков уплотнения и волн разрежения при обтекании тел сложной формы. – В кн.: Гидроаэромеханика и космические исследования. М.: Наука, 1985.

4. Г а н и е в  Ю. Х., М у р з и н о в  И. Н., Ш м а н е н к о в  свидетельство на изобретение .

5. E r d o s  J., P a l l o n e  M. Shock-Boundary Layer Interaction and Flow Separation. – In Proceedings of the Heat Transfer and Fluid Mechanics Institute. Stanford, CA: Stanford University Press, 1962.

6. М о р д в и н ц е в  Г. Г., Ш м а н е н к о в  сверхзвукового обтекания щитковых органов управления. – Космонавтика и ракетостроение, 2006, вып. 2 (43).

7. Ч ж е н  П. Отрывные течения. М.: Мир, 1973, т. 3.

8. Г а л а к т и о н о в  модели турбулентности для инженерных расчётов аэродинамических характеристик летательных аппаратов на однопроцессорной ЭВМ. – Космонавтика и ракетостроение, 2009, вып. 4 (57).

9. Г а л а к т и о н о в  сверхзвукового обтекания тела с боковой струёй при ламинарном и турбулентном режимах течения. – Космонавтика и ракетостроение, 2010, вып. 3 (60).

10. Г о л ь д б е р г  У. Г., Ч а к р а в а р т и  исследования отрывных течений на основе гибридной модели турбулентности, объединяющей (k-L)-модель и модель возвратного течения. – Аэрокосмическая техника, 1991, № 3.

11. Л и п н и ц к и й  Ю. М., К р а с и л ь н и к о в  А. В., П о к р о в с к и й  А. Н. и др. Нестационарная аэродинамика баллистического полёта. М.: Физматлит, 2003.

, канд. техн. наук; , канд. физ.-мат. наук;
, канд. техн. наук; , канд. техн. наук;
, канд. физ.-мат. наук; , канд. физ.-мат. наук
(ФГУП ЦНИИмаш, г. Королёв)

ТЕРМОВИЗИОННЫЕ  ИССЛЕДОВАНИЯ  ВЛИЯНИЯ  ЛОКАЛЬНОГО  ПОДВОДА/ОТВОДА  ТЕПЛА  НА  ЛАМИНАРНО-ТУРБУЛЕНТНЫЙ  ПЕРЕХОД 
В  ПОГРАНИЧНОМ  СЛОЕ  НА  ПОВЕРХНОСТИ  КОНУСА

Представляются результаты выполненных в аэродинамической тру­бе У-6 ФГУП ЦНИИмаш экспериментальных термовизионных исследований влияния локального нагрева или охлаждения стенки на ламинарно-турбулентный переход (ЛТП) пограничного слоя на поверхности конуса с углом полураствора 7°.

Ключевые слова: пограничный слой, ламинарно-турбулентный переход, локальный подвод/отвод тепла к стенке.

Yu. Kh. Ganiyev, R. V. Kovalyov, V. A. Kozlovsky, V. V. Kudryavtsev, A. L. Kusov, N. F. Rudin. Thermovision Studies of the Influence of Local Heat Inlet/Outlet on Laminar-Turbulent Transition in the Boundary Layer of the Cone Surface. The article presents results of experimental thermovision studies of the effect of local heating or cooling of a wall on the laminar-turbulent transition (LTT) of the boundary layer on the surface of the cone with a half angle of 7°, performed in the wind tunnel U-6 of FSUE TsNIImash.