Модели и методы аэродинамики 2001-2002. I и II международных школсеминаров мцнмо москва 2002 удк 533. 6 532. 5 629. 7 Модели и методы аэродинамики Материалы I и II международных школсеминаров. М мцнмо, 2002 124 с. Isbn 5940570372 Сборник включает тезисы
 Скачать 1.19 Mb.
|
химической газовой динамики 44 Обычная практика подготовки решения газодинамической задачи включает в себя, кроме выбора разностной схемы и программирования, также поиски накопление термодинамических данных о компонентах среды, динамических и кинетических параметрах процессов, протекающих в газовой среде. Если термодинамическая информация о компонентах рассматриваемой среды достаточно согласована и достоверна, то по характеристикам физических и химических процессов почти всегда оказывается невозможной ка- кая-либо априорная оценка достоверности и согласованности данных, выбираемых из различных литературных источников или из кумулятивных баз данных исходной информации. Автоматизированный доступ к базам рекомендуемых данных еще не минимизирует затрачиваемые исследовательские и вычислительные ресурсы. На основе накопленного опыта решения газодинамических задач различной степени сложности стала возможной более технологичная постановка проблемы подготовки информационного обеспечения ряда типовых задач не только на уровне компонентов и физико-химических процессов, но и на уровне среды, формируемой в соответствии с определенным целевым критерием (или с некоторым набором целевых критериев. Моделируемая среда представляет собой синергетическое объединение входящих в нее компонентов (частиц) и происходящих сними процессов, а информационное отображение среды состоит из минимальных, согласованных, целостных и непротиворечивых массивов сведений, необходимых и достаточных для реализации вычислительного алгоритма. Генератор Моделей Среды предназначен для формирования именно таких системных сред. Генератор Моделей Среды реализуется в виде двух функциональных блоков – Селектора признаков решаемой задачи и Конструктора программного комплекса формирования среды [2]. Результатом работы первого блока является принятие решения о сорте среды, реализуемое пользователем-исследователем в интерактивном режиме с использованием предусмотренных экспертных подсказок и предупреждений, а также возможных промежуточных оценочных расчетов. Работа второго функционального блока начинается с задания необходимых конкретных данных – температурных и динамических диапазонов, предполагаемого химического состава и начальных условий. Наследующем этапе в соответствии с выбранным в Селекторе сортом среды и с заданным целевым критерием, строится цепочка программных модулей, осуществляющая отбор оптимального набора компонентов и процессов и формирование соответствующих 45 потоков информации из основных баз данных системы АВОГАДРО во внешний файл для последующего использования в расчетах реальной газодинамической задачи. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 00-07-90284). Литература 1. Лосев С.А. Система автоматизированного обеспечения физико- химической газодинамики АВОГАДРО Разработка и наполнение. // Химия плазмы, вып. 17. М Энергоатомиздат, 1993. 2. Сергиевская А.Л., Ковач Э.А., Лосев С.А. Опыт информационно-математи- ческого моделирования в физико-химической кинетике. Изд-во Моск. унта с. 3. Лосев С.А., Ковач Э.А., Сергиевская А.Л., Баева Н.В. Генератор моделей среды в физико-химической газовой динамике. М Институт механики МГУ им. МВ. Ломоносова. Препринт № 61-2000. 2000. 62 с. Диагностика волновых процессов в потоках низкой плотности методом электронно-пучковой флюоресценции С.Г. Миронов ИТПМ СО РАН, Новосибирск В работе представлена методика измерений характеристик пульсаций в гиперзвуковых сдвиговых течениях низкой плотности, созданная на основе широко известного метода электронно-пучковой флюоресценции. В настоящее время развитие методов численного моделирования устойчивости гиперзвуковых сдвиговых течений при высоких числах Маха (Ми умеренных числах Рейнольдса (≤ 10 6 ) тормозится из-за отсутствия разносторонних и надежных данных измерений характеристик волновых процессов в таких течениях. Известный метод термоанемометра в этих условиях уже не может быть применим. Выходом из положения может быть использование невозмущающих, безынерционных и простых методов диагностики, например, метода электронно-пучковой флюоресценции. Метод электронно-пучковой флюоресценции первоначально был разработан для измерений средней плотности в достаточно разреженных газовых потоках. Использование его в более плотных потоках гиперзвуковых аэродинамических труб для измерений пульсаций требует решения проблем исключения дробового шума 46 фототока и влияния распределения средней плотности и пульсаций плотности в областях, через которые прошел диагностический электронный пучок до прихода в точку измерения. Автору удалось выделить классы гиперзвуковых течений и условия, налагаемые на характеристики пульсаций плотности, для которых возможно решение этой диагностической задачи. В работе описаны созданные технические устройства, методики проведения измерений и обработки сигналов, позволяющие получать спектры пульсаций, фазовые скорости распространения возмущений в двух направлениях, вычислять скорости роста возмущений плотности. Методика измерений иллюстрируется результатами исследований характеристик волн плотности в ударном слоена пластине в гиперзвуковом потоке при числе Маха M = 20 и умеренных единичных числах Рейнольдса, в гиперзвуковом ламинарном следе за острым конусом и кососрезным газодинамическим свистком для аналогичных условий в набегающем потоке. В работе приведены результаты применения этого диагностического метода, в комбинации с методом введения контролируемых возмущений, для исследования развития бегущих возмущений на продольных вихревых структурах в ударном слоена пластине. Отрывное турбулентное обтекание пологого холма А.Г. Петров ИПМ РАН, Москва Рассматривается задача о двумерном турбулентном течении несжимаемой жидкости над шероховатой поверхностью пологого холма. Система уравнений гидродинамики записывается в естественной криволинейной системе координат, связанной с линиями тока. Используется модифицированная модель турбулентности Прандтля, свободная от новых эмпирических параметров. Решение строится в виде разложения по двум малым параметрам отношение высоты холма к его длине и параметр, связанный с коэффициентом шероховатости. В верхних слоях течения компоненты скорости и давление выражены через функцию тока, определяемую из решения задачи Дирихле для полуплоскости. Для ряда холмов, форма которых выражается через рациональную функцию, параболу, функцию Гаусса, гиперболический косинус и другие, решение выражено через элементарные функции. 47 Скорость в пограничном слое найдена в виде логарифмического профиля с параметром шероховатости, зависящим от продольной координаты. Для функции параметра шероховатости методом интегральных соотношений получено дифференциальное уравнение первого порядка. Решение уравнения представлено в виде простого интеграла от функции, зависящей от производной функции тока по нормали к границе. Полученное решение асимптотически переходит в разложение для внешней области и, таким образом, представляет собой составное решение во всей области течения. Детальное сравнение с экспериментальными данными по результатам моделирования в аэродинамической трубе показывает хорошее согласие теоретических и экспериментальных данных. Физические исследования течения в дозвуковых воздухозаборниках Е.В. Пиотрович, В.П. Старухин ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский В силовых установках дозвуковых летательных аппаратов могут применяться воздухозаборники различного типа выступающие – совковые или лобовые и полностью или частично утопленные туннельные или кольцевые. Для воздухозаборников лобового или совкового типов, вход которых вынесен за пределы толстого пограничного слоя, нарастающего на носовой части фюзеляжа, коэффициент восстановления полного давления на входе в двигатель близок к единице, а неравномерность потока в выходном сечении воздухозаборника минимальна. Для невыступающих за мидель фюзеляжа воздухозаборников во вход попадает толстый пограничный слой с фюзеляжа, поэтому коэффициент восстановления полного давления существенно ниже ( ν = 0.95÷0.9), а неравномерность потока в выходном сечении может превышать предельные значения. Однако, такие воздухозаборники более предпочтительны для использования на дозвуковых беспилотных летательных аппаратах, вследствие того, что отбор пограничного слоя в двигатель приводит к снижению аэродинамического сопротивления на часть сопротивления трения корпуса, омываемую входящей в воздухозаборник струйкой тока. Для выяснения структуры течения около таких воздухозаборников были проведены исследования саже-масляной картины присте- ночных линий тока. Эти результаты позволили установить, что ширина отбираемой с поверхности фюзеляжа струйки тока, 48 фиксируемая пограничным линиям тока, в 1.3 ÷1.5 раза превышает ширину входа воздухозаборника. Это обуславливает большее, чем ожидалось по результатам расчета, снижение внешнего аэродинамического сопротивления. Экспериментально установлено, что причиной увеличения уровня неоднородности потока на входе в двигатель для таких воздухозаборников является образование двух вихревых жгутов, стекающих со входных боковых кромок и достигающих входа в двигатель. При дросселировании, вихревые жгуты замыкаются на дно воздухозаборника и перемещаются к входу, образуя там мощную зону отрыва. Измерениями поля потока вокруг фюзеляжа были определены доли потерь полного давления, обусловливаемые внешним обтеканием и внутренним течением, отражающим газодинамическое совершенство канала воздухозаборника. Вязкий ударный слой на заостренных телах в гиперзвуковом потоке Т.В. Поплавская ИТПМ СО РАН, Новосибирск Существующие гиперзвуковые аэродинамические трубы при высоких числах Маха (Мне позволяют проводить полное моделирование условий полета. Поэтому особую актуальность приобретают численные исследования в гиперзвуковых потоках. Для течений с большими числами Маха (Ми умеренными числами Рейнольдса (Re x ∼ 10 4 ÷10 5 ) хорошим приближением является модель полного вязкого ударного слоя (ПВУС), представляющая собой промежуточный уровень асимптотического приближения между уравнениями пограничного слоя и полными уравнениями Навье– Стокса. Уравнения ПВУС помимо всех членов уравнений пограничного слоя содержат уравнение сохранения импульсов в проекции на нормаль к телу и все члены системы уравнений Эйлера. Поэтому модель ПВУС удовлетворительно описывает всю возмущенную область течения вязкого газа между ударной волной и поверхностью тела. Основным преимуществом модели ПВУС перед моделью Навье Стокса является использование маршевого метода по продольной координате, и тем самым существенное повышение эффективности вычислений. Цель данной работы – теоретическое исследование гиперзвукового ударного слоя на острых телах (пластина, конус) в рамках 49 модели ПВУС и изучение влияния различных параметров на характеристики ударного слоя. Выполнены расчеты вязкого ударного слоя на плоской пластине под углом атаки и на конусе под нулевым углом атаки. Проведено сравнение расчетов с экспериментальными данными, полученными в ИТПМ СО РАН, и литературными данными. Показано хорошее согласие последующим параметрам положение и интенсивность ударной волны, профили скорости и плотности, давление на поверхности и тепловые потоки. По предлагаемому алгоритму решения уравнений ПВУС с определением положения ударной волны из условия сохранения расхода проведены параметрические расчеты в широком диапазоне определяющих параметров числа Маха 15 ≤ M ∞ ≤ 25, числа Рейнольдса Re x = 10 4 ÷10 6 , углы атаки α = 0÷+15°, температурный фактор 0.05 ≤ T w /T 0 ≤ 0.26 и углы полураскрытия конуса θ = 5÷35°. В результате анализа этого материала получены универсальные безразмерные зависимости чисел Стантона (для плоских и осесимметричных течений) от числа Рейнольдса, числа Маха, температурного фактора и углов полураскрытия конуса и углов атаки. Это позволяет лучше понять закономерности обтекания и способствует решению различных прикладных задач. Новое определение коэффициента аэродинамического сопротивления тела В. Поплавский, В.М. Бойко, В.В. Пикалов, Н.В. Чугунова ИТПМ СО РАН, Новосибирск По определению, коэффициент аэродинамического сопротивления тела C d – это отношение аэродинамической силы к силе, которую мог бы вызвать динамический напор при действии на площадь мидельного сечения. Но при известной массе тела вместо измерений силы, сопряженных с применением аэродинамических весов сих пилонами и державками, неизбежно вносящими возмущения в картину течения, можно использовать ускорение свободного тела в потоке. Для определения ускорения можно было бы использовать мно- гокадровую регистрацию перемещения тела (точнее – результат двойного численного дифференцирования перемещения. Такой комплекс представляет собой своеобразные бесконтактные аэродинамические весы. 50 Сточки зрения приборного обеспечения предлагаемый подход стал возможным благодаря многокадровой теневой фоторегистрации на базе лазерного стробоскопического источника света и получения массива данных по перемещению тела на ЭВМ с помощью специального комплекса программных средств [1]. Вычислительная часть метода основана на возможности аппроксимации экспериментальных данных по перемещению частицы S i , зарегистрированных в моменты, (либо двух его производных – скорости V i и ускорению A i ) соответствующей фитирующей функцией S(t), (или V(t), A(t)). При этом C d содержится водном из параметров скоростной релаксации тела, определяемых из эксперимента. Действительно, уравнения движения свободного тела, внезапно попавшего в поток при больших числах Re ( ) 2 Здесь m, V и s – масса, скорость и площадь миделя тела, ρ и u – плотность и скорость газа. Для ранней стадии релаксации газа и частиц в предположении постоянства C d и после сведения постоянных параметров в один параметр = 2m/C d sρ, имеющий размерность длины, уравнение движения приводится к виду ( ) 2 1 V u dt dV − λ = с начальным условием V = 0 при t = 0. Тогда перемещение свободно ускоряющегося в потоке заударной волной тела, а также две его производные можно представить как ( ) ( ) ( ) 2 2 1 1 ) ( , 1 1 1 ) ( , 1 ln ) ( τ + λ = ⎟⎟ ⎠ ⎞ ⎜⎜ ⎝ ⎛ τ + − = τ + − τ λ = t u t A t u t V t t t S , где τ = λ/u. Очевидно, что если определен параметр релаксации λ, то C d = 2m/λsρ. Это и есть новое определение C d в терминах скоростной релаксации. Важно, что параметры релаксации u, λ и τ имеют универсальный характера их комбинация u/τ = u 2 /λ имеет смысл начального ускорения, определяющего сумму аэродинамических сил. В работе показано, что помимо аппроксимации существуют и другие способы независимого определения параметров релаксации поданным с использованием приведенных, а также других аналитических форм, полученных для более сложных постановок. Однако шум, присутствующий в массиве S i , существенно затрудняет вычисления, связанные сего численным дифференцированием. В этой связи 51 предлагается эффективный метод обработки массивов данных, основанный на использовании сглаживающих регуляризующих сплайнов, адаптированных к уровню шумов, для подавления шумовой компоненты [2]. Приведены некоторые новые данные по сопротивлению систем тел, полученные этим методом. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 01-01-00776) и INTAS (проект № 97-2027). Литература 1. Boiko V.M., Giljov V.M., Ocheretny S.G., Poplavski S.V. Software Complex for Velocity Field Measurement on the Basis of Multiframe Shadow Pictures of Two-Phase Flow. // ICMAR98, Novosibirsk, Russia, 1998, Proc. part III, p. 78-83. 2. Пикалов В.В., Мельникова Т.С. Томография плазмы. – Новосибирск Наука. с. 27. Оптимизация формы носовых частей корпусов летательных аппаратов при различных условиях полета со сверхзвуковой скоростью Т.М. Притуло, В.В. Коваленко ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский В работе представлены расчеты обтекания тел различных пространственных форм, полученные путем численного интегрирования системы уравнений Эйлера. Исследования проводились в диапазоне чисел Маха от 2 дои при углах атаки от 0 до 17 °. Показано, что тела с эллиптическими формами поперечных сечений обладают лучшими несущими свойствами по сравнению с осесимметричными, и применение их в качестве носовых частей фюзеляжа сверхзвукового ЛА позволяет воспользоваться при расчетах выводами линейной теории. Были проведены исследования по параметру сужения носка оптимального эллиптического тела, на основании которых можно сделать вывод о целесообразности использования широконосого или узконосого тела такого типа в зависимости от условий полета. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 99-01-01128). 52 Математическое моделирование взаимодействия косого скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем Н.Н. Федорова, И.А. Федорченко ИТПМ СО РАН, Новосибирск Численно решена задача о взаимодействии косого скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем при М = 5. Исследуемая конфигурация достаточно проста, но является хорошим тестом для модели турбулентности и численного алгоритма сточки зрения предсказания отрыва и присоединение турбулентного пограничного слоя. Расчеты выполнены в условиях экспериментов, выполненных в трубе Людвига (DLR, Геттинген, Германия) [1]. Интенсивность падающего скачка определялась углом генератора скачка α. Исследованы случаи α = 6° (слабое безотрывное взаимодействие, α = 10° взаимодействие средней интенсивности с небольшой зоной отрыва) и α = 14° (сильное взаимодействие с крупномасштабной отрывной зоной. Расчеты проводились на основе полных нестационарных осред- ненных по Фавру двумерных уравнений Навье–Стокса. Для замыкания использовалась k −α модель турбулентности Уилкокса. Для аппроксимации повремени использовалась четырехшаговая неявная конечно-разностная схема расщепления по пространственным переменным, для дискретизации невязких потоков – схема третьего порядка аппроксимации, построенная на основе метода расщепления потоков. Сравнение с экспериментом проводилось по распределению давления, трения, чисел Стантона и интегральных характеристик вдоль поверхности пластины, а также по профилям плотности, скорости, давления и температуры, измеренным в нескольких поперечных сечениях до точки отрыва и после присоединения. Расчет продемонстрировал хорошее согласование с экспериментом по предсказанию структуры течения и распределению давления во всех исследуемых случаях, а также по распределению коэффициента поверхностного трения и профилям средних газодинамических параметров в случае слабого и среднего взаимодействия. В случае сильного взаимодействия наблюдалось некоторое рассогласование расчетных и экспериментальных данных, в частности, существенно завышенный по сравнению с экспериментом уровень теплообмена заточкой присоединения. 53 Предложено объяснение расхождения расчетных данных с экспериментом. Одним из возможных факторов такого рассогласования является неустойчивость среднего течения, которая наблюдается в эксперименте, ноне может быть отслежена в расчетах. Попытки учета нестационарности падающего скачка в расчетах для α = 14° позволили получить лучшее согласие по числам Стантона в зоне заточкой присоединения, что подтверждает выдвинутую гипотезу. Несоответствие экспериментальных и расчетных профилей скорости для случая сильного взаимодействия, связанное с неправильным предсказанием толщины пограничного слоя после присоединения потока, может быть объяснено тем, что в расчете учитываются не все факторы реального течения. В эксперименте пограничный слой на поверхности генератора создает в зоне перехода возмущения, приходящие на пластину ниже точки присоединения и существенно влияющие на параметры потока. Причисленном моделировании этот внешний фактор не учитывался, т.к. генератор скачка не был включен в вычислительную область. Методами математического моделирования показано, что учет внешних акустических воздействий и внешнего фона турбулентности может существенно улучшить предсказание толщины пограничного слоя для данной конфигурации, особенно для случая сильного взаимодействия. Исследования проведены при финансовой поддержке РФФИ проект № 99-01-00565) и СО РАН в рамках интеграционной программы для фундаментальных исследований (проект № 2000-1). Литература 1. Sch ü lein E., Krogmann P., Stanewsky E. Documentation of Two-Dimensional Impinging Shock/Turbulent Boundary Layer Interaction Flow. – DLR For- schungsbericht. IB 223-96 A 49. October, 1996. 69 p. 54 Численное исследование влияния встречной сверхзвуковому потоку струи на сопротивление затупленного тела В.М. Фомин, А.А. Маслов, А.П. Шашкин, ТА. Коротаева ИТПМ СО РАН, Новосибирск Н. Малмус Rockwell Science Center, Thousand Oaks, USA В работе приведены результаты численного исследования сверхзвукового обтекания затупленного тела со встречной холодной иго- рячей струей. Исследовалось формирование режимов проникновения струй и их воздействие на аэродинамические характеристики тел. Численное исследование проводилось в рамках модели невязко- го газа методом конечных объемов. Расчеты выполнены для тела усеченный конус–цилиндр при числах Маха Ми. Исследования проведены в рамках модели невязкого газа. Получены два основных режима проникновения струи в набегающий поток короткий (SPM) и длинный (LPM). Показано влияние определяющих параметров струи (давления, температуры, угла раскрытия сопла на выходе струи) на длину проникновения. Получена зависимость сопротивления тела от безразмерного давления торможения. Результаты расчетов согласуются с экспериментальными данными. Работа проведена при поддержке Rockwell Центра Науки, США контракт № B8S413840). Звуковой удар, создаваемый при полете сверхзвукового самолета АД. Хонькин ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Рассматриваются проблемы прогнозирования звукового удара, создаваемого при полете сверхзвукового самолета в температурно- неоднородной атмосфере при наличии переменного по высоте трехмерного ветра. Формулируются условия возникновения вторичных зон слышимости звукового удара образуемых звуковыми лучами, отражающимися от верхних слоев атмосферы. Приведены иллюстративные примеры. 55 На основе аналитического решения задачи Коши для линеаризованных уравнений Навье–Стокса получена оценка влияния диссипативных эффектов (вязкости и теплопроводности) на амплитуду и время нарастания звукового удара. Выполнен анализ отечественных и зарубежных экспериментальных данных (летного эксперимента, показывающий, что воспринимаемое неподвижным приемником на земле максимальное избыточное давление в волне звукового удара может значительно отличаться от среднего значения этого параметра в серии экспериментов или от расчетного значения. Эти расхождения обусловлены влиянием крупномасштабной турбулентности атмосферы. Построена теория этого явления, основанная на приближении геометрической акустики. Определены распределение вероятностей амплитуд звукового удара и средние характеристики, зависящие от одного параметра, связанного с интенсивностью турбулентности. Достигнуто качественное согласие теории с экспериментом. Исследование некоторых способов интенсификации смешения спутных сверхзвуковых струй в канале со сверхзвуковой скоростью течения и неравномерностью газодинамических параметров на входе А.В. Чернышев, А.В. Локотко, А.М. Харитонов ИТПМ СО РАН, Новосибирск Одной из важных проблем, возникших в связи с разработкой многоразовых транспортных космических систем с горизонтальным взлетом и посадкой, является проблема интенсификации процессов смешения сверхзвуковых струй в камерах сгорания перспективных силовых установок. В подавляющем большинстве известных на данный момент работ, связанных с исследованием процессов смешения сверхзвуковых потоков в каналах фиксированной длины, течение на входе в камеру смешения имеет достаточно равномерное распределение таких параметров, как давление или скорость. Кроме того, в потоке, поступающем в камеру, как правило, отсутствуют какие либо газодинамические особенности течения, например, продольные вихревые жгуты и скачки уплотнения. Это, на самом деле, не соответствует условиям на входе в камеру смешения реального гиперзвукового ракетно-прямоточного двигателя, где поток, попадающий в камеру из входного устройства, имеет сильно возмущенную структуру и неравномерное распределение таких параметров, как давление и число Маха, во входном сечении канала смешения. 56 В настоящей работе экспериментально исследовались некоторые способы интенсификации смешения сверхзвуковых струй и спутного сверхзвукового потока в канале прямоугольного поперечного сечения. Спутный поток имел неоднородную структуру и неравномерное распределение давления на входе в камеру смешения. Все эксперименты были выполнены в сверхзвуковой аэродинамической трубе Т ИТПМ СО РАН при числе Маха набегающего потока 4 в условиях внешнего обдува модели. Модель представляла собой канал прямоугольного постоянного по длине поперечного сечения с входным устройством трехмерного типа. Во входном устройстве модели располагался стреловидный пилон, в донной части которого монтировалась решетка сопел Лава- ля. В исследованиях использовались пилоны трех типов – с решетками, состоящими из двенадцати и шести конических сопела также пилон с шестисопельной решеткой, сопла которой имели форму эллипса. Входе экспериментов в трех характерных поперечных сечениях камеры смешения определялись газодинамические параметры потока в канале по измеренным полям полного, статического давлений и температуры торможения. При помощи методов пленочного покрытия и оптической визуализации определены характерные особенности течения, формирующегося в проточном тракте модели. Полученные данные позволяют сделать следующие основные выводы − траектории распространения струй в канале не прямолинейны, а в значительной степени зависят от газодинамических особенностей течения в камере смешения − распределение осевой относительной избыточной температуры по высоте поперечного сечения неравномерно и зависит от структуры течения в камере смешения − для двенадцатисопельного варианта пилона имеет место слияние струй посередине длины канала, что в совокупности сданными о скорости падения относительной избыточной температуры на осях струй свидетельствует о смещении зоны начала эффективного смешения наполовину длины канала − при выдуве газа из сопел эллиптического сечения наблюдается дробление некоторых струй − пилон с шестью эллиптическими соплами обнаруживает лучшее смешение и меньшие потери удельного импульса среди прочих исследованных случаев. 57 Задачи электрогидродинамики с подвижными и деформируемыми границами раздела ГА. Шапошникова Институт механики МГУ им. М.В.Ломоносова, Москва При решении электрогидродинамических задач, содержащих границы раздела, как правило, самым сложным вопросом является задание граничных условий, особенно, если границы подвижны. Эксперименты показывают, что на границах раздела контактирующих сред всегда существует разность электрических потенциалов. Существует класс задач, в которых электрическое поле возникает в результате контакта сред. Если поверхность раздела сред движется и деформируется, то возникает переменное электрическое поле. В работе выписываются соотношения на движущихся и деформируемых границах раздела жидкостей различной проводимости при наличии поверхностного электрического заряда и двойного электрического слоя. Полученные соотношения на границах раздела могут использоваться в качестве граничных условий при решении задач электро- гидродинамики как с неподвижными, таки с движущимися и деформируемыми границами раздела сред. Законы движения и деформации границы могут задаваться в виде функции времени и координата могут определяться течениями в контактирующих средах. В последнем случае на границе раздела необходимо задавать граничные условия для контактирующих жидкостей (или жидкости и газа. Такими условиями могут быть условия непротекания и закон сохранения импульса на границе раздела. Эти условия выписываются в достаточно общем случае при наличии двойного электрического слоя. В работе приведены решения задач электрогидродинамики, при решении которых условия на границах раздела определяют физику явления. Это задача о возникновении переменной разности потенциалов при механических колебаниях капилляра, заполненного не- смешивающимися жидкостями задача о влиянии поверхностных электрохимических реакций на устойчивость границы раздела двух жидкостей в сильном электрическом поле. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 99-01-01155). 58 Пространственные задачи вычислительной аэрогидродинамики Ю.Д. Шевелев ИАП РАН, Москва Причисленном моделировании внешних течений газа около тел реальной формы необходимо построить геометрию обтекаемого тела, дискретное множество (сетку, аппроксимировать исходную систему дифференциальных уравнений их разностным аналогом. Одной из основных проблем является построение расчетной сетки, которая хорошо учитывает геометрические и физические особенности, позволяет описать исследуемое течение с требуемой точностью при ограничении на количество узлов. В работе используются различные методы построения сеток алгебраические, дифференциальные и с помощью теории функций комплексного переменного. Расчет пространственных течений газа осуществляется в рамках различных математических моделей уравнений невязкого газа, уравнений пространственного ламинарного и турбулентного пограничного слоя, тонкого слоя, в рамках которых содержатся все члены уравнений Эйлера и пограничного слоя, а также на основе полных уравнений Навье–Стокса. При всех обычных требованиях к разностным схемам (консервативность, минимальная схемная вязкость, свойство монотонности, порядок точности и др) использование инвариантных компактных разностных аппроксимаций позволяет получить приближенную задачу, аппроксимирующую исходную задачу для всех задач данного класса. В основном, интегрирование повремени до достижения стационарного состояния осуществляется на основе явных двухшаго- вых схем. Для ускорения установления используется локальный шаг интегрирования. Получены решения задач о сверхзвуковом обтекании конических и затупленных тел под углом атаки (треугольное крыло сострой кромкой, образное крыло, звездообразные и пирамидальные тела. Рассмотрены трехмерные задачи об обтекании треугольного крыла с переменной стреловидностью, о течении в следе за треугольным крылом, об обтекании осесимметричных тел под углом атаки и тел самолетной конфигурации. Исследована задача об истечении струи в поперечный сверхзвуковой поток. Решения получены в рамках предположения о ламинарном течении при числах Рейнольдса от 10 3 до 10 7 . Особое внимание уделено исследованию пространственных 59 отрывных течений. Численное исследование трехмерных сверхзвуковых течений вязкого теплопроводного газа проводится и с учетом реальных физико-химических процессов. Полученные решения находятся в хорошем соответствии с результатами экспериментальных исследований. Моделирование проводилось с использованием технологии параллельных вычислений на многопроцессорной вычислительной технике. Метод расчета аэродинамических характеристик механизированного крыла при обдуве его струей от двигателя МВ. Шмаков ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский При расчете взлетно-посадочных характеристик современных самолетов с турбовинтовыми двигателями, имеющих большую тяговооруженность, необходимо учитывать дополнительные аэродинамические силы, обусловленные взаимодействием крыла и струи от винта на режимах взлета и посадки. Струя за винтом поворачивается благодаря отклоненной механизации и отбрасывается вниз почти по касательной к поверхности закрылка. В таком случае накрыло действует, кроме обычной подъемной силы без обдувки и вертикальной составляющей струи, еще и дополнительная подъемная сила, обусловленная воздействием струи на набегающий поток (суперцирку- ляция). Экспериментальные исследования подтверждают возможность увеличения подъемной силы за счет использования обдува механизированного крыла струями винтовых двигателей. Основным способом выявления сложных эффектов интерференции механизированного крыла и струй винтов и учета их в аэродинамическом проектировании самолетов является в настоящее время проведение дорогостоящих экспериментальных исследований. Разработка эффективных вычислительных методов может существенно облегчить задачу конструирования взлетно-посадочных систем с энергетическими способами увеличения подъемной силы. Существует достаточно много методов расчета, позволяющих учитывать влияние обдува крыла струями от винтов. Большинство из этих методов ограничивается лишь определением суммарных аэродинамических характеристик крыла. В работе рассмотрен метод расчета как суммарных, таки распределенных аэродинамических характеристик механизированного 60 крыла с учетом воздействия струи от винта, расположенного вблизи крыла с отклоненной механизацией. Для моделирования крыла и элементов механизации использован панельный метод с пространственной ориентацией плоских вихревых панелей, позволяющий учитывать кривизну, крутку и образность крыла. Крыло и поверхность струи моделируется системой подковообразных вихрей. В общем случае решение поставленной задачи сводится к нахождению распределения интенсивности вихревых слоев на крыле и границах струи, а также к нахождению формы струи методом итераций. Проведенное сравнение результатов расчетов с известными теоретическими и экспериментальными данными подтверждают работоспособность предложенного метода. В.Я. Нейланд член-корр. РАН, ЦАГИ Заместитель председателя организационного комитета В.В. Фурин директор МЦНМО Сопредседатели программного комитета АН. Крайко проф, ЦИАМ И.И. Липатов проф, ЦАГИ Члены организационного и программного комитетов Г.Г. Черный (Институт механики МГУ, В.В. Лунев (ЦНИИМАШ), В.В. Козлов (ИТПМ СО РАН, Ю.И. Хлопков (МФТИ), В.А. Хомутов (МАИ), ГА. Воропаев (Институт гидромеханики НАН Украины Г.Н. Лаврухин (ЦАГИ), МА. Иванькин (ЦАГИ), СВ. Чернов (ЦАГИ), О.Л. Чернова (ЦАГИ) Ученый секретарь Н.В. Гурылева снс, ЦАГИ 63 Особенности течения в каналах с поворотом потока А.А. Алексенцев, Н.Л. Кокшаров ОАО Авиадвигатель, Пермь Г.Н. Лаврухин, Д.В. Мерекин, АН. Поликарпов ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Приведены результаты комплексных исследований течения и аэродинамических характеристик круглых каналов с поворотом потока. Обобщение аэрогазодинамических характеристик включает анализ изменения коэффициентов расхода и потерь тяги в зависимости от угла отклонения оси потока. Особое внимание уделено характеристикам течения в реактивной струе. Отклонение оси струи осуществлялось в дозвуковой части канала за счет подвижного сферического дефлектора. Подробно исследовалось поведение реактивной струи путем визуализации течения в ней с использованием метода саже-масляного покрытия. Исследования, проведенные в широком диапазоне изменения давления в струе и углов отклонения потока, позволили выявить некоторые особенности поведения отклоненной реактивной струи, характеризующиеся в ряде случаев заметной несимметрией расширения границ струи. На подвижной модели поворотного канала проведены измерения усилий и моментов, необходимых для перекладки модели от горизонтального до отклоненного положений, а также получены времена отклонения от нулевого угла до угла отклонения, равного 30 °. Работа выполнена при частичной финансовой поддержке РФФИ проект № 00-01-00158). Скосы потока в области горизонтального оперения В.А. Баринов, Н.Н. Брагин, АН. Кулаков ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский В работе приводятся результаты весовых испытаний модели пассажирского самолета с крылом в крейсерской, взлетной и посадочной конфигурациях, проведенных в аэродинамической трубе Т ЦАГИ. Углы атаки и углы установки ГО варьировались в широком диапазоне, изменялось положение модели относительно экрана. По 64 результатам испытаний модели с ГО и без ГО определены осреднен- ные значения углов скосов потока в области ГО. Отметим, что вис- пытаниях при вариации углов атаки вблизи экрана выдерживалась постоянной величина расстояния центра тяжести до экрана ⎯h = Показано, что углы скосов существенно зависят от α, ⎯h икон- фигурации модели. Также показано, что значения углов скоса потока для всех рассмотренных конфигураций модели образуют единую зависимость от величины коэффициента подъемной силы и расстояния до экрана, те. все разнообразие условий для всех конфигураций модели попадает на зависимость Су, h). Расчетные и экспериментальные исследования вертикальных законцовок крыла дозвукового пассажирского самолета В.А Баринов, Н.Н. Брагин, АН. Кулаков, СИ. Скоморохов ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Работа посвящена проектированию вертикальных законцовок крыла (далее ВЗК), с целью минимизации полного сопротивления самолета. Необходимым условием проектирования было сохранение геометрических параметров исходного крыла пассажирского самолета, рассчитанного на крейсерский полет с числом М = 0.83-0.85, в частности, сохранение размаха крыла с ВЗК по отношению к исходному крылу (без ВЗК). Работа состояла из двух этапов 1. Расчетные исследования по выбору геометрических параметров ВЗК и определение вариантов ВЗК для изготовления и установки на модель. 2. Экспериментальные исследования выбранных вариантов ВЗК. В расчетных исследованиях варьировались величина площади ВЗК, удлинение, относительные толщины и форма профилей в базовых сечениях ВЗК, форма в плане, а также углы крутки сечений ВЗК ϕ, углы разворота ВЗК относительно концевой хорды крыла β 0 , углы отклонения плоскости ВЗК от горизонтальной плоскости γ. Критерием выбора ВЗК был минимум суммы индуктивного и волнового сопротивления при минимуме изгибающего момента, действующего на корневое сечение крыла. В результате целого ряда расчетов, проведенных по программе BLWF (авторы О.В. Карасьи В.Е. Ковалев) были выбраны два варианта ВЗК для экспериментальных исследований. 65 В результате эксперимента были получены значения аэродинамических коэффициентов модели с исходным крылом и модели с крылом с ВЗК. Это позволило определить эффективность ВЗК в плане уменьшения общего сопротивления самолета и уменьшения изгибающего момента крыла. Приводятся результаты измерений распределения статического давления на крыле, а также картины визуализации обтекания ВЗК с помощью цветного масляного покрытия и визуализации ламинарно- турбулентного перехода. Отмечается, что при проектировании ВЗК целесообразно модифицировать и концевые участки крыла, что позволит уменьшить интерференцию между крылом и ВЗК и улучшить обтекание. Взаимодействие головного скачка стечением Прандтля–Майера при стационарном обтекании заостренного тела горючей смесью А.Т. Берлянд, В.В. Власенко ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский А.В. Иголкин ФАЛТ МФТИ, Жуковский Рассмотрим автомодельное обтекание бесконечного клина равномерным сверхзвуковым потоком невязкой горючей смеси. Благодаря двузначности стационарного решения такой задачи при его построении для квазистационарного изменения угла клина θ, возникает гистерезис. Неоднозначность и гистерезис имеют место только в химически реагирующей среде с бесконечно большими скоростями реакции (модель бесконечно тонкого фронта. В отсутствии химических реакций на клине в сверхзвуковом потоке при θ < кр образуется косой скачок. Если квазистационарно уменьшать, то его интенсивность будет равномерно ослабевать, ив пределе он выродится в характеристику. Предположим, что при T < T ig скорость реакции равна нулю и бесконечна при T ≥ T ig . Тогда волна горения является разрывом с заданным тепловыделением. При кр > θ > θ cj возникает наклонная пе- ресжатая детонационная волна. Приуменьшении она будет ослабевать. При θ = θ cj детонация становится самоподдерживающейся волна CJ). При дальнейшем уменьшении θ волна CJ останется без изменений, но за ней возникнет волна разрежения, доворачивающая 66 поток до направления образующей клина. В пределе реализуется детонация с последующей волной разрежения. Возникает гистерезис если при t = 0 обтекается пластина под нулевым углом, то поток остается невозмущенным если же создать детонацию на клине, аза- тем уменьшить θ до нуля, то детонация CJ сохранится. Пусть в смеси могут протекать экзотермические реакции с конечными скоростями, автомодельное решение отсутствует. При θ → 0 течение с волной CJ не реализуется. Рассмотрим клин с углом кр > θ > θ cj , переходящий в пластину в точке x = L, y = h. При обтекании его смесью с замороженным составом скачок при удалении от тела вырождается в характеристику. При L → 0 и h → 0 при θ= const получим прямолинейную характеристику. Платой за постоянство здесь является неравномерная зависимость параметров на поверхности тела от L. Действительно, для любого конечного L ≠ 0 и h ≠ 0 у поверхности сжатия всегда существует энтропийный слой, для которого 0 lim 0 = δ → L (δ – его толщина. Пусть в потоке возможны экзотермические реакции икр. В предположении бесконечности скорости реакций заударным фронтом имеем сильную детонацию, асимптотически переходящую в волну CJ В пределе при L → 0 и θ = const получим детонацию CJ с последующей волной разрежения. Численный анализ последовательности состояний при таком предельном переходе при конечной скорости химических реакций является предметом настоящей работы. Расчеты проводились на основе двумерной нестационарной системы уравнений Эйлера для невязкого сжимаемого многокомпонентного газа с неравновесными химическими реакциями. Стационарное решение получалось методом установления. Используемый численный метод (схема Годунова–Колгана–Родионова) имеет й порядок аппроксимации по всем переменным источниковые члены, описывающие вклад неравновесных реакций, аппроксимируются ло- кально-неявно (программном комплексе SOLVER3). Показано, что при сокращении L все раньше и раньше начинается падение температуры в волне разрежения, и все сильнее замедляется вторичный рост температуры. Когда волна разрежения начинает разрушать зону индукции, происходит резкое падение скорости реакции, зона горения покидает расчетную область, структура течения существенно меняется и реализуется течение с вялотекущими химическими реакциями. Другими словами, в рассмотренном предельном 67 переходе осуществить на пластине течение c самоподдерживающей- ся детонацией CJ и центрированной волной разрежения невозможно. Авторы благодарны начальнику ВЦ ЦАГИ Н.Г. Бунькову за помощь в организации расчетов, НА. Остапенко за полезные замечания и Г.Г. Черному за внимание к работе. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проекты № 00-03-32066 и № 00-01 - 00158). О влиянии температуры поверхности на структуру длинноволновых вихрей Гертлера В.В. Боголепов ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Исследовано влияние температуры поверхности на структуру длинноволновых вихрей Гертлера в сжимаемом пограничном слое при больших числах Гертлера. Показано, что по мере охлаждения поверхности уменьшается длина волны вихрей и перестают действовать механизмы взаимодействия между различными частями возмущенной вихревой области, которые определяют их характерные размеры. При некотором значении температурного фактора длина волны достигает предельной величины, равной толщине пограничного слоя. Дальнейшее охлаждение поверхности уже не приводит к ее изменению. Характеристики вихрей вблизи сильно охлажденной поверхности рассчитаны в линейном приближении. Получено, что инкремен- ты амплитуды вихрей уменьшаются с ростом номера моды, а увеличение числа Маха набегающего потока только незначительно повышает значение инкремента для первой моды и практически не сказывается на величинах инкрементов для старших мод. Получено также, что с увеличением числа Маха вихри не смещаются к внешней границе пограничного слоя, как это происходит в пограничном слое около нехолодной поверхности. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 01-01-00189) и при Государственной поддержке ведущих научных школ (проект № 00-15 - 96070). 68 Гибридный генетический алгоритм оптимизации для задач аэродинамического проектирования А.Л. Болсуновский, Н.П. Бузоверя, ИЛ. Чернышев ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Разработан новый гибридный генетический алгоритм решения оптимизационных задач в многомерном пространстве. Идея метода заключается в совместном использовании расчетных моделей различной сложности, причем большая часть вычислений осуществляется с менее трудоемкой грубой моделью, а немногочисленные вычисления поточной модели служат для уточнения поведения целевой функции. В результате точность вычислений соответствует более сложной модели, а суммарные временные затраты по сравнению с обычным генетическим алгоритмом сокращается в несколько раз. Дано изложение основных деталей вычислительного алгоритма, приведены тестовые примеры применения метода к решению задач оптимизации, в том числе и задач аэродинамического проектирования компоновок трансзвуковых самолетов. Численное моделирование и экспериментальное исследование сверхзвуковых турбулентных течений в плоских каналах переменного сечения А.В. Борисов, И.А. Бедарев, Н.Н. Федорова, Р.В. Нестуля, А.В. Старов ИТПМ СО РАН, Новосибирск В работе представлены результаты совместного экспериментального и расчетного исследования сверхзвуковых турбулентных течений в плоских каналах переменного сечения, представляющих собой воздухозаборники современных и перспективных летательных аппаратов. Изучены течения при сверх- и гиперзвуковых скоростях Ми широком диапазоне чисел Рейнольдса. Экспериментальные исследования выполнены в трубах периодического и импульсного действия ИТПМ СО РАН. Входе экспериментов получены визуальные картины течений и проведены измерения распределений статического давления на поверхности модели, поля давления торможения в поперечных сечениях канала и поверхностного трения, полученные методом оптической диагностики. Расчетные исследования выполнены на основе полных осреднен- ных уравнений Навье–Стокса, дополненных двухпараметрической 69 моделью турбулентности Уилкокса, позволяющей рассчитывать как присоединенные, таки отрывные течения. Для расчетов используется описанный в [1] численный алгоритм, ранее примененный для моделирования сверхзвуковых турбулентных отрывных течений в широком диапазоне геометрических и газодинамических параметров [2, 3]. Результаты расчетных и экспериментальных исследований сопоставлены между собой. Сравнение показало хорошее соответствие расчетных и экспериментальных данных при внешнем обтекании и для течений в канале. Исследован вопрос о влиянии состояния пограничного слоя и положения ламинарно-турбулентного перехода на результаты моделирования течения в канале. Для некоторых конфигураций расчеты проведены в ламинарном, переходном и развитом турбулентном режиме. Показано, что учет состояния пограничного слоя, развивающегося на поверхности верхней и нижней стенки канала, существенно изменяет волновую картину течения и распределение параметров течения. Таким образом, в работе для изучения свойств сложных течений использованы методы физического эксперимента и математического моделирования. При этом экспериментальные данные являются базой для верификации математической модели и расчетного алгоритма. В тоже время проведенные в широком диапазоне определяющих газодинамических параметров и геометрий параметрические расчеты помогают в проведении эксперимента, служат основой выбора оптимальных конфигураций и объяснения особенностей течения. Работа выполнена при финансовой поддержке МНТЦ (проект № 887). Литература 1. Borisov A.V., Fedorova N.N. Numerical Simulation of Turbulent Flows Near the Forward-Facing Steps // Thermophysics and Aeromechanics. 1996. Vol. 3, No. 1. p. 69 −82. 2. Bedarev I.A., Borisov A.V., Fedorova N.N. Numerical Simulation of the Super- sonic Turbulent Separated Flows in Vicinity of the Backward– and Forward– Faced Steps // Computational Fluid Dynamics Journal. 2001. Special Number. p. 194 −202. 3. Fedorova N.N., Fedorchenko I.A., Shuelein E. Experimental and Numerical Study of Oblique Shock Wave / Turbulent Boundary Layer Interaction at M = 5 // Computational Fluid Dynamics Journal. 2001. Vol. 10, No. 3. p. 376 −381. 70 Аэродинамическое нагревание марсианских спускаемых аппаратов В.Я. Боровой, ИВ. Егоров, АС. Скуратов, Е.П. Столяров ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский При входе вплотную атмосферу Марса исследовательского зонда он испытывает значительные тепловые нагрузки. Для защиты от них используется специальный экран, который должен выполнять свою функцию без изменения формы. При характерном размере аппаратам экран на лобовой поверхности не может быть сплошным неизбежно появление технологических зазоров, стыков и других нерегулярностей поверхности, вносящих возмущения в распределение теплового потока. Полезный груз зонда расположен в его донной области, где тепловые потоки много меньше, чем на лобовой поверхности. Тем не менее, они должны быть достаточно точно определены, чтобы с одной стороны, груз был надежно защищена с другой стороны, теплозащита не была перетяжелена в ущерб полезной нагрузке. В работе представлены результаты комплексного эксперимен- тально-расчетного исследования теплообмена на поверхности различных аппаратов, предназначенных для спуска в атмосфере Марса. Экспериментальные исследования были проведены в аэродинамических трубах кратковременного действия УТ-1М и ИТ-2 ЦАГИ. Ударная труба была собрана по схеме Людвига, продолжительность существования стационарного потока составляла 0.04 с, рабочий газ – воздух. Испытания проводились при числах Ми. В импульсной трубе (продолжительность процесса 0.1 с) испытания проводились на СОМ) и азоте (М = 19). Исследования проводились на моделях американского зонда “Pathfinder”, европейского зонда “Mars Express Probe” и модели зонда, разрабатываемого в КБ им. Лавочкина и ЦНИИМаш. Модели имели сегментально-коническую форму. Для измерения теплового потока использовались датчики различных типов термопары на тонкой стенке, калориметры, поверхностные термопары и платиновые терморезисторы. Эксперименты сопровождались расчетами течения и распределения теплового потока в рамках осесимметричных уравнений Навье–Стокса. Показано, что продольные и поперечные зазоры на лобовой поверхности зонда могут привести к заметному усилению теплообмена 71 в узких зонах. Это же относится и к небольшим ступенькам на поверхности. В донной области в окрестности задней критической точки тепловой поток сильно зависит от чисел Ми. В частности, при M ∞ = 6 и Re ∞,D = 0.5 ×10 6 тепловой поток в этой области сравним с соответствующей величиной в передней критической точке. Это подтверждается численными расчетами для турбулентного режима течения. При высоких числах Ми низких числах Re, когда реализуется ламинарный режим течения в донной области, тепловой поток в задней критической точке не превышает 5%. Выявлено большое влияние балансировочных щитков на теплообмен. Тепловой поток в донной области для модели стремя щитками заметно выше, чем для модели с одним щитком. Работа выполнена при финансовой поддержке МНТЦ (проекты № 036 и № 1549). Исследование нестационарных давлений на моделях в ударной аэродинамической трубе В.Я. Боровой, Р.А. Казанский, АС. Скуратов, Е.П. Столяров ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский С.П. Рыбак РКК Энергия им. С.П. Королева, Королев Создание высокоскоростных потоков в аэродинамических установках требует использования высоких давлений и высоких температур торможения. Экспериментальные исследования в аэродинамических трубах периодического действия с требуемыми параметрами торможения являются либо весьма дорогостоящими, либо вообще технически невозможными. Трубы кратковременного действия ударные, импульсные) выгодно отличаются от последних как более широким диапазоном параметров торможения, таки существенно примерно на 2 порядка) меньшей стоимостью одного итого же объема испытаний. С появлением быстродействующих аналого- цифровых преобразователей, встраиваемых в ПЭВМ, оказалось возможным создание автоматизированных систем цифрового сбора и обработки информации, позволивших еще больше увеличить преимущества таких установок за счет сокращения времени проведения испытаний и обеспечения практически всех их видов, включая исследования действующих на модели нестационарных давлений. 72 В качестве примера приведены результаты измерения нестационарных нагрузок, действующих на солнечные батареи модели космического аппарата при сбросе головного обтекателя. Исследования проводились в аэродинамической ударной трубе УТ-1М ЦАГИ при числе М = 8, полных давлениях 5 ÷25 ата и температуре торможения 730 К. Установлено, что в пространстве между створками и корпусом аппарата возникает интенсивные автоколебания с характерной частотой около 900 Гц. Проведены оценки спектральных характеристик автоколебаний, амплитуды и фазы взаимных спектров между парами точек на солнечных батареях, функций когерентности и порядки средних и знакопеременных нагрузок, действующих на солнечные батареи. Электрические аспекты разрушения металлических тел в газодинамическом потоке А.Б. Ватажин, ДА. Голенцов, В.А. Лихтер ЦИАМ им. ПИ. Баранова, Москва В основе исследований лежит ранее обнаруженное авторами следующее явление микрочастицы материала (металлических стержней, образующиеся при его разрыве, оказываются одноименно положительно) заряженными. Наличие заряженных частиц не влияет на процесс разрушения материала, но дает возможность проводить диагностику этого процесса. Основными электрическими измеряемыми характеристиками являются электрический ток вцепи разрываемого образца электромагнитный сигнал на внешнем зонде- антенне электростатический пролетный сигнал, генерируемый образовавшимися при разрыве заряженными частицами, сносимыми газодинамическим потоком и пролетающими мимо зонда, установленного ниже по потоку от места разрыва. Измерены указанные электрические сигналы при разрыве металлических стержней из различного материала, установленных в высокотемпературной струе продуктов сгорания. Обнаружено уменьшение интенсивности сигналов при увеличении температуры стержня (при переходе от хрупкого разрушения к пластическому. Получена приближенная теоретическая зависимость интенсивности электрических сигналов от прочностных свойств материала разрываемых стержней. Рассмотрены приложения полученных экспериментальных и теоретических результатов к проблеме электрической диагностики начала разрушения металлических тел. 73 Акустические и газодинамические характеристики выходных устройств различных схем Е.В. Власов, Г.Н. Лаврухин, Д.В. Мерекин, АН. Поликарпов, В.Ф. Самохин ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Представлены результаты обобщения комплексных эксперимен- тально-теоретических исследований уровня шума и потерь тяги круглых и плоских реактивных сопл. Переход от круглых к плоским соплам с одной стороны, сопровождается снижением уровня шума, ас другой – некоторым увеличением потерь тяги. Использование различных механических и газодинамических глушителей шума также следует этой тенденции. Проведенные исследования показали, что использование плоских сопл с вертикальными перегородками, установленными на срезе сопла, позволяет, за счет разбиения струи наряд отдельных струй, повысить эффективность смешения струй с окружающим воздухом и снизить уровень шума при относительно небольшом увеличении потерь тяги. Проведенное сравнение с различными известными способами шумоглушения показывает, что рассмотренное направление является достаточно эффективным средством снижения шума сопл. Работа выполнена при частичной финансовой поддержке РФФИ проект № 00-01-00158). Решение задачи оптимизации сверхзвуковой компоновки |