Авторефераты по всем темам >> Авторефераты по разным специальностям

На правах рукописи

КОРОТАЕВА ТАТЬЯНА АЛЕКСАНДРОВНА

УПРАВЛЕНИЕ ВЫСОКОСКОРОСТНЫМИ ПОТОКАМИ ГАЗА С ПОМОЩЬЮ ПЛАЗМЕННЫХ ОБРАЗОВАНИЙ И ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫХ ПОЛЕЙ

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени доктора физико-математических наук

Новосибирск - 2012

Работа выполнена в Федеральном государственном бюджетном учреждение науки Институте теоретической и прикладной механики им. С.А.

Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук

Научный консультант: доктор физико-математических наук, профессор Маслов Анатолий Александрович

Официальные оппоненты: доктор физико-математических наук, профессор Латыпов Альберт Фатхиевич доктор физико-математических наук, профессор Черный Сергей Григорьевич чл. - корр. РАН, доктор физикоматематических наук, профессор Егоров Иван Владимирович

Ведущая организация: Объединенный институт высоких температур Российской академии наук

Защита состоится л_____________2012 г. в л часов на заседании совета по защите диссертаций на соискание ученой степени кандидата наук, на соискание ученой степени доктора наук Д 003.035.02 на базе Федерального государственного бюджетного учреждения науки Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук по адресу: 630090, Новосибирск-90, ул.

Институтская, 4/1.

Отзыв на автореферат в двух экземплярах, заверенный печатью учреждения, просьба направлять на имя ученого секретаря диссертационного совета Д 003.035.02.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Института теоретической и прикладной механики СО РАН.

Автореферат разослан л_____ _______________2012 г.

Ученый секретарь диссертационного совета, д.т.н.

Засыпкин И.М.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Актуальность темы исследования обусловлена развитием авиационной техники и необходимостью поиска новых эффективных методов управления течениями.

Увеличение скорости и высоты полета летательных аппаратов, а также разработка нетрадиционных способов управления сверхзвуковым течением расширяют область интересов классической аэродинамики до физической аэродинамики частично ионизованных газовых потоков. К традиционным способам воздействия на аэродинамические характеристики летательного аппарата можно отнести изменение его формы, угла атаки и числа Маха набегающего потока. Однако дальнейший прогресс идет все медленнее и требует все больших усилий и затрат.

Общепринятые газодинамические методы не позволяют решить все насущные проблемы, связанные с высокоскоростным полетом тел в атмосфере. Для этого требуется задействовать дополнительные механизмы воздействия на поле течения, влияющие на термодинамические и химические свойства среды, такие как искусственно созданные области слабо ионизованной плазмы. Независимо от способа создания плазмы, эти области воздействует на режимы пространственного обтекания тела, формируя сложную систему волн сжатия и разрежения, вплоть до кардинальной перестройки течения, что в свою очередь влечет за собой существенное перераспределение аэродинамических сил и моментов, действующих на тело.

К настоящему времени, в ряде теоретических и экспериментальных работ продемонстрирована возможность существенного уменьшения сопротивления путем энергоподвода в набегающий поток в некоторой области перед телом.

Анализ работ по изучению различных физических методов воздействия на газовый поток (разряды различных типов, плазменные потоки, электронные пучки и т.п.), опубликованных в течение последних двух десятилетий, позволяют назвать основные направления исследований в этой области:

Глобальная модификация набегающего потока для улучшения аэродинамических характеристик летательных аппаратов;

Изменение конфигурации и/ или интенсивности ударных волн, образующихся вблизи поверхности летящего со сверхзвуковой скоростью тела;

Локальное изменение потока вблизи отдельных частей летательного аппарата с целью изменения режима обтекания;

Электромагнитное воздействие на газовый поток в двигательных системах летательных аппаратов с целью управления газовым потоком, инициализации и поддержания наиболее эффективных режимов горения, увеличения общей эффективности двигательных установок;

Данная работы является актуальной, так как затрагивает все вышеперечисленные направления исследований в области управления потоком с помощью источников нагрева, организации взаимодействия высокоскоростных потоков воздуха со слабоионизованной плазмой, электромагнитными полями.

Цель работы и задачи исследования. Основными целями является:

1. Разработать инструмент для численного решения вышеперечисленных задач в трехмерной постановке и применения активно разрабатываемых расчетных моделей физической механики для моделирования взаимодействия высокоскоростных газовых потоков с плазменными образованиями во внешних электрических, магнитных и электромагнитных полях 2. Расширить имеющиеся представления о происходящих в потоке газа явлениях для случая, когда сверхзвуковые течения имеют пространственный характер, при наличии стационарного и нестационарного подвода энергии и/или массы, предварительно ионизованного газа при наличии внешнего электрического и магнитного полей;

3. Оценить возможность использования локальных источников энерговыделения для управления потоком и изменения аэродинамических характеристик летательных аппаратов.

В работе рассматривается:

Организация тонких противопоточных струй при сверх- и гиперзвуковом обтекании затупленного тела для снижения сопротивления, Истечение произвольно-ориентированных струй для воздействия на все суммарные аэродинамические характеристики усеченного конус-цилиндра;

Влияние подвода энергии на суммарные аэродинамические характеристики хорошо обтекаемого тела оживальной формы;

Воздействие энергоподвода на поток перед воздухозаборником гипотетического гиперзвукового аппарата;

Подвод тепловой энергии в поток при обтекании модели конус-цилиндр при наличии вблизи поверхности локального источника энергии и плоской стенки;

Организация области МГД-взаимодействия для изменения угла наклона головной ударной волны, генерируемой клином;

Задачей работы является также исследование механизмов взаимодействия высокоскоростного потока с плазменными образованиями и особенностей реализующихся режимов течения.

Научная новизна.

Создан инструмент для численного решения пространственных задач аэродинамики с применением активно разрабатываемых расчетных моделей физической механики взаимодействия газовых потоков с плазменными образованиями во внешних электрических, магнитных и электромагнитных полях.

Применение модифицированного метода конечных объемов для моделирования истечения плазменной противопоточной струи в широком диапазоне параметров, определяющих задачу, позволило провести численные исследования и детально описать структуры режимов. Показано, что в сверхзвуковом потоке при числах Маха 2существуют два стабильных режима истечения плазменной струи:

короткого проникновения (SPM - Сshort penetration modeТ) и длинного проникновения (LPM - Сlong penetration modeТ).

Режимы LPM численно получены впервые.

Впервые предложен приближенный критерий, который позволяет по известным параметрам потока и тонкой противоточной струи оценить диапазон существования режима длинного проникновения струи.

Учет физико-химических процессов показал, что проникающая способность противопоточной химически активной струи выше аналогичной нагретой струи совершенного газа. Учет кинетики в условиях гиперзвукового обтекания затупленного тела с противопоточной струей позволил получить типичный режим LPM, полностью согласующийся с экспериментальными данными, как по структуре течения, так и по длине проникновения.

Впервые определено влияние произвольно ориентированной плазменной струи на суммарные и локальные аэродинамические характеристики обтекаемого тела.

Исследованы газодинамические особенности, формирующиеся в сверхзвуковом потоке при различных режимах ввода энергии в поток.

Показано, что применяемый в модели точечного взрыва с учетом противодавления критерий подобия n=(N/Р)1/2 можно также использовать и для энергоисточника конечных размеров.

Представлены результаты численного моделирования задач, интересных с точки зрения применения энергоподвода для модификации сверх- или гиперзвукового потока в трехмерной постановке, рассмотрено:

- Влияние подвода энергии на суммарные аэродинамические характеристики;

- Воздействие энергоподвода на поток перед воздухозаборником;

Численное моделирование указанных задач в трехмерной постановке проведено впервые (1997-1998гг.).

Впервые проведены расчеты пространственного внешнего гиперзвукового МГД Цтечения.

Достоверность результатов. Степень достоверности полученных результатов высока по следующим причинам:

Используемая в работе разновидность метода конечных объемов верифицирована по данным экспериментов и результатам, полученными другими авторами, занимающимися численным моделированием.

Основная часть работы, представленной в диссертации, проводилась в тесном взаимодействии, зачастую параллельно, с экспериментальными исследованиями, проводимыми на установках ИТПМ. Качественное и количественное согласование данных подтверждает их достоверность.

Важным свидетельством достоверности полученных в диссертации результатов является их весьма серьёзная апробация на большом количестве национальных и международных семинаров, симпозиумов и конференций, а также обсуждение этих результатов со специалистами в данной области.

Практическая значимость работы. Разработка высокоскоростных ЛА нового поколения и совершенствование существующих управляемых и неуправляемых ЛА связано с комплексным решением ряда научнотехнических проблем принципиального характера. Известные результаты проработок по созданию транспортных систем в России и за рубежом, а также опыт создания и эксплуатации космических аппаратов многоразового использования показывает, что многие проблемы и, зачастую, противоречивые требования могут быть разрешены только с использованием нетрадиционных и новых технологий.

Рассматриваемые в диссертации методы управления сверх- и гиперзвуковыми потоками в рамках магнитоплазменных технологий определяют одно из перспективных направлений эволюционного развития традиционной аэродинамики.

Результаты, изложенные в диссертационной работе, представляют не только академический, но и практический интерес при формировании облика летательных аппаратов следующего поколения и могут представлять интерес для специалистов отраслевых институтов и специализированных конструкторских организаций На защиту выносятся:

- Модификация центрально - разностной расчетной схемы решения трехмерных уравнений Эйлера по методу конечных объемов;

- алгоритм построения математической модели поверхности летательного аппарата с помощью локального рационального сплайна, степень которого определяется автоматически, в зависимости от градиента поверхности, обладающий свойством изогеометричности;

- алгоритм построения двумерных структурных сеток по алгебраическому методу с помощью локальных рациональных сплайнов для областей в которых внутренняя граница, принадлежащая поверхности летательного аппарата имеет сложную форму, внешняя описывается кривой, порядок которой не выше второго;

- результаты применения модифицированного метода конечных объемов для моделирования истечения плазменной противопоточной струи в широком диапазоне параметров, определяющих задачу;

- приближенный критерий, который позволяет по известным параметрам потока и тонкой противоточной струи оценить диапазон существования режима длинного проникновения струи, не проводя громоздких вычислений;

- результаты численного исследования газодинамических особенностей, формирующихся в сверхзвуковом потоке при различных режимах ввода энергии в поток;

- результаты численного моделирования пространственного обтекания тела оживальной формы и влияния подвода энергии на суммарные аэродинамические характеристики (сопротивление, подъемную силу, момент тангажа);

- результаты численного моделирования воздействия энергоподвода на поток перед воздухозаборником в трехмерной постановке;

- результаты численного исследования обтекания модели конус-цилиндр при наличии вблизи его поверхности локального источника энергии и плоской стенки;

- результаты моделирования пространственного гиперзвукового МГД - течения на примере расчета обтекания клина конечной ширины в условиях внешней ионизации электронным пучком.

Апробация работы. Основные результаты диссертации докладывались на семинарах ИТПМ СО РАН, докладывались более чем на Международных и Российских конференциях и школах - семинарах:

1. Международная конференция Математические модели и численные методы механики сплошных сред, Новосибирск, 1996;

2. Международная конференция по методам аэрофизических исследований (ICMAR). Новосибирск, 1996, 1998, 2000, 2002, 2004, 2008, 2010, 2012.

3. Международная конференция Сопряженные задачи механики и экологии, Томск, 1996, 1998.

4. KORUSТ 99, Новосибирск, 1999.

5. 45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, Nevada, 1999.

6. International conference Perspectives of MHD and plasma technologies in aerospace application, IVTAN, 1999, 2000.

7. Международная конференция RDAMM-208. Advanced Studies in Mechanical Engineering, Yeungnam University, Korea, 209. 7th Sino-Russian Hypersonic Conference, Novosibirsk, 2008.

10. 5th International Workshop on Magneto-Plasma Aerodynamics for Aerospace Applications, Moscow, IVTAN, 2003.

11. Международная школа-семинар Модели и методы аэродинамики, МЦНМО, 2001, 2002, 2003, 2006, 2008, 2009, 2010, 2012.

12. XII школа-семинар Современные проблемы аэрогидродинамики, Сочи, Буревестник МГУ, 5-15 сентября 2004.

13. Международная научно-техническая конференция Фундаментальные проблемы высокоскоростных течений, ЦАГИ, 21-24 сентября, 2004.

14. 15th International Conference on MHD energy conversion and 6th International Workshop on MPA, 2005.

15. Symposium on Numerical and Experimental Modeling of Microprocesses and Its Application in Continuum Mechanics, National Cheng Kung University, Taiwan, 2006.

16. Международная школа по моделям механики сплошной среды.

Саратов, 2007.

17. 45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, Nevada, 2018. 6th Workshop Thermochemical Processes in Plasma Aerodynamics, Saint- Petersburg, 2008.

19. 5th AIAA Theoretical Fluid Mechanics Conference, Seattle, 2008.

20. 47th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Orlando, Florida, 2009.

21. 8th International Workshop on MPA, 2009.

22. 17th International Conference on MHD energy conversion, Shonan Village Center, Kanagawa, Japan, 2009.

23. 9th International Shock Interaction Symposium, Moscow, Russia, 2010.

24. 10th International Workshop on MPA, 2011.

25. Всероссийская конференция Аэродинамика и прочность конструкций летательных аппаратов, посвящённая 70-летию основания СибНИА, Новосибирск, 2011.

26. The 8 SRHFC, Shanghai China, 2027. 10th International Workshop on Magneto-Plasma Aerodynamics, Moscow, 2011.

Публикации. По результатам диссертации опубликовано более печатных работ в журналах, препринтах и трудах международных конференций, в том числе 15 работ из списка ВАК. Часть результатов исследований представлена в отчетах.

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, глав, и заключения, содержит 325 страниц текста с 147 рисунками. Список литературы содержит 291 наименование. Основные, наиболее значимые работы по теме диссертации приведены в конце реферата.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении приведен обзор аналитических, численных и экспериментальных исследований сверхзвуковых и гиперзвуковых течений с подводом энергии и/или массы, а также течения под действием электромагнитных сил, формулируются цели и актуальность работы, кратко излагается содержание диссертации.

В первой главе изложены основные положения используемого численного метода.

В п.1.1 формулируется математическая постановка проблемы, для которой в п.1.2 приводятся исходные уравнения. В п.1.3 рассматривается конечно-разностная схема, аппроксимирующая исходную систему уравнений, показано, что разностная схема имеет второй порядок аппроксимации и предназначена для расчета как стационарных, так и нестационарных трехмерных течений. Обсуждаются вопросы инвариантности, монотонности и консервативности схемы. Инвариантность и консервативность схемы являются следствием принадлежности решения классу ограниченных функций.

В работе рассматривается проблема монотонизации решения. В п.1.3.для получения резкого профиля параметров при переходе через скачок предлагается использование сглаживающего оператора релаксационного типа, который включается лишь при наличии в решении паразитных колебаний, что имеет место в областях больших градиентов параметров.

Реализации граничных условий посвящен п.1.3.5. Рассмотрена аппроксимация граничных условий без выделения особенности на стенке, а также условия на внешних границах области и в плоскости симметрии.

В пункте 1.4 обсуждены проблемы моделирования пространственных сверхзвуковых течений с учетом подвода энергии, физико-химических процессов и воздействия на поток электро-магнитных полей. Приведены используемые системы уравнений. Простейшей моделью, используемой в работе, является модель невязкого газа с источниковым членом в уравнении энергии, который по сути определяет скорость подвода энергии к единице массы(или объема). Далее приводится система уравнений для описания газодинамических и неравновесных физико-химических процессов.

Обсуждаются особенности численной реализации и проблема совместного численного решения уравнений газовой динамики и химической кинетики, предлагается метод решения (п.1.4.2) - метод корректирующего множителя.

Еще более сложной является система уравнений, используемая для моделирования сверх- и гиперзвуковых потоков под действием электромагнитного поля (п.1.4.3). Представлена модель МГД-течения, приведен алгоритм определения распределения пространственного электрического поля. Обсуждается проблема задания граничных условий при расчете МГД-течения.

Таким образом, в первой главе диссертации:

1. Предложена и последовательно обоснована модификация центрально- разностной расчетной схемы решения трехмерных уравнений Эйлера по методу конечных объемов. Получаемые решения принадлежат классу ограниченных функций. Явная по времени разностная схема имеет второй порядок аппроксимации. Она обладает слабой немонотонностью и полной консервативностью.

2. Для усиления монотонных свойств схемы предложено и обосновано применение сглаживающего экспоненциального фильтра. На примере решения задачи распада произвольного разрыва проведен сравнительный анализ релаксационного или экспоненциального фильтра, линейного фильтра и схемы TVD (СTotal variation diminishingТ). Показано преимущество использования экспоненциального фильтра, который подавляет паразитные колебания в областях больших градиентов параметров, уменьшая зоны размазывания скачков, и при этом не искажает решение в остальной расчетной области.

3. Предложена двухшаговая центрально- разностная расчетная схема, которая является сочетанием схем Лакса-Вендроффа и Мак-Кормака.

Показано, что схема имеет третий порядок точности аппрокимации.

4. Представлены системы уравнений, позволяющие моделирование пространственных газодинамических течений:

При наличии в них областей подвода энергии;

С образование областей слабо-ионизованного газа;

Под действием электромагнитного поля.

5. Предложен алгоритм расчета параметров трехмерного электрического поля.

6. Для совместного решения уравнений газовой динамики и химической кинетики предложен метод корректирующего множителя, что эквивалентно использованию явно-неявной разностной схемы.

Во второй главе представлены алгоритмы построения математической модели обтекаемой поверхности и расчетных сеток в области решения.

В п.2.1 изложен алгоритм построения математической модели сложной поверхности на множестве опорных точек (Рис. 1). На первом этапе задается множество опорных точек (координаты определяются на наборе поперечных сечений - плазов).

Рис. 1 Этапы построения математической модели поверхности.

На втором этапе с помощью рационального локального сплайна проводится реконструкция поверхности. Излагается способ автоматического задания свободных параметров сплайна, при котором степень полинома оказывается зависящей от градиента поверхности. Показано, что предлагаемая процедура построения геометрической поверхности обладает свойством изогеометричности. Приведены примеры построения достаточно сложных поверхностей схематизированных летательных аппаратов (Рис. 2).

Рис. 2 Модели крыловых, угловых поверхностей и схематизированных летательных аппаратов.

В п.2.2 изложен эффективный алгоритм построения расчетной сетки по алгебраическому методу в области решения.

Рассматривается двумерная область, представляющая собой криволинейный четырехугольник, ограниченный кривыми 1, 2, 1, 2 (Рис.

3).

Граничные кривые заданы параметрически.

{( ) ( ) ( )} {( ) ( ) ( )} 0u1, 0v1.

Число точек на кривых 1 и 2 согласовано; на 1 и 2 - аналогично.

При этом признается, что кривая 1(v) характеризуется жестким, определенным до проведения расчета положением точек, что естественно при задании поверхности тел. Более того, на кривой можно выделить несколько опорных точек, характеризующих особенности задаваемой геометрии.

На кривой 2(v) жестко фиксированное положение точек необязательно.

Положение этих точек (интерполированием или другим способом) во многом определяется вычислительным процессом.

Предполагается, что кривые i, 2 имеют простой вид. В частности, кривые i могут быть с достаточной степенью точности аппроксимированы полиномом порядка не выше третьего. Кривая 1(v) может быть представима простой ломаной и ее выпуклая оболочка принадлежит рассматриваемой области.

Задача будет решена, если построенные семейства кривых u=const и v=const будут ортогональны вблизи границ и всюду внутри области будет выполнено однозначное соответствие координат x,y и u,v (нет пересечения одноименных кривых).

Решение задачи разбивается на три этапа.

1. Строится выпуклая оболочка 0(u,v) точек на Рис. 3 Иллюстрация к алгоритму кривой 1(v). Построение построения расчетной сетки в области оболочки 0(u,v) решения.

проводится по алгоритму, аналогичному способу Джарвиса путем выглаживания кривой 1(v). При этом прослеживаются траектории перемещения точек с 1(v). Эти траектории представляют собой близкие к ортогональным к 1(v) непересекающиеся кривые v=const между 1(v) и 0(u,v).

2. Строятся кривые v=const в более простой области D1 между 0 и 2.

Здесь могут быть применены методы как дифференциальные, так и алгебраические. Кривые строятся с помощью рационального сплайна.

3. По цепи точек на линиях v=const, полученной на первом и втором этапе, путем интерполирования по 'u', проводится окончательная расстановка узлов сетки.

Приведены примеры построения сеток в возможных расчетных областях.

Глава 2 содержит раздел, посвященный апробации разновидности метода конечных объемов, изложенный в Главе 1. В п.2.3 проводится сопоставление результатов численного исследования пространственного обтекания тел, имеющих продольные и поперечные изломы образующей с данными расчетов. Приводятся примеры расчетов.

Таким образом, в Главе 2:

Предложен алгоритм построения математической модели поверхности летательного аппарата с помощью локального рационального сплайна, степень которого определяется автоматически, в зависимости от градиента поверхности. Показано, что предлагаемая процедура построения геометрической поверхности обладает свойством изогеометричности.

Представлен разработанный алгоритм построения структурных сеток по алгебраическому методу.

Приведены примеры верификации используемого метода расчета. На основании представленных данных можно заключить, что генерируемые сетки в сочетании с методом численного моделирования, изложенном в Главе 1, позволяют получить достоверные результаты при исследовании сложных пространственных течений.

Глава 3 посвящена приложению предлагаемой в диссертации методики к исследованию структуры сверхзвукового потока и аэродинамических характеристик тела при организации выдува высокоэнтальпийной струи плазмы навстречу потоку.

Постановка задачи представлена в п.3.1. Выписана система уравнений, дополненная уравнениями сохранения молярной массы для расчета неравновесной концентрации компонент смеси без учета диффузии.

Рассматривалось сверхзвуковое обтекание тела конус-цилиндр.

Рис. 4 Исследуемое тело и область Схема задачи с обозначением решения в плоскости симметрии.

границ показано на Рис. 4. Диаметр цилиндра равен d3. Диаметр затупления конуса d2. На торце находилось отверстие с диаметром d1 d2 (Рис. 4).

На выходе струи (OQ) параметры определялись из решения одномерной изоэнтропической задачи истечения газа из сосуда при известных параметрах (считались известными число Маха на выходе, температура торможения и давление торможения).

Достаточно подробно исследовано истечение холодных струй при умеренных сверхзвуковых скоростях полета, а что позволило, во-первых, выделить два возможных режима проникновения истекающей струи в набегающий поток: SPM Црежим короткого проникновения и LPM- режим длинного проникновения, а во- вторых, понять, что привносит в поток струя плазмы. На Рис. приведена схематизация режимов течения, реализующаяся при моделировании истечения тонкой противоточной струи в сверхзвуковой набегающий поток.

Необходимо отметить, что LPMб режим был получен численно Рис. 5 Схематизация режимов с впервые.

истечением противопоточной В главе приведены результаты струи в сверхзвуковой поток: а - расчета относительного SPM; б - LPM.

сопротивления модели затупленного конуса со струей и без струи в широком диапазоне определяющих задачу параметров. Например, на Рис. 6представлена зависимость длины противоточной струи L/d (L - длина струи, d - диаметр торца) от параметра P, который является отношением давления торможения в истекающей струе к давлению торможения в набегающем потоке за прямым скачком уплотнения.

Здесь же приведены результаты расчета относительного сопротивления модели затупленного конуса Cd/Cdc, Cd, Cdc - сопротивление затупленного конуса со струей и без струи соответственно. Эти зависимости получены для холодных струй. Сопротивление затупленного конуса со струей определено с учетом реактивной составляющей струи.

P Рис. 6 Зависимости сопротивления затупленного конуса с выдуваемой навстречу потоку струей (1) и длины проникновения струи (2,3) от параметра P: 1,2 (сплошные маркированные линии) - расчет, 3(черные точки)- эксперимент, I - режим SPM, II - переходный режим, SPM LPM, III - режим LPM, IV - переходный режим LPM SPM, V - режим SPM.

( ) .

Используемые в формуле обозначения соответствуют общепринятым, Sm - площадь миделя.

Показано, что противоточная струя снижает сопротивление конуса. При этом в переходном режиме SPMLPM уменьшение сопротивления по сравнению с конусом без струи составляет около 50 %. Конус и жидкий контур перед ним образуют поверхность, близкую к поверхности минимального сопротивления, при этом достигается минимум полного сопротивления (сумма волнового сопротивления и обратной тяги струи).

Увеличение напора приводит к удлинению струи, форма жидкого контура минимального сопротивления нарушается, и сопротивление тела растет. С дальнейшим увеличением напора струя становится сильно недорасширенной, Режим LPM разрушается, и формируется режим SPM.

В этой области полное сопротивление тела может превосходить сопротивление тела без струи. Зона возвратного течения переходит на боковую поверхность, давление в области присоединения потока велико, хотя носовая часть находится в области разрежения. Велика также реактивная составляющая струи. Снижение сопротивления конуса в области объясняется тем, что для данной модели с короткой конической частью зона присоединения возвратного течения расположена на цилиндрической части тела.

Результаты хорошо согласуются с данными экспериментов, проведенными в разное время в разных Аэродинамических трубах ИТПМ СО РАН. В частности, было получено совпадение данных, полученных в рамках идеального газа без учета химических процессов плазмы, с результатами экспериментальных исследований при числе Маха потока 2 и одинаковых условиях на срезе сопла. Это доказывает, что при умеренных числах Маха эффекты плазмы являются пренебрежимо малыми по сравнению с тепловыми эффектами. На Рис. 7 представлены фотографии двух режимов течения, полученные экспериментально (слева) и результаты численного моделирования (справа).

Некоторое различие между численными и экспериментальными результатами может быть объяснена тем, что эффекты вязкости и физико-химические процессы в плазме в этих расчетах не были приняты во внимание.

Были рассчитаны случаи истечения струй с трансзвуковой скоростью в Рис. 7 Фотографии режимов LPM и SPM и сверхзвуковой поток.

данные вычислений температуры.

Показано, что высокотемпературная струя при определенном соотношении прочих параметров, таких как скорость и отношение давлений на срезе сопла и в набегающем потоке, способна изменить режим истечения. При этом перераспределение давления на боковой поверхности тела и вследствие этого изменение сопротивления тела происходит кардинально различным образом.

Проведено моделирование истечения сверхзвуковой струи в гиперзвуковой поток. Сопоставление полученных в рамках идеального газа данных без учета химии плазмы с результатами экспериментальных исследований при гиперзвуковой скорости Маха потока и одинаковых условиях на срезе сопла, показало их значительное расхождение, что свидетельствует о том, что в условиях высокоскоростного потока, физикохимические процессы должны быть учтены. В самом деле, цикл исследований, проведенный с учетом физико-химических процессов, позволил получить данные демонстрирующие хорошее, хотя и не идеальное, согласование с результатами экспериментов.

Глава 3 Также рассмотрено влияние произвольно ориентированной струи на аэродинамические характеристики затупленного тела.

В п.3.6 представлены результаты численного моделирования обтекания затупленного тела с истекающей с его поверхности пространственно - ориентированной плазменной струей. На Рис. 8 показано поле течения вблизи рассматриваемого тела при истечении струи под углом.

Представлено распределение давления (Рис. 8,а) при истечении струи под углом атаки 2 в плоскости симметрии и линии тока вблизи поверхности при истечении струи под углом атаки 10(Рис. 8,б). Для указанного соотношения параметров потока и противопоточной струи реализовывается режим длинного проникновения LPM, если струя истекает под нулевым углом атаки. На Рис. 8 также можно видеть изменение коэффициента подъемной силы в зависимости от угла истечения струи.

а б Рис. 8 Обтекание усеченного конуса с противопоточной струей под углом атаки ( Ma=2) при M =2.5: а - распределение давления, j=2; б - линии тока j=10; в - коэффициент подъемной силы в зависимости от угла истечения струи при Ma=2.8, M =2.4.

Из рисунка можно видеть, что даже малый угол поворота струи привел к исчезновению структуры течения, характерной для LPM.

Таким образом, в Главе 3: Представлены данные численных исследований, которые позволили систематизировать экспериментальные данные, детально описать структуру режимов истечения противоточных струй и понять их механизм. Показано, что:

1. В сверхзвуковом потоке при числах Маха 26 существуют два стабильных режима истечения плазменной струи: короткого проникновения (SPM) и длинного проникновения (LPM). При этом, режим SPM наблюдается при малом и большом отношениях напора струи к напору набегающего потока. Изменение с помощью определяющих задачу параметров длины выдуваемой навстречу сверхзвуковому потоку струи приводит к изменению структуры потока, обтекающего тело, и существенно влияет на его суммарные аэродинамические характеристики.

2. Наибольшее снижение сопротивление тел (до 50%) наблюдается в условиях перехода из режима SPM в режим LPM при малом отношении напора струи к напору набегающего потока.

3. Режим проникновения струи в набегающий поток можно регулировать изменением числа Маха на срезе сопла, температуры струи и механическим регулированием угла раскрытия сопла выходного отверстия.

4. Предложен приближенный критерий, который позволяет по известным параметрам потока и тонкой противоточной струи оценить диапазон существования режима длинного проникновения струи, не проводя громоздких вычислений.

5. Учет физико-химических процессов показал, что проникающая способность противопоточной химически активной струи выше аналогичной нагретой струи совершенного газа. Учет кинетики позволил получить типичный режим LPM, полностью согласующийся с экспериментальными данными, как по структуре течения, так и по длине проникновения.

6. Определено влияние произвольно ориентированной плазменной струи на суммарные и локальные аэродинамические характеристики обтекаемого тела. При использовании наклонной противопоточной струи формируется несимметричное обтекание, которое приводит к появлению дополнительной подъемной силы и момента обтекаемого тела.

В четвертой главе излагаются результаты исследования закономерностей взаимодействия газовых потоков с локализованными областями энергоподвода. Рассмотрены газодинамические особенности, создаваемые в потоке при различных режимах подвода энергии. Результаты численного моделирования сопоставляются с данными, полученными в рамках модели точечного взрыва с учетом противодавления для определения параметров подобия и пределов применимости приближенной теории.

Проведенные численные исследования позволили подтвердить критерий точечного энерговыделения, предложенный в работах В.И. Яковлева, показав, что при сохранении отношения давления к мощности подвода энергии в точечном источнике структура потока и его параметры остаются неизменными при одном и том же числе Маха. Применение данного критерия позволяет существенно расширить представления о взаимосвязи параметров энергоподвода, реализующихся режимах течения и модификации структуры потока.

В Главе содержатся результаты численного моделирования задач, интересных с точки зрения с точки зрения применения энергоподвода для модификации сверх- или гиперзвукового потока:

Х Влияние подвода энергии на суммарные аэродинамические характеристики хорошо обтекаемого тела;

Х Воздействие энергоподвода на поток перед воздухозаборником;

Численное моделирование указанных задач в трехмерной постановке проведено впервые (1997-1998гг.).

В первом случае рассматривалось обтекание тела оживальной формы при положении источника, которое менялось не только по оси симметрии тела, но и по нормали к ней. В этом случае течение носит существенно пространственный характер, и локальный источник влияет не только на сопротивление, но и на подъемную силу и моментные характеристики.

Схема течения дана на Рис. 9. На рисунке Rs, Ls, Yz - эффективный радиус источника, расстояние от центра сферического источника до носка тела и сдвиг центра теплового пятна относительно продольной оси, соответственно.

Равномерный на бесконечности поток с числом Маха, равным 3, набегает на тело под нулевым углом атаки. Мощность источника энерговыделения (количество тепла, подведенного к единице массы газа в Q единицу времени) принимается известной функцией координат и времени p 2 1 r2 Q q0 exp Rs 2 Rs , dQ где ; эффективный радиус Q dt теплового пятна; r- расстояние от Рис. 9 Схема течения для текущей точки до источника моделирования воздействия энерговыделения; p, - давление и области энергоподвода на плотность в набегающем потоке; q0- аэродинамические параметр, характеризующий характеристики оживала.

интенсивность энергоподвода На Рис. 10,а представлен суммарный коэффициент волнового сопротивления оживала в зависимости от расстояния между источником и телом при осесимметричном обтекании.

Здесь Cx - коэффициент волнового сопротивления тела в присутствии источника, Cx0 - без источника. Расстояние дано в эффективных радиусах источника (ls Rs ). Видно, что при ls Rs сопротивление тела ниже, чем при отсутствии источника, но значительно выше, чем при ls 4Rs. При увеличении ls до значений порядка ls ~ 14Rs величина Cx Cx0 тела растет, приближаясь к единице.

а б в Рис. 10 Обтекание тела оживальной форме в следе сферической области энергоподвода: а - Поле изобар при положении источника - Yz Rs 3; б - Зависимость волнового сопротивления источника при подводе энергии на оси перед телом; в - аэродинамические характеристики при энергоисточнике, сдвинутом относительно оси: 1- отношение Cx/Cx0, 2 - качество, 3 - момент тангажа (умноженный на 10).

На рисунке также показаны значения Cx/ Cx0, аэродинамического качества K Cy Cx и моменты тангажа относительно носка обтекаемого тела в зависимости от положения источника относительно оси симметрии тела. Здесь расстояние от центра источника до оси отнесено к радиусу миделя тела (Yz RM ). Вдоль оси расстояние между центром источника и носком тела ls 4Rs. Видно, что эта зависимость немонотонна из - за смены режимов обтекания и может давать разброс по величине аэродинамического качества ( K 0.3 ). Проведенная в работе оценка показывает, что разброс аэродинамического качества в этих пределах может привести к существенным изменениям траектории полета летательного аппарата.

На Рис. 11 показана схема гипотетического ЛА, схема энергоподвода и пример полученных данных при моделировании воздействия области энерговклада на поток перед воздухозаборником.

а б в г Рис. 11 Воздействие энергоподвода на поток перед воздухозаборником: а - носовая часть аппарата; б - схемы энергоподвода; Поле давления в сечении перед входом в камеру сгорания при М=4 (в) и М=6 (г).

В целом, область энергоподвода изменяет поток на входе в воздухозаборник и, как следствие, положение головной ударной волны и коэффициент расхода воздуха. Можно подобрать такое расположение и мощность источников энергии, что коэффициент расхода воздуха возрастает при нерасчетных режимах обтекания, как в случае меньших, так и больших чисел Маха. Что является положительным фактором. В то же время, существенно неравномерное поле потока на входе в воздухозаборник, потеря полного давления и затраты энергии для модификации течения делает этот способ регулирования воздухозаборника проблематичным для использования на практике.

В Главе 4 рассмотрено также обтекание модели конус-цилиндр при наличии вблизи поверхности локального источника энергии и плоской стенки. Постановка задачи, геометрия модели и параметры, при которых проведено численное исследование, определялись серией экспериментов, проведенной в ИТПМ. Эксперименты были проведены в рамках проекта по разработке активных методов снижения звукового удара. В качестве одного из возможных, рассматривался способ влияния на ударную волну нагретой области, генерируемой мощным CO2-лазером. Постановка экспериментов показана на Рис. 12,а. Здесь можно видеть схему расположения модели, измерительной пластины и точку фокусировки лазерного излучения в рабочей части аэродинамической установки. На Рис. 12,б можно видеть математическую модель поверхности, используемую в расчетах.

а б Рис. 12 Постановка задачи: а - Схема экспериментальных исследований; б - математическая модель для численного исследования.

Стенка моделирует измерительную пластину, энергоисточник - тепловое пятно, генерируемое СО2 - лазером.

На Рис. 13,а показана Шлирен-фотография потока, полученная экспериментально.

На Рис. 13,б приведено распределение давления при обтекании модели при наличии стенки, моделирующей измерительную пластинку в эксперименте. Поле течения несимметрично, в нижней части поля под телом появляется зона повышенного давления в месте непосредственного падения головной ударной волны и отраженная ударная волна. Рис. 13,в показывает результат расчета одного из вариантов взаимодействия стационарного источника энергии с полем течения, представленном на Рис. 13,а.

Продолговатый источник располагается в поперечном по отношению к потоку направлении. Средняя мощность источника энергии 0.5 кВт.

Цифрами на Рис. 13,в обозначены зоны взаимодействия волн. Так, в точке происходит пересечение головных ударных волн от источника и тела, приводящее к локальному усилению скачков. В точке 2 головная ударная волна взаимодействует со следом низкой плотности, частично проникает через него, меняя наклон и интенсивность. Точка 3 обозначает место взаимодействия головной ударной волны от источника со стенкой.

Рис. 13 Ударно-волновая структура в плоскости симметрии, наблюдаемая при обтекании тела конус-цилиндр: а - Шлирен-фотография потока; б - взаимодействие со стенкой. в - взаимодействие со стенкой и энергоисточником пространственной конфигурации.

Волна отражается от стенки, взаимодействуя затем трансформированной головной ударной волной от тела (4), с собственным следом (6) и телом (7). За отраженным в точке 3 скачком образуется зона разрежения, в еще большей степени ослабляющий головной скачок от тела.

Скачок от тела отражается от стенки в точке 5, взаимодействует со следом низкой плотности 8, теряя интенсивность при обоих взаимодействиях.

Проведенные параметрические исследования позволили провести некоторый анализ, результат которого представлен на Рис. 14.

Здесь представлены две зависимости - интенсивностей ударной волны, генерируемой источником (обозначена слошной линией с темными кружочками), и ударной волны от тела (обозначена светлыми кружочками).

Кривые показывают значения избыточного давления на ударной волне от источника и тела на стенке, непосредственно после отражения (в точках (3) и (5)). Т.е. это тот результат, который может быть получен в эксперименте при использовании показаний датчиков на измерительной пластине.

Из рисунка видно, что при значениях подводимой мощности порядка 0.5 кВт избыточные давления на головных ударной волны от тела и источника при отражении от стенки примерно равны ~0.13, что ниже интенсивности головной волны, генерируемой телом конус - цилиндр при обтекании однородным Рис. 14 Влияние подводимой мощности на потоком.

перепад давления на ударных волнах (в Полученные результаты отраженной волне, непосредственно после дают представление о отражения).

сложной пространственной структуре течения вблизи модели.

Показано, что можно определить оптимальные, с точки зрения подводимой мощности, режимы, при которых наблюдается снижение интенсивности ударной волны тела конус-цилиндр.

Таким образом, в главе 4:

1. Исследованы газодинамические особенности, формирующиеся в сверхзвуковом потоке при различных режимах ввода энергии в поток.

Результаты сравнительного анализа решений модели точечного цилиндрического взрыва (с учетом противодавления) и результатов численного моделирования показали, что: за энергоисточником формируется характерная высокотемпературная и с низкой плотностью зона течения - тепловой след. Показано, что применяемый в модели точечного взрыва с учетом противодавления критерий подобия n=(N/Р)1/2 можно также использовать и для энергоисточника конечных размеров.

2. В отличие от ранее проведенных исследований проведено исследование газодинамической структуры сверхзвукового течения и обтекания тел в зависимости от низкоскоростных (тепловых) механизмов лазерного энерговыделения. Показано, что при одной и той же мощности источника, но различном поведении коэффициента поглощения, влияние на структуру ударных волн может быть различным.

Представлены результаты численного моделирования задач, интересных с точки зрения прикладной аэродинамики.

Выяснен механизм воздействия локального энергоисточника на обтекаемое тело, с помощью которого можно дать единую трактовку результатов, полученных в других работах, в том числе касающихся затупленных тел.

5. Установлено, что при исследовании влияния источников возмущения потока на подъемную силу и моментные характеристики нельзя пренебрегать факторами поперечного перетекания волн сжатия и разрежения. Влияние этого фактора особенно заметно при умеренных числах Маха.

6. Из рассмотрения задачи о влиянии области энергоподвода на гиперзвуковой поток перед входом в воздухозаборник следует, что можно подобрать такое расположение и мощность источников энергии, что коэффициент расхода воздуха возрастает при нерасчетных режимах обтекания, как в случае меньших, так и больших расчетного чисел Маха. В то же время необходимо отметить существенно неравномерное поле потока на входе в воздухозаборник, затраты энергии для модификации течения и потерю полного давления.

7. Рассмотрено обтекание модели конус-цилиндр при наличии вблизи поверхности локального источника энергии и плоской стенки. Стенка моделирует измерительную пластину, энергоисточник - тепловое пятно, генерируемое СО2 - лазером. Показано, что можно определить оптимальные, с точки зрения подводимой мощности, режимы, при которых наблюдается снижение интенсивности ударной волны тела конус-цилиндр.

В пятой главе рассматриваются стационарные гиперзвуковые течения предварительно ионизованного воздуха под действием внешних электрического и магнитного полей.

Постановка задачи для численного моделирования определялась постановкой экспериментальных исследований, проведенных на МГДстенде ИТПМ. Схема задачи приведена на Рис.

15. МГД - воздействия на положение косого скачка уплотнения на клине исследовалось в условиях, когда МГД - взаимодействие потока с внешним магнитным полем локализовано в некоторой относительно Рис. 15 Схема задачи для моделирования узкой области перед МГД-течения вблизи клина конечной клином. Начальная ширины.

неравновесная проводимость потока в области МГД - взаимодействия, внешним воздействием на поток.

Предполагалось, что интенсивность МГД - взаимодействия в сверхзвуковом потоке определяется величиной начальной проводимости и не зависит от способа ее получения.. В экспериментальных исследованиях использовано способа: электронный пучок и импульсный электрический разряд, а в численных исследованиях - электронный пучок. Глава представляет результаты численного моделирования влияния электромагнитного поля на обтекание симметричного клина с углом полураствора 15 градусов.

Гиперзвуковой поток с числом Маха 8 на высоте 30-40 км, обтекающий клин, предварительно ионизован в области внешней ионизации, как показано на схеме. Вычисления были проведены методом конечных объемов для 3мерных уравнений Эйлера. Система уравнений, описывающая движение невязкого, нестационарного газа, была дополнена 38 кинетическими уравнениями для 21-компонентной смеси, для того чтобы учесть физикохимические процессы, которые могут иметь место в потоке газа как результат воздействия на него электронного пучка. Учтены реакции 5 типов:

Химические реакции и реакции диссоциации;

Реакции ионизации при соударениях нейтральных частиц;

Реакции ионизации электронным ударом;

Реакции присоединения электрона и озона;

Возбуждение колебательных степеней свободы электронным ударом.

Изменения энергии, возможные вследствие химических превращений и Джоулева тепла учтены соответствующими членами в уравнении сохранения энергии, влияние электромагнитных сил определены соответствующими членами в уравнении сохранения количества движения Для моделирования воздействия электронного пучка на поток используется простая модель. Плотность электронов в электронном пучке определяется параметрами электронной пушки, используемой для ионизации потока. Ионизация молекул азота и кислорода, диссоциация, возбуждение колебательных степеней свободы и электронное возбуждение молекул азота и кислорода определяются потерями энергии в пучке:

dE Zn e4 E 2 ln, dy mv2 I0Z где - полное число электронов в единице объема, - потенциал Zn Iионизации водорода, mv2 2 - энергия налетающего электрона, e - заряд электрона. Затраты энергии на каждый процесс определяются в соответствии с их ценой, что в конечном итоге позволяет определить концентрацию электронов в электронном пучке и электронную температуру. Для определения концентраций остальных компонент смеси рассматриваются химические реакции в низкотемпературной плазме.

Магнитное поле постоянно во всей области решения, с заданным значением магнитной индукции. Задача решается в приближении малых чисел Рейнольдса, т.е. считается, что значение магнитной индукции не зависит от газодинамических параметров. Как было отмечено выше, плотность электронов в электронном пучке определяется параметрами электронной пушки. При этих условиях нет необходимости рассматривать все уравнения Максвелла и можно позволить учитывать лишь обобщенный закон Ома:

На Рис. 16 показаны результаты численного и экспериментального исследования влияния параметра магнитного взаимодействия (числа Стюарта) на положение головной ударной волны, генерируемой клином.

На Рис. 16,а можно видеть интерферограмму, показывающую, что угол наклона присоединенного скачка, созданного клином, может быть изменен на 3 градуса при величине параметра гидромагнитного взаимодействия около 0.03.

а б в г Рис. 16 Влияние параметра гидромагнитного взаимодействия (числа Стюарта S) на наклон ударной волны: а - интероферограмма потока при В=1,9 Tл и S~ 0.03; б - Угол наклона головной ударной волны как функция от S (Сравнение результатов численных и экспериментальных исследований); в - Распределение давления в одном из поперечных сечений при S= 0.2;

положение головного скачка уплотнения, полученные численно в диапазоне S= 0.0280.2.

На Рис. 16, б показано сопоставление данных экспериментов и расчетов по углу наклона головной ударной в зависимости от числа Стюарта в плоскости симметрии клина. Здесь показаны результаты численного моделирования (1), данные экспериментальных исследований с использованием разряда в качестве устройства внешней ионизации потока (2), (3), точка (4) - это данные эксперимента с использованием электронного пучка. Результаты согласуются между собой. Расхождение результатов по наклону ударной волны тем более существенно, чем дальше от плоскости симметрии клина располагается точка на ударной волне. Причины этого в пространственной форме области МГД-взаимодействия и влиянии концевых эффектов обтекания клина конечной ширины. Например, изобары давления, показанные на Рис. 16, получены при значении S=0.2. Можно видеть, что фронт ударной волны искривлен и размазан. Кривизна скачка увеличивается с ростом параметра магнитного взаимодействия и его наклон в плоскости симметрии (Рис. 16,г).

Таким образом, в главе 5:

1. Представлены проведенные впервые расчеты пространственного гиперзвукового МГД - течения. Численное моделирование выполнено для клина конечной ширины. Пространственные уравнения Эйлера, дополненные обобщенным законом Ома и химическими уравнениями кинетики, были использованы для решения сформулированной задачи.

Кинетическая схема определялась процессами, имеющими место в гиперзвуковом потоке воздуха, проходящем через электронный пучок.

2. Задачи трехмерного обтекания тел сверхзвуковым потоком газа в электромагнитном поле предъявляет ряд требований к математической постановке и методу решения. Показано, что предложенный метод расчета газовой динамики (конечных объемов), обладает простотой в численной реализации и может быть применен к расчету реагирующих МГД- течений.

3. Проведено моделирование области ионизации - электронного пучка.

Результаты расчета показали, что рост температуры в электронном пучке незначителен, так как толщина пучка мала и набегающий поток разрежен.

Имеет место холодная плазма, которая нагревается за счет торможения потока по мере движения над клином. Химические процессы не вносят какого-либо вклада в изменение волновой структуры течения.

Наклон головного скачка над клином фактически, определяется действием электромагнитных сил.

5. Проведено численное определение трехмерного распределения электрического поля.

6. Впервые получена картина течения, позволяющая видеть влияние токов Холла. Влияние токов Холла проявилось, прежде всего, в спрямлении линий плотности тока. Возникающие при движении заряженного газа в магнитном поле силы Лоренца и токи Холла приводят к несимметрии потока вблизи поверхности клина и образованию вихрей.

7. В работе исследовано влияние параметра магнитного взаимодействия на параметры потока и положение головной ударной волны. Показано, что положение головной ударной волны может быть изменено при значениях параметра магнитного взаимодействия S > 0.01. При этом, при значениях магнитной индукции B0.5Тл и при плотности потока, соответствующей высоте полета H 30 км, существенного МГД - влияния не наблюдается.

Основные выводы по работе:

1. Создан инструмент для численного решения пространственных задач аэродинамики с применением активно разрабатываемых расчетных моделей физической механики взаимодействия газовых потоков с плазменными образованиями во внешних электрических, магнитных и электромагнитных полях.

2. Применение модифицированного метода конечных объемов для моделирования истечения плазменной противопоточной струи в широком диапазоне параметров, определяющих задачу, позволило провести численные исследования и детально описать структуры режимов.

Показано, что в сверхзвуковом потоке при числах Маха 2существуют два стабильных режима истечения плазменной струи:

короткого проникновения (SPM) и длинного проникновения (LPM).

Режимы длинного проникновения численно получены впервые.

Учет физико-химических процессов показал, что проникающая способность противопоточной химически активной струи выше аналогичной нагретой струи совершенного газа.

Впервые численно определено влияние произвольно ориентированной плазменной струи на суммарные и локальные аэродинамические характеристики обтекаемого тела.

3. Исследованы газодинамические особенности, формирующиеся в сверхзвуковом потоке при различных режимах ввода энергии в поток.

В отличие от ранее проведенных исследований проведено исследование газодинамической структуры сверхзвукового течения и обтекания тел в зависимости от низкоскоростных (тепловых) механизмов лазерного энерговыделения. Показано, что при одной и той же мощности источника, но различном поведении коэффициента поглощения, влияние на структуру ударных волн может быть различным.

4. Представлены результаты численного моделирования задач, интересных с точки зрения применения энергоподвода для модификации сверх- или гиперзвукового потока:

Влияние подвода энергии на суммарные аэродинамические характеристики;

Воздействие энергоподвода на поток перед воздухозаборником;

Численное моделирование указанных задач в трехмерной постановке проведено впервые (1997-1998гг.).

5. Впервые проведены расчеты пространственного гиперзвукового МГД - течения (2000г).

Результаты моделирования области внешней ионизации - электронного пучка показали, что рост температуры в электронном пучке незначителен, имеет место холодная плазма, которая нагревается за счет торможения потока по мере движения над клином. Химические процессы не вносят какого-либо вклада в изменение волновой структуры течения. Наклон головного скачка над клином, фактически, определяется действием электромагнитных сил.

Проведено численное определение трехмерного распределения электрического поля.

Впервые получена картина течения, позволяющая видеть влияние токов Холла. Возникающие при движении заряженного газа в магнитном поле силы Лоренца и токи Холла приводят к несимметрии потока вблизи поверхности клина и образованию вихрей.

Основные публикации по теме диссертации:

1. Коротаева Т.А., Шашкин А.П. О построении сложной поверхности на множестве опорных точек// Моделирование в механике. Сб. ИТПМ т.6, №2 1992.

2. Гринберг Э.И., Киселев В.Я., Коротаева Т.А., Маслов А.А., Сапожников Г.А., Фомин В.М., Шашкин А.П. Разрушение твэлов ЯЭУ и оценка их аэродинамических характеристик // Теплофизика и аэромеханика Из-во СО РАН, Новосибирск, т.2, №1, 1995. - C. 1-8.

3. Киселев В.Я., Корнилов В.И., Коротаева Т.А., Маслов А.А., Шашкин А.П. Определение аэродинамических характеристик тел при полете в плотных слоях атмосферы с гиперзвуковой скоростью// Теплофизика и аэромеханика Из-во СО РАН, Новосибирск, т.2,№1, 1995. C.9-14.

4. Коротаева Т.А., Рахимов Р.Д., Шашкин А.П. О построении расчетной сетки в применении к исследованию сверхзвукового обтекания пространственных тел// Теплофизика и аэромеханика Из-во СО РАН, Новосибирск, т.3,№3, 1996. C. 227-237.

5. Vetlutsky V.N., Korotaeva T.A., Shashkin A.P. Force and heat loads on a pointed body in the wake of local energy source// ICMAR-98 2.09-6.09, Proc.,Part II, Novosibirsk, 29.06-3.07, 1998. P. 268-271.

6. Коротаева Т.А., Фомин В.М., Шашкин А.П. Пространственное сверхзвуковое обтекание заостренного тела при подводе энергии перед ним// Прикладная математика и техническая физика Из-во СО РАН, Новосибирск, №5, 1998. C. 116-121.

7. Malmuth N.D., Fomin V.M., Maslov A.A., Fomichev V.P., Korotaeva T.A., Shashkin A.P., Shiplyuk A.N., Pozdnyakov G.A. Influence of a Counterflow Plasma Jet on Supersonic Blunt Body Pressures// AIAA Paper, 994883, 1999. Ц6 P.

8. Коротаева Т.А., Шашкин А.П. Моделирование течения за локальным энергоисточником в сверхзвуковом потоке слабонедорасширенной струей// Теплофизика и аэромеханика. - 1999. - №3, C. 321-329.

9. Коротаева Т.А., Фомин В.М., Шашкин А.П. Анализ воздействия локального энергоисточника на сверхзвуковое обтекание эллиптического конуса// ПМТФ. - 1999. Цт.40, -№5. C. 26-10. Фомин В.М., Малмус Н.Д., Маслов А.А., Коротаева Т.А., Шашкин А.П., Чиркашенко В.Ф., Юдинцев Ю.Н. Численное исследование влияния встречной набегающему сверхзвуковому потоку холодной струи на суммарные аэродинамические характеристики затупленного тела// ДАН, т.374, № 1, 2000. C. 55-57.

11. Фомин В.М., Маслов А.А., Шашкин А.П., Коротаева Т.А., Малмус Н.Д. Режимы обтекания, формируемые противоточной струей в сверхзвуковом потоке// ПМТФ, Т.42, №5, 2001. C. 27-12. Malmuth N.D.,Fomin V.M., Maslov A.A., Fomichev V.P., Korotaeva T.A., Shashkin A.P., Shiplyuk A.N., Pozdnyakov G.A. Influence of a Counterflow Plasma Jet on Supersonic Blunt-Body Pressures// AIAA Jornal, Vol.40, No 6, 2002, P. 1170-1177.

13. Fomin V.M., Maslov A.A., Korotaeva T.A., Shashkin A.P. Numerical simulation of a supersonic spatial nonuniform flow// CFD Journal Special Issue, Vol.12, N2, 2003. P. 367-382.

14. Fomin V.M.,Fomichev V.P.,Golovnov I.A., Pozdnyakov G.A. Pravdin S.S., Korotaeva Т.А., Shashkin A.P., Yakovlev V.I. Study of MHD-interaction in hypersonic streams// AIAA 2004-1193, 2004 P. 7776-7784.

15. Еремкин А.В., Коротаева Т.А., Маслов А.А., Фомин В.М., Шашкин А.П. Использование метода конечных объемов для численного моделирования гиперзвукового магнитогазодинамического течения.// Вычислительные технологии, Том 11, часть 1, специальный выпуск, 2006. С.

63-73.

16. Коротаева Т.А., Фомин В.М., Яковлев В.И. Режимы лазерного энергоподвода в газовый поток.// Вестник НГУ. Серия: Физика. 2007. Том 2, вып. 1, 2007. С. 19-34.

17. V.M. Fomin, V.P. Fomichev, T.A. Korotaeva, A.A. Maslov, A.A. Pavlov, Al.A. Pavlov, S.S. Pravdin, A.P. Shashkin, V.I. Yakovlev, N.D. Malmuth, P.

Smereczniak, J. S. Silkey. Initiation of nonequilibrium conductivity of a hypersonic flow and MHD-interaction. // AIAA 2007-1376, 45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, Nevada, 2007, 11P.

18. V. Potapkin, T.A. Korotaeava, D. Yu. Moskvichev, A. P. Shashkin, А.А.

Maslov, J.S. Silkey, F.W. Roos An advanced approach for far-field sonic boom prediction// AIAA Paper 2009-1056, 47th AIAA Aerospace Sciences Meeting The New Horizons Forum and Aerospace Exposition, 05 - 08 January 2009, Orlando, Florida, 9p.

19. Т.А. Коротаева, А.А. Маслов, А.П. Шашкин. Режимы обтекания тела с противопоточной высокоэнтальпийной струей//Сб. л Успехи механики сплошных сред , Владивосток, Дальнаука, 2009, 368-385.

20. Т.А. Коротаева, В.П. Фомичев, А.П. Шашкин, М.А. Ядренкин Исследование МГД - взаимодействия в сверхзвуковом потоке воздуха при М = 8// ЖТФ, Т. 81, №. 3, 2011, С. 10-17.

21. T. A. Korotaeva and A. P. Shashkin The effect of arbitrarily oriented hot jet on supersonic flow past a blunt body// Technical Physics Letters, 2012, Vol.

38, N 6, 548-551.

Авторефераты по всем темам >> Авторефераты по разным специальностям

Blog

УПРАВЛЕНИЕ ВЫСОКОСКОРОСТНЫМИ ПОТОКАМИ ГАЗА С ПОМОЩЬЮ ПЛАЗМЕННЫХ ОБРАЗОВАНИЙ И ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫХ ПОЛЕЙ