Аэродинамика и тепломассообмен летательных аппаратов и технологических устройствНИР

Aerodynamics and heat and mass transfer of aircraft and technological devices.

Источник финансирования НИР

госбюджет, раздел 0110 (для тем по госзаданию)

Этапы НИР

# Сроки Название
1 1 января 2016 г.-31 декабря 2016 г. Аэродинамика и тепломассообмен летательных аппаратов и технологических устройств
Результаты этапа: Установлено, что критерии существования вихревых особенностей Ферри, установленные ранее в рамках модели идеального газа при наличии в ударном слое контактных разрывов, порожденных точками ветвления маховской конфигурации ударных волн, остаются справедливыми и в случае реализации контактных разрывов с необходимыми свойствами, образованных λ-конфигурацией ударных волн, сопровождающей отрыв турбулентного пограничного слоя под действием внутренней ударной волны в сжатом слое. Проведено экспериментальное и численное исследование фундаментальных проблем термогазодинамики, связанных с выявлением механизмов переноса импульса и энергии в пристенных до- и сверхзвуковых газовых течениях при комплексном воздействии различных факторов. Исследованы пути повышения эффективности энергоустановок и теплообменного оборудования при использовании транспирационных процессов и сверхскоростных распределительных механизмов. Получен ряд новых результатов по влиянию внешних воздействий на диссипативные эффекты в сверхзвуковом пограничном слое. Разработана, изготовлена и подготовлена модель нетрадиционной конструктивной схемы (с отделяющимся дном) донного теплового генератора (ДТГ) для экспериментальных исследований; проведены тестовые стендовые испытания и при числе Маха М1=3; – разработана комбинированная конструктивная схема донного теплового газогенератора (ДТГГ), у которого часть поверхности вблизи донного среза содержит тепловыделяющий элемент (безгазовый пиротехнический состав (ПС) с Тгор ~ 3500°С), а в донной части расположен газогенератор для вдува продуктов сгорания гетерогенного ПС на основе магния (в стадии изготовления); - установлено, что при вдуве пылевой плазмы в донную область и наличии отделяющегося дна (плоская металлическая пластина) наблюдается увеличение донного давления в 4,1 раза по сравнению со статическим давлением, т.е. реализуется донная тяга.
2 1 января 2017 г.-31 декабря 2017 г. Аэродинамика и тепломассообмен летательных аппаратов и технологических устройств
Результаты этапа: Проведено численное исследование структуры течения около V-образных крыльев с центральным телом (конус) в рамках модели идеального газа при числах Маха 3 и 6 на режимах с ударной волной, присоединенной к передним кромкам. Определены величины угла конуса, когда в ударном слое при симметричном обтекании тела возникают невязкие вихревые структуры. Установлено, что их возникновение и существование хорошо согласуются с полученными ранее критериями. Разработана методика многомерного моделирования течений с проницаемыми границами. Проведены экспериментальные исследования по влиянию расходного воздействия (отсоса) возникающего при обтекании потоком сжимаемого газа проницаемой поверхности на ее термические характеристики. Показано, что при постоянном числе Маха М=1 набегающего потока, в зависимости от начального давления в форкамере температура проницаемой поверхности может быть как больше так и меньше начальной величины. Выполнены исследование влияния состава теплоносителей, их теплофизических свойств и наличия второй фазы на эффективность процессов переноса теплоты и импульса в теплообменном оборудовании. Представлена методика расчета теплофизических свойств газов и жидкостей, методология выбора теплоносителей для перспективных энергетических систем и специфика использования смесевых теплоагентов. Проведен численный эксперимент по исследованию влияния плоской конфузорно-диффузорной геометрии канала на тепло-гидравлические характеристики элементов перспективного энергетического оборудования. При числе Маха М1 = 3 проведены экспериментальные исследования нетрадиционных конструктивных схем донных тепловых генераторов (ДТГ) с отделяющимся параболическим дном, оснащенных образцами оксидно-металлического порошкового композита на основе окиси ниобия,имеющего температуру горения порядка 8000 0С. Показано, что величина статического давления на момент отделения дна составила 0.19 кг/см², величина максимального превышения донного давления над статическим составила 0.008 кг/см², что соответствует ~ 4.7%. Отделяющееся дно, находясь в донной области, отражает поток газа из фокуса параболоида на дно тела вращения, увеличивая тем самым донное давление, которое больше статического, т.е. создается донная тяга. При развороте фокуса параболоида от оси симметрии тела вращения и выхода отбрасываемого дна из донной области тела вращения донное давление становится меньше статического. Наблюдается пульсирующая донная тяга.
3 1 января 2018 г.-31 декабря 2018 г. Аэродинамика и тепломассообмен летательных аппаратов и технологических устройств
Результаты этапа: Выполнено численное исследование аэродинамического качества компоновки, состоящей из V-образного крыла и центрального тела в виде кругового конуса при числе М=6. Верхняя поверхность тела направлена по потоку. В качестве изопериметрических условий задаются объем компоновки и коэффициент подъемной силы. Установлена существенная зависимость геометрии тела от коэффициента подъемной силы. Компоновка с ростом коэффициента подъемной силы может содержать центральное тело и иметь угол раскрытия V-образного крыла "гамма">Пи, быть плоским треугольным крылом и V-образным крылом с "гамма"<Пи. Поставлена и решена задача о форме волнолета с симметричным плоским донным срезом, имеющего максимальное аэродинамическое качество, построенного на плоской ударной волне и имеющего плоскость симметрии, при двух изопериметрических условиях: заданы удельный объем волнолета и коэффициент подъемной силы. Выполнено экспериментальное исследование взаимодействия падающей ударной волны с пограничным слоем на плоской адиабатной поверхности. Число Маха М=2.25, режим течения – турбулентный (Rex>20*10^6). В качестве генератора ударной волны использовалось ребро, установленное на противоположной от модели стенки. Коэффициент теплоотдачи определялся одновременно с коэффициентом восстановления температуры решением уравнения теплопроводности в полубесконечном теле для измеренного в процессе эксперимента темпа охлаждения стенки до выхода на равновесный тепловой режим. Зафиксировано существование локального максимума адиабатной температуры стенки в области падения ударной волны. В области присоединения пограничного слоя наблюдался резкий рост коэффициента теплоотдачи. В рамках исследования течений в каналах с конфузорно-диффузорной геометрией исследован процесс ламинаризации турбулентного течения с теплоподводом в плоском конфузоре с постоянным углом сужения. Показано влияние отрицательного продольного градиента давления на характеристики течения и теплообмена. Проведено сравнение результатов расчета с экспериментальными данными по теплообмену. Определена величина параметра ускорения, при котором в канале происходит полная ламинаризация течения. Исследованы свойства, способ получения и применение термитной пылевой плазмы, полученной при горении оксидно-металлического порошкового композита на основе окиси вольфрама. Показано, что при определенных условиях, когда амплитуда поперечных колебаний плазменной струи достигает критических значений головная часть струи может отделиться и просуществовать некоторое время в виде свободно летящего плазмоида, температура которого может достигать 15000ºС. Предложено использовать образование плазмоидов для высокотемпературного тепломассоподвода в донную область тела вращения. Разработаны различные конструктивные схемы донных тепловых газогенераторов (ДТГ) с оксидно-металлическим порошковым композитом. Показано, что при числе Маха М1 = 3 для модели ДТГ, позволяющей увеличить время существования плазмоида в донной области до 1.2с, величина донного давления достигает 91.2 % от статического давления в потоке. Для модели ДТГ с кольцевым зазором, через который тангенциально потоку выбрасывается пылевая плазма в сторону зоны рециркуляции, донное давление в этом случае значительно увеличивается и фиксируется донная тяга. При этом образующаяся пылевая плазма занимает все донное пространство, выходя из области, ограниченной линиями стекания, что приводит к реализации течения, когда зона отрыва объединяется с зоной рециркуляции в донной области. Установлено, что при вдуве термитной пылевой плазмы в донную область тела вращения и наличии магнитного поля величина донного давления увеличивается практически до статического. Показано, что для дальнейших исследований конструктивная модель ДТГ с магнитами-кольцами, установленными на торце, применима как более эффективная.
4 1 января 2019 г.-31 декабря 2019 г. Аэродинамика и тепломассообмен летательных аппаратов и технологических устройств
Результаты этапа: Установлено, что результаты численных расчетов зарождения и развития вихревых структур невязкого происхождения в ударных слоях конических течений в рамках модели идеального газа хорошо согласуются с экспериментальными данными по оптической визуализации течений. Показана нецелесообразность применения методов расчета в рамках модели вязкого газа для исследования подобных течений в отсутствие отрыва пограничного слоя, поскольку усложнение математической модели не приводит к каким-либо уточнениям структуры течения. Показано, что при возникновении отрыва пограничного слоя на консолях крыла под действием ударных волн результаты расчетов с усложненной моделью качественно совпадают с экспериментальными данными. Установлено, что экстремаль в задаче о форме волнолета максимального аэродинамического качества не зависит от числа Рейнольдса, а только от параметра, характеризующего состояние пограничного слоя. Показано, что максимальное аэродинамическое качество достигается у волнолетов с отрицательным углом стреловидности донного среза. При ограничении величины теплового потока на передней кромке в составе экстремали могут существовать две дуги краевого экстремума. Подтверждено установленное ранее влияние масштаба волнолета на его аэродинамическое качество. Показано, что переход от оптимальной формы волнолета с боковыми шайбами, препятствующими стеканию газа с боковых кромок, к форме без боковых шайб происходит скачком. Проведено экспериментальное исследование параметров термогазодинамики в следе за обтекаемым ребром в сверхзвуковом потоке. Исследование проведено при числе Маха набегающего потока 2.25 и турбулентном режиме течения (число Рейнольдса, рассчитанное по длине пограничного слоя от критического сечения до среза сопла около 2.1*10^7). В результате проведения эксперимента получены значения распределения по длине модели статического давления, адиабатной температуры стенки и коэффициента теплоотдачи при обтекании гладкой стенки без вносимых возмущений в поток и при течении в следе за ребром. С помощью масло-сажевой визуализации было установлено, что длина области отрыва составляет около 1.5 высот ребра. По результатам зондовых исследований толщина пограничного слоя на срезе сопла составила около 6 мм. Исследование с помощью тепловизора показало, что при обтекании гладкой стенки разность между температурой торможения и адиабатной температурой стенки составляет около 17 градусов. При течении за ребром разность температур увеличивается и составляет: от 19 градусов при высоте ребра 2 мм до 28 градусов при высоте ребра 10 мм. Таким образом, установка ребра привела к повышению температурного напора между температурой торможения и адиабатной температурой стенки на величину до 60%. При течении сверхзвукового потока в следе за ребром также фиксируется увеличение коэффициента теплоотдачи. Замечено, что при высоте ребра приблизительно равном толщине пограничного слоя на срезе сопла – 6 мм – увеличение критерия Стэнтона по сравнению с обтеканием гладкой стенки было максимальным и достигало 50%. Проведенное численное исследование для трех вариантов входных устройств с неоднородным профилем скорости и мелкомасштабной турбулентностью на входе показало возможность достижения ламинаризации течения в трубе при числах Рейнольдса Re≥10000. Из трех рассмотренных вариантов входных устройств наиболее перспективным оказался вариант, экспериментально исследованный в [Kuhnen J. et all. Flow Turbulence Combust. 2018], с организацией двухзонного течения с замедленным потоком в центральной области трубы и ускоренным в пристеночной области. В этом варианте получено число Рейнольдса ламинаризации Re*=16000. Для варианта с ускоренным потоком в центральной области трубы и замедленным в пристеночной области получено меньшее число Re*=12000. Для варианта с параболическим профилем скорости на входе получено наименьшее из трех вариантов число Re*=10000. Показано, что дальнейшее повышение числа Рейнольдса ламинаризации может быть получено при уменьшении интенсивности и масштаба турбулентности на входе. Полученные результаты численного исследования показали, что независимое формирование в начальном сечении профиля скорости и характеристик турбулентности открывает большие возможности для решения как практических, так и исследовательских задач. Однако использование этих возможностей для ламинаризации потоков при числах Рейнольдса Re≥10000 необходимо разработать достаточно простые и технологичные способы формирования потоков с заданным профилем средней скорости и низким уровнем пульсаций скорости с малым масштабом турбулентности.
5 1 января 2020 г.-31 декабря 2020 г. Аэродинамика и тепломассообмен летательных аппаратов и технологических устройств
Результаты этапа: Получены экспериментальные данные об аэродинамических характеристиках серии циклически-симметричных пространственных тел со звездообразным поперечным сечением при их несимметричном обтекании гиперзвуковым потоком при числе Маха М=6. В рамках модели идеального газа разработаны численные коды несимметричного обтекания пространственных тел со звездообразным поперечным сечением на режимах со сверх – и дозвуковыми передними кромками. Проведено сопоставление величин коэффициентов аэродинамических сил, полученных экспериментально, и расчетных, определенных с использованием разработанной модели расчета нагрузок с учетом толщины вытеснения пограничного слоя,показавшее их удовлетворительное соответствие. Получены экспериментальные данные по параметрам аэротермодинамики при обтекании стенки сверхзвуковым воздушно-капельным потоком. Исследование проведено на сверхзвуковой аэродинамической установке АР-2, при числах Маха набегающего потока 2.5 и 3.0 и турбулентном режиме течения. Воздушно-капельный поток состоял из смеси сухого воздуха и мелкодисперсных водных капель (средний диаметр по Заутеру 110 мкм). Наибольшего снижения температуры поверхности модели удалось добиться на режиме М=2.5 при наличии генератора скачка уплотнения перед пластиной. В этом случае на поверхности пластины происходило выпадение осадка в виде льда, что приводило к снижению температуры поверхности на 10-13 С по сравнению со случаем обтекания пластины однофазным потоком. С использованием трехпараметрической дифференциальной модели турбулентности проведен расчет течений, для которых получены экспериментальные данные по реламинаризации турбулентного течения в трубе [Kühnen J. et al. Flow, Turbulence and Comb, 2018]. Получено удовлетворительное согласие результатов расчета с экспериментальными данными по профилям скорости, интенсивности турбулентности и числам Рейнольдса реламинаризации, что свидетельствует об адекватности используемой в расчетах модели турбулентности. Течение в трубе представляет собой два спутных потока с соотношением скоростей пристеночного и центрального потока U1/U2=1.67. Числа Рейнольдса в эксперименте и расчете Re=3800 и Re=4500. Полученные результаты расчета подтвердили возможность реламинаризации течения с замедленным потоком в центральной области трубы и ускоренным в пристеночной области.
6 1 января 2021 г.-31 декабря 2021 г. Аэродинамика и тепломассообмен летательных аппаратов и технологических устройств
Результаты этапа:
7 1 января 2022 г.-31 декабря 2022 г. Аэродинамика и тепломассообмен летательных аппаратов и технологических устройств
Результаты этапа:
8 1 января 2023 г.-31 декабря 2023 г. Аэродинамика и тепломассообмен летательных аппаратов и технологических устройств
Результаты этапа:

Прикрепленные к НИР результаты

Для прикрепления результата сначала выберете тип результата (статьи, книги, ...). После чего введите несколько символов в поле поиска прикрепляемого результата, затем выберете один из предложенных и нажмите кнопку "Добавить".