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 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.
2 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.
3 1 января 2021 г.-31 декабря 2021 г. Аэродинамика и тепломассообмен летательных аппаратов и технологических устройств
Результаты этапа: Проведены экспериментальные и численные исследования структуры течения около ромбовидных крыльев при сверхзвуковом обтекании с углами атаки и скольжения в рамках моделей идеального и вязкого газа. При малых углах скольжения происходит срыв потока при перетекании с наветренной консоли крыла и образование вихря за точкой излома поперечного контура крыла (центральная хорда). Сопоставление экспериментальных данных с результатами расчетов для моделей вязкого и идеального газа показали, что для режима обтекания ромбовидных крыльев со срывным вихрем в ударном слое можно использовать более простой метод, построенный в рамках уравнений Эйлера. При увеличении угла скольжения, когда в окрестности центральной хорды реализуется течение с центрированной волной разрежения, в рамках модели идеального газа вниз по потоку на некотором удалении от неё реализуются режимы либо с вихрем и ударной волной перед ним, либо с единственной вихревой особенностью Ферри. Экспериментальные исследования структуры течения ударного слоя около ромбовидных крыльев, проведенные при числе Маха М=3 с применением различных методик, показали, что при реальном обтекании в ударном слое не реализуются невязкие вихревые структуры типа смещенный вихрь или вихревая особенность Ферри, обнаруженные ранее в численных исследованиях в рамках модели идеального газа. Установлено, что при обтекании ромбовидного крыла с центрированной волной разрежения в окрестности центральной хорды на подветренной консоли реализуются режимы с отрывом пограничного слоя. Образующиеся линии стекания и растекания ограничивают коническую область отрыва (возвратного течения), передняя граница которой - линия отрыва (стекания) либо совпадает с линией излома контура крыла, либо располагается на некотором удалении от неё. В рамках уравнений Навье - Стокса разработаны численные коды для расчета сверхзвукового несимметричного обтекания ромбовидных крыльев. Расчеты, проведенные для чисел Маха М=3 и Рейнольдса Re ≈ 1.3*10^7, показали, что с учетом вязкости численное решение хорошо согласуется с экспериментальными данными по распределению давления по поверхности крыла, положению и размерам области отрывного течения. Проведена серия экспериментальных исследований влияния генерации скачка уплотнения в сверхзвуковом газокапельном потоке на адиабатную температуру обтекаемой поверхности. Числа Маха набегающего потока составляли 2.0 и 2.9. Число Рейнольдса - не менее 20 миллионов на срезе сопла, что свидетельствует о турбулентном режиме течения. Отработана конструкция экспериментальной модели, установленной вдоль направления потока в центральной части канала аэродинамической установки. Газокапельный поток формировался батареей центробежных форсунок, установленных в форкамере установки. Клин - генератор скачка уплотнения - располагался перед моделью с целью аэродинамического фокусирования потока капель в направлении формирующегося на модели пограничного слоя. Относительный расход воды варьировался количеством задействованных форсунок (от 1 до 5 шт.) и перепадом давления на них (от 300 до 700 кПа). Кроме того, с целью уменьшения размера капель в форкамере после форсунок устанавливалась металлическая сетка с размером ячейки 25 мкм. При увеличении относительного расхода выше 0.2% наблюдалось выпадение льда на боковую и нижнюю поверхности рабочего канала. Температура льда на 15-20 С ниже температуры стенки. Обнаружены режимы интенсификации выпадения льда на модель и боковые стенки канала при наличии генератора скачка уплотнения. Наиболее сильное влияние наблюдается при фиксированном угле клина-генератора и снижении числа Маха набегающего потока. Положительного влияния устанавливаемой в форкамере металлической сетки на эффективность охлаждения модели на данном этапе не выявлено. С использованием трехпараметрической дифференциальной RANS-модели турбулентности разработана методика численного исследования в приближении узкого канала задач течения и теплообмена в плоских и круглых каналах переменного сечения. Представлено описание вычислительной методики, приведены основные уравнения, характеризующие течение в каналах, а также уравнения и константы используемой авторами модели турбулентности. Описаны основные результаты численного моделирования с использованием предложенной методики, одной из целей проведения которых стало обоснование возможности использования приближения узкого канала для решения следующих классов задач: смешанной конвекции в вертикальных трубах; влияния вдува и отсоса на течение в трубе; ламинаризации потока при течении в конфузоре и трубе с нагреваемыми стенками; интенсификации теплообмена при течении в диффузорах. С помощью предложенной методики проведены расчеты противоточных теплообменных аппаратов с диффузорными каналами различной конфигурации.
4 1 января 2022 г.-31 декабря 2022 г. Аэродинамика и тепломассообмен летательных аппаратов и технологических устройств
Результаты этапа: Проведены исследования структуры течения в ударном слое около ромбовидного крыла с углами раскрытия 240° и при вершине 45° при его несимметричном обтекании с числом Маха М=3 на режимах со сверхзвуковыми и дозвуковыми передними кромками. В рамках модели идеального газа разработаны численные коды для расчета обтекания ромбовидного крыла конечной толщины под углами атаки и скольжения, позволяющие учитывать влияние нижней V-образной поверхности крыла на режимах с дозвуковой передней кромкой. Установлено, что обтекание нижней поверхности с отсоединенной ударной волной на правой кромке крыла (дозвуковая кромка) не оказывает существенного влияния на структуру течения на верхней поверхности правой консоли крыла, которое проявляется лишь в незначительном ускорении (2-3°) смены режимов с ростом угла скольжения, обнаруженных ранее в расчетах для бесконечно тонкого ромбовидного крыла. Опираясь на полученный результат, были проведены эксперименты с использованием различных методик, в которых было установлено, что в реальном течении режимы с невязкой вихревой структурой в ударном слое над подветренной консолью ромбовидного крыла (единственной вихревой особенностью Ферри) не существуют, а реализуются режимы с отрывом пограничного слоя. Проведены экспериментальные исследования течения газо-капельного потока в сверхзвуковой аэродинамической установке непрерывного действия. Начальная концентрация дисперсной (жидкой) фазы в потоке и начальное распределение размеров капель варьировалось изменением количества форсунок и перепада давления на них. При исследовании распределения капель по размерам в сверхзвуковом потоке впервые использовался теневой лазерный метод SSP (shadow photography). Подтверждены результаты ранее проведенных исследований о малом влиянии впрыска капель в поток на адиабатную температуру стенки модели в отсутствии генератора скачка уплотнения. В этом случае удавалось добиться охлаждения только передней кромки модели. При установке клина-генератора скачка уплотнения перед моделью значительное снижение температуры всей поверхности модельной пластины достигалось только на режимах с числом Маха набегающего потока равном 2.0 и 2.5. При больших числах Маха (2.7 и 3.0) снижение адиабатной температуры стенки было более выражено, чем в отсутствии генератора скачка уплотнения, но также охватывало только переднюю кромку модели. При исследовании распределения капель по размерам в сверхзвуковом потоке было получено нормальное распределение капель с характерным средним диаметром по Заутеру порядка 20 мкм. При этом данный размер капель практически не зависел от перепада давления на форсунке в исследуемом широком диапазоне от 200 до 1200 кПа. Данный результат позволяет предположить, что зафиксированное при меньших числах Маха набегающего потока снижение адиабатной температуры стенки модели является результатом аэродинамической фокусировки капель вдоль фронта скачка уплотнения за генератором. Выполнено численное моделирование течения и теплообмена в теплообменных аппаратах с диффузорными каналами различной конфигурации с малыми углами раскрытия. Рассмотрена возможность использования диффузорных каналов в пластинчатых и круглых «труба в трубе» теплообменниках. Показано, что число Нуссельта и коэффициент теплоотдачи практически на всей длине в теплообменнике с диффузорными каналами превосходят соответствующие величины для теплообменника с каналами постоянного сечения. Полученные в расчетах величины интенсивности турбулентности и напряжения сдвига существенно возрастают в диффузоре, что приводит к интенсификации теплообмена в теплообменнике с диффузорными каналами. Показано, что в теплообменниках с диффузорными каналами за счет интенсификации теплообмена мощность теплопередачи от горячего теплоносителя к холодному существенно возрастает по сравнению с теплообменниками с каналами постоянного сечения. Следствием этого является увеличение разности температур в горячем потоке на входе и выходе из теплообменника с диффузорными каналами по сравнению с теплообменником с каналами постоянного сечения. Рассмотрено влияние отвода тепла на характеристики сжимаемого потока. Проведены предельные оценки повышения давления торможения при наличии только теплового воздействия. Показано, что существует конечный предел повышения давления торможения в дозвуковом потоке при отводе тепла ≈1.28. Проанализировано влияние различных факторов на коэффициент аналогии Рейнольдса. Показано, что использование конвективного охлаждения в градиентных потоках нецелесообразно с точки зрения повышения давления торможения. Приведён обзор работ по использованию испарительного охлаждения для повышения давления торможения. На базе одномерной модели аэротермопрессора продемонстрирована возможность использования испарительного охлаждения в высокоскоростных потоках. Показано, что в сверхзвуковом потоке при ненулевой начальной скорости капель возможно получить повышение давления торможения (по сравнению с начальным). Кроме того, в рамках рассмотренной модели, предельное повышение давления торможения при течении в сверхзвуковом АТП составило ≈1.25.
5 1 января 2023 г.-31 декабря 2023 г. Аэродинамика и тепломассообмен летательных аппаратов и технологических устройств
Результаты этапа: Проведены комплексные экспериментальное и численное исследования сверхзвукового обтекания при числе маха М=3 компоновки полуконус на пластине, при которой вершина полуконуса совпадает с прямой сверхзвуковой передней кромкой пластины. С применением различных экспериментальных методов, в том числе специального оптического метода для визуализации сверхзвуковых конических течений, установлено, что при взаимодействии головной конической волны с турбулентным пограничным слоем на пластине образующаяся зона отрыва целиком располагается на пластине. Тем самым показана, по крайней мере, для диапазона умеренных чисел Маха, ошибочность принятой в литературе схемы, в которой присоединение потока происходит на поверхности конуса. Подобное же расположение области отрыва сохраняется и при обтекании пластины с полуконусом под углом атаки, когда отрыв пограничного слоя возникает при взаимодействии с внутренней ударной волной, исходящей из тройной точки на головной конической ударной волне, образующейся при её взаимодействии с плоской ударной волной, присоединенной к передней кромке пластины. Показано существенное влияние на структуру течения в ударном слое около поверхности полуконуса интенсивности контактных разрывов, исходящих из тройных точек либо лямбда-конфигурации ударных волн, сопутствующей области отрыва на пластине, либо на головной ударной волне, возникающих при обтекании компоновки без или с углом атаки. Установлено, что при достижении пороговых значений критериев, которыми являются интенсивность контактных разрывов, порождаемых точками ветвления ударных волн, и число Маха компоненты скорости невозмущенного потока, нормальной к коническому лучу, проходящему через соответствующую точку ветвления, в ударном слое около полуконуса возникают вихревые структуры невязкого происхождения – вихревые особенности Ферри. На основе моделей невязкого и вязкого газа разработаны методы расчета течения в коническом приближении. Проведено сопоставление данных эксперимента с результатами численного моделирования. Сравнение с результатами расчетов, проведенных с помощью разработанных численных кодов для модели вязкого газа, указывают на возможность их применения во всей области возмущенного течения при численном моделировании обтекания компоновки полуконус на пластине. Сопоставление же с результатами расчета для модели невязкого газа указывает на возможность использования более простых численных кодов для моделирования течения в ударном слое около полуконуса при локальном влиянии на течение отрывной зоны на пластине. Проведен цикл экспериментальных исследований течения двухфазного газо-капельного потока через плоское сверхзвуковое сопло. Получена серия термограмм с темпом охлаждения пластины, обтекаемой сверхзвуковым воздушным и воздушно-капельным потоками. Обнаружены режимы интенсификации образования ледяных наростов на обтекаемой стенке со снижением температуры до 15 С по сравнению с однофазным потоком при наличии генератора скачка уплотнения перед пластиной и снижении числа Маха набегающего потока. Получены распределения векторов скорости несущего воздушного потока в расширяющейся части сопла. Исследование проведено с помощью системы двумерной двухкомпонентной анемометрии по изображениям частиц 2D2C-PIV. Для реализации метода PIV подсветка лазерным ножом осуществлялась через иллюминатор, расположенный за соплом ниже по течению потока. Лазерный луч при этом отражался от оптического зеркала, установленного в сверхзвуковом потоке под углом 45 градусов к направлению потока. Получены поля продольной и поперечной компонент скорости в расширяющейся части сверхзвукового сопла. При снижении давления торможения в форкамере визуализирован режим с косым уплотнения в канале. Показаны ограничения на чувствительность используемой методики PIV в области сильного градиента давления в скачке уплотнения. Получена серия снимков мгновенного состояния воздушно-капельного потока в области критического сечения и в расширяющейся части сопла. Начальная концентрация дисперсной (жидкой) фазы в потоке и начальное распределение размеров капель варьировались изменением перепада давления на форсунке. При исследовании динамики дробления капель в критическом сечении сопла использовался теневой лазерный метод SSP (shadow photography). Методом SSP получено логнормальное распределение капель по размерам с характерным средним диаметром по Заутеру порядка 18-20 мкм на срезе сопла. При этом средний диаметр капель и распределение по размерам практически не зависели от перепада давления на форсунке в исследуемом широком диапазоне от 250 до 1100 кПа и изменении числа Маха в диапазоне от 1.9 до 3.2. С использованием трехпараметрической RANS-модели турбулентности, дополненной уравнением переноса для турбулентного потока тепла, проведено численное исследование течения и теплообмена в круглом и плоском диффузорах. Показано, что интенсификация теплообмена реализуется при небольшом росте коэффициента трения и значительном росте числа Нуссельта и фактора аналогии Рейнольдса, что характеризует принципиальное отличие рассмотренного способа интенсификации теплообмена от других известных способов, где увеличение теплоотдачи (числа Нуссельта) достигается ценой значительного роста гидравлических потерь.Проведено численное моделирование теплообмена в противоточных пластинчатых и круглых “труба в трубе” теплообменниках с диффузорными каналами с малыми углами расширения. Показано, что число Нуссельта и коэффициент теплоотдачи практически на всей длине в теплообменнике с диффузорными каналами превосходят соответствующие величины для теплообменника с каналами постоянного сечения. Полученные в расчетах величины интенсивности турбулентности и напряжения сдвига существенно возрастают в диффузоре, что приводит к интенсификации теплообмена в теплообменнике с диффузорными каналами. Показано, что в теплообменниках с диффузорными каналами за счет интенсификации теплообмена мощность теплопередачи от горячего теплоносителя к холодному существенно возрастает по сравнению с теплообменниками с каналами постоянного сечения. Следствием этого является увеличение разности температур в горячем потоке на входе и выходе из теплообменника с диффузорными каналами по сравнению с теплообменником с каналами постоянного сечения.Проведенные расчеты для газовых теплоносителей показали, что для пластинчатого теплообменника с диффузорными каналами число Нуссельта на большей части длины диффузора возрастает с ростом числа Прандтля Pr, а коэффициент трения при этом практически одинаков для всех чисел Прандтля. Показано, что относительная величина числа Нуссельта <Nu>/<Nu0> возрастает с ростом числа Прандтля теплоносителя в то время как коэффициент сопротивления <ξ>/<ξ0> в диапазоне чисел Прандтля 0.2<Pr<0.4 уменьшается, а далее возрастает. Фактор аналогии Рейнольдса <RAF> при этом в диапазоне чисел Прандтля 0.2<Pr<0.4 возрастает, а далее остается практически постоянным.
6 1 января 2024 г.-31 декабря 2024 г. Аэродинамика и тепломассообмен летательных аппаратов и технологических устройств
Результаты этапа:
7 1 января 2025 г.-31 декабря 2025 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".