Е. А. Шуряшкина, И. В. Егоров
Московский физико-технический институт
Центральный аэрогидродинамический институт
Работа посвящена численному моделированию сверхзвукового обтекания ЛА с трактом двигательной установки. Задача решалась на основе осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса с использованием q–w модели турбулентности. Расчет проводился отдельно для каждого блока, а обмен информацией между блоками осуществлялся методом глобальных итераций вплоть до установления решения.
При исследовании течений на режимах, близких к запиранию тракта двигателя, на входе во внутреннюю область образуется большая отрывная зона с развитой турбулентностью. При этом течение газа в тракте сильно влияет на внешнюю область, что обуславливает невозможность решения задачи отдельно в рамках каждого блока.
Для решения этой проблемы применялся комплекс программ численного моделирования вязких сверхзвуковых течений на основе полных уравнений Навье-Стокса. На примере рассмотренной задачи проведены расчетные исследования для двух режимов, отличающихся значением угла атаки, а так же сравнение полученных данных по общей картине поля течения и по локальным аэродинамическим характеристикам с экспериментом.
Удовлетворительное согласование экспериментальных и расчетных данных показывает, что разработанный алгоритм вполне адекватно отражает физические особенности поля течения.
На рис. 1 изображено распределение давления на поверхности летательного аппарата и в тракте двигательной установки. Это экспериментальные данные.
На рис. 2 показаны результаты сравнения расчетных и экспериментальных данных по распределению давления вдоль поверхности ЛА, включая тракт двигательной установки. Первая кривая соответствует расчетным данным, в которых не учитывалось взаимодействие между блоками, вторая кривая – с учетом нескольких глобальных итераций (взаимодействие между блоками). Для сравнения приведены также экспериментальные данные.
