Полубесконечное тонкое крыло с изломом передней кромки в гиперзвуковом потоке вязкого газа Выпускная квалификационная работа студента 561 гр. Ледовского А. В. Научный руководитель: д.ф.-м.н. Дудин Г.Н. Московский Физико-Технический Институт (Государственный Университет) Факультет Аэромеханики и Летательной Техники Кафедра Аэрогидромеханики 25 июня 2009 ФАЛТ МФТИ
23
Embed
Полубесконечное тонкое крыло с изломом передней кромки в гиперзвуковом потоке вязкого газа
Московский Физико-Технический Институт (Государственный Университет) Факультет Аэромеханики и Летательной Техники Кафедра Аэрогидромеханики. Полубесконечное тонкое крыло с изломом передней кромки в гиперзвуковом потоке вязкого газа. Выпускная квалификационная работа - PowerPoint PPT Presentation
Welcome message from author
This document is posted to help you gain knowledge. Please leave a comment to let me know what you think about it! Share it to your friends and learn new things together.
Преимущества: 1. Простота реализации2. Плавная сходимость решения3. Малые вычислительные затраты на каждой итерации
Недостатки: 1. Ограничения на максимальный шаг по времени2. Необходимость в большом числе итераций3. Полное время расчета существенно выше
Результаты расчетов
11
Сетка: 400x100. Шаги:
( )
2 20 0
*3/4 1/202
1
1V
w w
p u wτ
r η ηθ
æ ö æ ö¶ ¶÷ ÷ç ç÷ ÷= +ç ç÷ ÷ç ç÷ ÷ç ç¶ ¶è ø è ø-
1510
m m
m
p p
p
+--
<Условие сходимости:
0.02, 0.02, 0.0001dy dz dt= = =
( )
0*
3/4 1/202
1
1g
w
p gτ
r ηθ
¶=
¶-
( )* *
1/2 3/402
1
1
pp
rθ=
-
- напряжение трения
- тепловые потоки
- давление
3 3* 02 4 4(1 ) Δe eδ θ r= - - толщина вытеснения
Распределение напряжения трения
12
0 00Θ 135 , 15β= =
0 00Θ 105 , 45β= =
0 00Θ 45 , 15β= =
Pr 0.72, 1.4, 0.5, 1wγ g ω= = = =
Распределение давления и линии тока
13
0 00Θ 135 , 15β= =
0 00Θ 105 , 45β= =
0 00Θ 45 , 15β= =
Pr 0.72, 1.4, 0.5, 1wγ g ω= = = =
14
Влияние геометрии крылаPr 0.72, 1.4, 0.5, 1wγ g ω= = = =
Тепловые потоки Толщина вытеснения
15
Влияние угла скольжения
Напряжение трения
Трение уменьшается в 2 раза
00Θ 105 , Pr 0.72, 1.4, 0.5, 1wγ g ω= = = = =
Влияние угла скольжения
16
Давление Толщина вытеснения
00Θ 105 , Pr 0.72, 1.4, 0.5, 1wγ g ω= = = = =
Влияние температурного фактора
17
Напряжение трения Тепловые потоки
Положение областей повышенного трения и тепловых потоков зависит от температуры стенки
0 00Θ 105 , 45 , Pr 0.72, 1.4, 1β γ ω= = = = =
Влияние температурного фактора
18
Толщина вытесненияДавление
0 00Θ 105 , 45 , Pr 0.72, 1.4, 1β γ ω= = = = =
Влияние показателя адиабаты
19
0 00Θ 105 , 45 , Pr 0.72, 0.5, 1wβ g ω= = = = =
Напряжение трения Тепловые потоки
Влияние показателя адиабаты
20
0 00Θ 105 , 45 , Pr 0.72, 0.5, 1wβ g ω= = = = =
Толщина вытесненияДавление
Влияние числа Прандтля
21
Увеличение в 1.5 раза
0 00Θ 105 , 45 , 1.4, 0.5, 1wβ γ g ω= = = = =
Напряжение тренияТепловые потоки
Влияние числа Прандтля
22
0 00Θ 105 , 45 , 1.4, 0.5, 1wβ γ g ω= = = = =
Толщина вытесненияДавление
Выводы• Написана программы для расчетов методом прогонки и методом
установления, результаты которых совпадают• Исследовано влияние геометрии и параметров потока на
характеристики течения:– Увеличение угла стреловидности приводит к существенному уменьшению
давления, трения и тепловых потоков– Расчеты для различных значений температурного фактора показали увеличение
теплообмена в 4 раза и напряжения трения в 2 раза при увеличении фактора от 0.2 до 0.8. При этом также наблюдался сдвиг локального максимума тепловых потоков на 5% от полного размаха крыла
– Изменение показателя адиабаты от 1.4 до 1.1 приводит к уменьшению трения, теплообмена и давления примерно в 2-3 раза, при этом толщина вытеснения изменяется менее чем на 25%.
– Увеличение числа Прандтля от 0.72 до 1.0 приводит к увеличению тепловых потоков в 1.5 раза. При этом обнаружено принципиальное отличие зависимости от числа Прандтля для остальных характеристик на горячем и холодном крыльях.
– Проведены предварительные исследования образования областей закритического течения на холодных крыльях и влияния различных параметров.