Наведено результати багаторічних досліджень першого створеного на р.Дніпро Дніпровського (Запорізького) водосховища. В історичному аспекті проаналізовано тенденції багаторічної динаміки основних показників гідрохімічного та гідробіологічного режимів водосховища на різних етапах формування Дніпровського каскаду водосховищ.

Обговорюються питання створення науково-методичного забезпечення розрахунку аерогазодинамічних характеристик ракет-носіїв. Приведена коротка характеристика методичного та програмного забезпечення, розробленого в IТМ НАН України та НКА України для проведення аеродинамічних розрахунків ракет-носіїв у проектах АКРК "Світязь-1" та "Оріль" космічної програми України.

Приведены результаты численных исследований влияния одновременного подвода тепла и дополнительной массы газа на истечение газа из емкости, в которой заданы давление и температура, через канал в среду с заданным противодавлением. На основании решения квазиодномерных уравнений газовой динамики показана возможность возникновения нестационарного автоколебательного режима такого истечения при стационарных условиях в ресивере и в выходном сечении канала. Выяснены характерные особенности течения. В частности, показано, что подвод массы приводит к уменьшению значений подводимых тепловых потоков, при которых имеет место переход от стационарного истечения к автоколебательному. Повышение энтальпии подводимой массы позволяет инициировать автоколебания без подвода тепла. При этом автоколебания реализуются в некотором достаточно узком диапазоне расходов дополнительно подводимого газа.

Дан ретроспективный обзор результатов численных исследований невязкого сверхзвукового обтекания тел с крыльями, выполнявшихся в 1970 - 1980-х годах в отделе аэрогазодинамики института, организатором и руководителем которого был В. М. Ковтуненко. Приведено описание аналитического способа задания поверхности тела сложной пространственной конфигурации, использование которого позволило провести параметрические исследования полей сверхзвукового течения совершенного газа и равновесно-диссоциирующего воздуха около стилизированных летательных аппаратов с крыльями переменной стреловидности типа воздушно-космического самолета "Буран" при различных числах Маха и углах атаки.

Исследовано влияние различных способов подачи струй в воздушный сверхзвуковой поток на перемешивание и торможение потока в канале c учетом дросселирования. Расчет турбулентных течений осуществляется на основе осредненных по Рейнольдсу двумерных уравнений Навье - Стокса. Проведены оценки влияния дросселирования на процесс смешения струи с воздушным потоком в плоском канале. Показано, что можно существенно уменьшить неравномерность потока в канале за счет подвода спутных струй. Подвод пристеночных струй является наиболее эффективным способом перемешивания и выравнивания поля потока.

Рассмотрена задача о влиянии противодавления на структуру сверхзвукового потока в расширяющемся осесимметричном канале при его торможении. Прикладная направленность задачи определяется выбором рациональных параметров проточной части прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Результаты получены на основе численного решения двумерной осесимметричной системы уравнений Навье - Стокса. Проиллюстрирована последовательная перестройка структуры течения в составном канале (цилиндр - расширяющийся конус - цилиндр) при увеличении противодавления. При определенных значениях противодавления в расширяющемся коническом участке формируется пристеночная зона рециркуляционного течения и течение в составном канале становится подобным течению через цилиндрический канал при нулевом трении.

Цель работы - выяснить особенности торможения сверхзвукового потока в каналах разной длины при изменении числа Рейнольдса и относительного давления на выходе из канала. Использован метод установления по времени для решения полной двумерной системы уравнений Навье - Стокса. Получены новые данные по изменению давления и числа Маха вдоль каналов различной длины в зависимости от числа Рейнольдса и величины противодавления. Результаты имеют практическое значение для проектирования газодинамических трактов прямоточных воздушно-реактивных двигателей при полете на больших высотах.

Проектирование формы воздухозаборного устройства является ключевым вопросом разработки прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Цель работы - формулировка алгоритма оперативного расчета торможения сверхзвукового потока в канале воздухозаборного устройства на этапе его предпроектной отработки. Рассмотрены вопросы расчета течений в каналах воздухозаборных устройств с противодавлением с помощью маршевого метода с использованием квазиодномерного подхода при расчете дозвукового течения в выходной части канала и с помощью метода установления по времени. Проведено сравнение эффективности этих методов. Для проведения предпроектных расчетов газодинамических параметров потока предложен алгоритм оперативного расчета с помощью маршевого метода с определением положения прямого скачка уплотнения, при котором реализуется требуемое значение коэффициента скорости потока в выходном сечении канала воздухозаборного устройства.

Дано описание разработанного программно-методического обеспечения, которое может быть использовано при проведении оперативных проектных расчетов сверхзвукового обтекания ракет-носителей, оснащенных тонкими органами управления и стабилизации.

Індекс рубрикатора НБУВ: В253.320.22

Рубрики:

Течія. Рідина в'язка. Рідина нестислива < Гідродинаміка >

Шифр НБУВ: Ж16745 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Приведены результаты расчетов течений в турбулентных газовых струях с использованием моделей турбулентной вязкости: алгебраической Сафронова А. и однопараметрических дифференциальных моделей Секундова А. и Nut-90. Цель работы - выбор из предложенных трех моделей наиболее подходящей модели турбулентности, предназначенной для использования при проведении расчетов течений в сверхзвуковых турбулентных струях продуктов сгорания реактивных двигателей. Расчет турбулентного течения в сверхзвуковой струе осуществляется неявным маршевым методом вдоль оси струи решением уравнений "вязкого слоя". Выбор модели турбулентности, предназначенной для расчета турбулентных течений в сверхзвуковых струях продуктов сгорания ракетных двигателей, основывается на сравнении результатов расчетов с приведенными в литературе экспериментальными данными. На основе сравнения с экспериментальными данными для проведения расчетов течений в турбулентных струях реактивных двигателей были выбраны алгебраическая модель турбулентности и однопараметрическая дифференциальная модель турбулентности Nut-90. В модели турбулентности Секундова реализуется завышенное турбулентное перемешивание по сравнению с экспериментальными данными, и поэтому эта модель была исключена из последующего анализа. С использованием выбранных двух моделей турбулентности были проведены сравнительные расчеты течений в струях продуктов сгорания для двух реактивных двигателей, которые отличаются как размерами выходного сопла, так и составом продуктов сгорания. Из результатов проведенных исследований течений в струях продуктов сгорания можно сделать вывод о том, что ни одна из исследованных моделей турбулентности не может быть использована в качестве универсальной модели для расчега течений в турбулентных струях продуктов сгорания реактивных двигателей. Выбор подходящей модели турбулентности может быть основан только на экспериментальных данных.

Приведено описание расчетно-методического обеспечения для проведения оперативных комплексных расчетов термогазодинамических процессов в элементах прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата, маршевыми методами в трехмерном приближении. Численное моделирование обтекания летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным двигателем разбивается на четыре составляющие - обтекание наконечника и боковой поверхности корпуса летательного аппарата, расчет течения в воздухозаборном устройстве, камере сгорания, сопле и выхлопной струе, обтекающей хвостовую часть корпуса летательного аппарата. Расчет сверхзвукового обтекания корпуса летательного аппарата и течения в воздухозаборном устройстве осуществляется в невязком приближении с использованием схемы Годунова или с учетом вязкости с использованием модели "вязкого слоя". В области дозвукового течения в выходной части воздухозаборного устройства течение рассчитывается с использованием модели "узкого канала". Эта же модель используется и при расчете дозвукового неравновесного течения продуктов сгорания горючего в камере сгорания. Расчет течения в выхлопной струе осуществляется с учетом обтекания нижней хвостовой части поверхности летательного аппарата и взаимодействия струи продуктов сгорания с возмущенным набегающим потоком воздуха. В камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя в качестве горючего используется керосин. При расчете параметров потока в камере сгорания используется двухстадийный механизм с возгоранием керосина при окислении и моделированием догорания продуктов сгорания керосина в элементарных химических реакциях для C-O-H смесей. Предлагаемая методика может быть использована на предварительном этапе проектирования прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Использование разработанных в ИТМ НАНУ и ГКАУ математических моделей и соответствующего расчетно-методического обеспечения позволяет проводить оперативные комплексные расчеты при выборе проектных параметров летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным двигателем.

Обсуждены основные вопросы разработки расчетно-методического обеспечения для проведения оперативных комплексных расчетов термогазодинамических процессов в элементах прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), интегрированного с корпусом летательного аппарата (ЛА) с помощью маршевых методов. Численное моделирование течения в ПВРД разбивается на такие составляющие - обтекание корпуса ЛА, течение в воздухозаборном устройстве (ВЗУ), камере сгорания и сопле с выхлопной струей. Расчет сверхзвукового течения около корпуса аппарата, во входной части ВЗУ и в выхлопной струе осуществляется в невязком приближении с использованием схемы Годунова или с учетом вязкости с использованием модели "вязкого слоя". Области дозвукового течения в выходной части ВЗУ и дозвукового неравновесного течения в камере сгорания рассчитываются с использованием модели "узкого канала" или в квазиодномерном приближении. Обсуждены вопросы подбора геометрических параметров камеры сгорания и околокритической части выходного сопла в случае задания параметров потока на выходе из ВЗУ. Проведен анализ различных моделей воспламенения и горения керосина в камере сгорания. Расчет течения в выхлопной струе осуществляется с учетом обтекания нижней хвостовой части поверхности ЛА и взаимодействия струи с возмущенным набегающим потоком. Представлены результаты оценочных расчетов в двумерном приближении отдельных элементов и полной компоновки ЛА стилизованной формы.