Файл: треугольного крыла с затупленными передними кромками.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 21.10.2020
Просмотров: 228
Скачиваний: 1
Третий
ежегодный
конкурс
по
применению
высокопроизводительных
вычислений
«
Невозможное
стало
возможным
:
реальные
приложения
для
HPC»
ОПИСАНИЕ
ПРОЕКТА
Моделирование
особенностей
обтекания
наветренной
стороны
треугольного
крыла
с
затупленными
передними
кромками
на
основе
численного
решения
уравнений
Навье
-
Стокса
А
.
В
.
Ваганов
1)
,
М
.
А
.
Стародубцев
1,2)
,
В
.
И
.
Шалаев
1,2)
1)
-
ФГУП
ЦАГИ
им
.
проф
.
Н
.
Е
.
Жуковского
2)
-
ФАЛТ
МФТИ
(
Государственный
университет
)
Третий
ежегодный
конкурс
по
применению
высокопроизводительных
вычислений
«
Невозможное
стало
возможным
:
реальные
приложения
для
HPC»
А
.
В
.
Ваганов
,
М
.
А
.
Стародубцев
,
В
.
И
.
Шалаев
"
Моделирование
особенностей
обтекания
наветренной
стороны
треугольного
крыла
с
затупленными
передними
кромками
на
основе
численного
решения
уравнений
Навье
-
Стокса
"
Описание
задачи
В
настоящей
работе
численно
исследуется
интенсивность
теплопередачи
и
пространственная
структура
течения
вблизи
наветренной
поверхности
треугольного
крыла
для
чисел
Маха
набегающего
потока
M = 7.5 - 10.5
и
чисел
Рейнольдса
Re = 1x10
6
- 7x10
6
при
углах
атаки
α
= 0, 10
0
-
режимы
исследованные
экспериментально
в
аэродинамической
трубе
Т
-117
ЦАГИ
.
При
численном
интегрировании
уравнений
Навье
-
Стокса
применяется
метод
конечного
объема
реализованный
в
пакете
программ
ANSYS CFX.
Рассматривается
ламинарный
,
турбулентный
режим
течения
и
режим
,
учитывающий
ламинарно
-
турбулентный
переход
.
Особое
внимание
уделяется
структуре
течения
в
области
носика
крыла
,
в
местах
сопряжения
сферического
и
цилиндрического
затупления
,
а
также
вблизи
плоскости
симметрии
на
наветренной
поверхности
треугольного
крыла
.
Проектирование
компоновки
затупленного
крыла
выполнено
в
8-
ом
отделении
ЦАГИ
.
Угол
стреловидности
крыла
составляет
величину
χ
= 75
0
,
а
носик
и
передняя
кромка
имеют
3-
х
миллиметровое
радиальное
затупления
.
Верхняя
плоскость
треугольного
крыла
отсекает
конусное
тело
образуя
параболу
.
Внешний
вид
компоновки
представлен
на
рисунке
1,
где
приводится
вид
подветренной
и
наветренной
поверхности
модели
.
Рис
.1
Треугольное
крыло
с
конусным
телом
:
слева
-
подветренная
поверхность
;
справа
-
наветренная
поверхность
При
построении
сеточной
модели
использовался
пакет
программ
ANSYS ICEM
CFD,
куда
импортировалась
IGES
модель
компоновки
треугольного
крыла
с
конусным
телом
.
Форма
и
размер
расчетной
области
выбрана
таким
образом
,
чтобы
скачки
уплотнения
на
всех
рассматриваемых
режимах
не
пересекали
внешнюю
границу
.
В
работе
делается
акцент
на
изучение
течения
вблизи
носика
и
передней
кромки
крыла
,
поэтому
область
за
телом
не
рассматривается
.
Полагается
,
что
течение
имеет
симметричный
характер
и
для
моделирования
течения
достаточно
рассмотреть
лишь
одну
половина
треугольного
крыла
.
При
построение
гексаэдрической
сетки
применяется
блочный
подход
,
реализованный
в
модуле
HEXA.
Созданная
в
данном
модуле
блочная
структура
состоит
из
17
блоков
и
имеет
плотное
сгущение
сеточных
линий
вблизи
твердых
стенок
модели
(
рис
. 2).
Высота
пристеночных
ячеек
фиксировалась
и
составляла
величину
Третий
ежегодный
конкурс
по
применению
высокопроизводительных
вычислений
«
Невозможное
стало
возможным
:
реальные
приложения
для
HPC»
А
.
В
.
Ваганов
,
М
.
А
.
Стародубцев
,
В
.
И
.
Шалаев
"
Моделирование
особенностей
обтекания
наветренной
стороны
треугольного
крыла
с
затупленными
передними
кромками
на
основе
численного
решения
уравнений
Навье
-
Стокса
"
0.001
мм
.
Особое
внимание
уделено
области
носика
крыла
и
местам
стыка
цилиндрической
поверхности
крыла
со
сферическим
затуплением
,
где
сосредоточена
половина
всех
расчетных
узлов
.
Всего
выполнено
4
сеточных
модели
:
на
4, 20, 50
и
100
млн
.
узлов
.
Первые
три
из
них
относятся
к
половине
,
последняя
-
к
полной
компоновке
треугольного
крыла
.
Все
приводимые
в
работе
результаты
относятся
к
расчетной
сетке
в
50
млн
.
узлов
.
Применение
более
грубых
сеток
не
позволили
разрешить
тонкие
вихревые
структуры
на
наветренной
поверхности
крыла
вблизи
плоскости
симметрии
,
а
сетка
на
100
млн
.
узлов
создавалась
зеркальным
отображением
сеточной
модели
на
50
млн
.
узлов
для
оценки
влияния
условий
симметрии
.
Рис
. 2
Расчетная
область
:
слева
-
блочная
структура
;
справа
-
фрагмент
сетки
.
Физическая
постановка
задачи
численного
моделирования
гиперзвукового
обтекания
треугольного
крыла
для
числе
Маха
7.5 - 10.5 (Re = 1x10
6
- 7x10
6
)
обязана
своим
появлением
результатам
аэродинамического
эксперимента
ЦАГИ
в
трубе
Т
-117.
В
экспериментах
на
наветренной
поверхности
крыла
в
близи
плоскости
симметрии
были
обнаружены
зоны
повышенной
теплопередачи
помеченные
на
рисунке
. 3
как
области
перехода
.
Первая
зона
локальных
пиков
отмечена
как
особая
линия
,
вторая
-
как
линия
растекания
.
Целью
настоящей
работы
является
численное
моделирование
течений
реализованные
в
трубном
эксперименте
и
построение
физической
картины
обтекания
крыла
,
объясняющий
наличие
повышенных
тепловых
потоков
в
указанных
зонах
.
Для
этого
в
расчетах
применяется
модель
сжимаемого
вязкого
газа
с
температурными
зависимостями
теплопроводности
и
вязкости
по
Сазерленду
.
Поверхность
треугольного
крыла
и
конуса
полагается
изотермической
и
равной
Третий
ежегодный
конкурс
по
применению
высокопроизводительных
вычислений
«
Невозможное
стало
возможным
:
реальные
приложения
для
HPC»
А
.
В
.
Ваганов
,
М
.
А
.
Стародубцев
,
В
.
И
.
Шалаев
"
Моделирование
особенностей
обтекания
наветренной
стороны
треугольного
крыла
с
затупленными
передними
кромками
на
основе
численного
решения
уравнений
Навье
-
Стокса
"
18
0
С
.
Газодинамические
параметры
набегающего
потока
фиксировались
на
входной
границе
,
а
на
выходе
применялись
"
мягкие
"
условия
.
Рис
.3
Тепловые
нагрузки
на
наветренной
стороне
треугольного
крыла
.
Эксперимент
в
аэродинамической
трубе
Т
-117
ЦАГИ
.
Основным
результатом
проведенного
численного
моделирования
является
пространственная
структура
течений
.
Пример
численно
смоделированного
течения
представлен
на
рисунках
4
и
5,
где
приводится
нескольких
сечений
поля
чисел
Маха
при
ламинарном
обтекании
крыла
потоком
газа
М
=7.5
под
нулевым
углом
атаки
.
На
рисунках
хорошо
прослеживается
положение
ударной
волны
и
разрешающая
способность
сеточной
модели
как
вблизи
носика
(
рис
.4),
так
и
ниже
по
потоку
в
зоне
интерференции
скачков
от
крыла
и
конуса
(
рис
.5).
Рис
.4
Поле
чисел
Маха
в
плоскости
симметрии
.
Третий
ежегодный
конкурс
по
применению
высокопроизводительных
вычислений
«
Невозможное
стало
возможным
:
реальные
приложения
для
HPC»
А
.
В
.
Ваганов
,
М
.
А
.
Стародубцев
,
В
.
И
.
Шалаев
"
Моделирование
особенностей
обтекания
наветренной
стороны
треугольного
крыла
с
затупленными
передними
кромками
на
основе
численного
решения
уравнений
Навье
-
Стокса
"
Рис
.5
Поле
числе
Маха
в
сечении
X=100
мм
и
X=500
мм
В
численном
эксперименте
удалось
воспроизвести
наблюдаемый
в
эк
р
о
Рис
6.
Тепловые
нагрузки
вдоль
передней
кромки
крыла
:
сле
7.
спе именте
локальный
пик
тепл передачи на
передней
кромке
треугольного
крыла
на
расстоянии
порядка
~ 10
радиусов
затупления
от
носика
.
Положение
и
интенсивность
указанного
пика
теплового
потока
находятся
в
пределах
точности
эксперимента
(
рис
. 6).
ва
-
численное
моделирование
;
справа
-
эксперимент
Т
-11