Численное моделирование аэродинамики аэрокосмических аппаратов сложной формы
Научный руководитель: академик РАН О.М. Белоцерковский.
Исполнители: д.ф.-м.н., доц. Бабаков А.В.; д.ф.-м.н., проф. Голомазов М.М. ; чл.корр. РАН, д.ф.-м.н., проф. Гущин В.А.; д.ф.м.н.; проф. Шевелев Ю.Д. ; к.ф.-м.н. Овсянников А.М.; к.ф.-м.н. Опарин А.М.; д.ф.-м.н., проф. Трошкин О.В.; д.т.н. Максимов Ф.А.; к.т.н. Сызранова Н.Г.
Осуществлено моделирование важных для прикладной аэродинамики задач: моделирование обтекания спускаемых аппаратов в атмосфере Марса на до-трансзвуковых и сверхзвуковых режимах, исследование течения около спускаемых аппаратов в атмосфере Венеры с учетом физико-химических превращений с определением радиационных потоков по траектории спуска, расчет сверхзвуковых течений около треугольных крыльев с острой кромкой, V-образных крыльев, тел звездообразной и пирамидальной форм, расчет пространственных сопловых конфигураций сложной формы. Создана программная инструментальная система для многодисциплинарного расчета авиационных и аэрокосмических изделий. Ее создание допускает корпоративную организацию работ научных сотрудников с сохранением их специализации и построением взаимодействия в режиме распределенных вычислений на сетевых структурах в режиме распределенных вычислений.
Расчет профилей крыльев методом квазиодномерного учета сжимаемости потока
Научный руководитель: академик РАН О.М. Белоцерковский.
Исполнители: к.ф.-м.н. Овсянников А.М.; Смирнова И.А.
Представлен комплексный метод расчета профилей крыльев для дозвуковых безвихревых, безударных и безотрывных дозвуковых докритических адиабатических течений сжимаемых сред. К решению, полученному для несжимаемой жидкости, добавляется поправка на сжимаемость среды. Метод основан на квазиодномерной аппроксимации разности сжимаемого и несжимаемого решений, учитывающей кривизну линий тока течения. В качестве решения для несжимаемой жидкости применен машинный вариант метода Теодорсена, а также метод источников и стоков. Проведены сравнения распределений коэффициентов давления по хорде профиля NACA-0012 при нулевом и ненулевом углах атаки на докритических скоростях, полученные данным методом, а также стандартным и обобщённым методами интегрального уравнения и конечно-разностным методом. Результаты расчета дают погрешность в пределах 2%. Представлены исследования аэродинамики некоторых профилей крыльев для различных докритических скоростей и в широком диапазоне углов атаки. Найден вариант профиля крыла с небольшим линейным изменением распределения коэффициента давления по большей части профиля, полученный на основе решения для несжимаемой жидкости. Метод квазиодномерного учёта сжимаемости потока также применим для пространственных как внешних, так и внутренних задач. Высокая точность приближенного определения газодинамических параметров, получаемых данным методом, позволяет предложить его к использованию в инженерной практике.
