Лаборатория математического моделирования нелинейных процессов в газовых средах

Моделирование турбулентных пристенных течений

Ответственные за направление В.А. Алексин, Ф.А. Максимов.

Решение задач проектирования летательных аппаратов методами вычислительной аэродинамики на основе уравнений Эйлера, пограничного слоя и Навье-Стокса. Исследование влияния на аэродинамические свойства летательных аппаратов параметров набегающего потока, режима течения, отрыва и вихревых структур. Применение для численного решения многопроцессорной техники.

Для решения задач аэродинамики ведется разработка методов математического моделирования турбулентных пристенных течений. Для замыкания систем осредненных уравнений пограничного слоя и Рейнольдса рассматриваются полуэмпирические модели турбулентности. Вводятся одно- и двухпараметрические дифференциальные модели, основополагающие гипотезы турбулентности и системы уравнений, дополненные начальными и граничными условиями. Для описания ламинарно-турбулентного перехода применяются варианты учета процессов взаимодействия ламинарного и турбулентного переносов вблизи твердой поверхности обтекаемого тела, используемые в моделях турбулентности в условиях сжимаемости потока и теплообмена. Исследуются вопросы модификации дифференциальных моделей для сверхзвуковых потоков в условиях интенсивного теплообмена с обтекаемой поверхностью, пределы их применимости, определяемые параметрами набегающего потока и условиями на поверхности.

В условиях высокой интенсивности турбулентности набегающего потока на основе дифференциальных моделей турбулентности рассчитываются динамические и тепловые характеристики стационарных и нестационарных пристенных течений. Изучается влияние параметров набегающего потока на развитие динамических и тепловых процессов в стационарном развитом турбулентном пограничном слое с градиентом давления. Показывается возможность теоретического описания турбулентного режима квазистационарной моделью турбулентности при периодических распределениях во времени скорости набегающего потока.

Моделируется обтекание конуса сверхзвуковом потом газа под умеренном углом атаки. Моделирование осуществляется на основе уравнений Навье-Стокса в приближении тонкого слоя методом установления. Расчеты проводятся с использованием параллельных вычислений и многосеточной технологии. Исследуется влияние параметров набегающего потока на схему обтекания в условиях турбулентного режима. На основе численных расчетов получены детали характера обтекания для разных чисел Рейнольдса и оценка аэродинамических характеристик

Течение на подветренной стороне конуса с углом полураствора 10о при угле атаки 20о (М=3, Re=1.5*105 и 1.5*106) в виде распределения плотности и линий тока поперечного течения.
Рис. 1	Рис. 2