Детальная информация

Работа посвящена численному исследованию структуры течения при взаимодействии сверхзвукового набегающего потока со вдуваемой в него струей того же состава при варьировании ее интенсивности. Проведены методические расчеты, позволяющие изучить влияние численных схем и модели турбулентности на получаемое решение. Задачи исследования: 1. Обзор литературных источников, посвященных численному моделированию подобного рода задач, прикладному значению данной конфигурации и актуальности ее применения в аэрокосмической отрасли. 2. Выбор геометрии и определяющих параметров постановки на основе обзора литературы, для которой имеются надёжные экспериментальные данные. 3. Освоение методики проведения расчетов с использованием неструктурированного конечно-объемного кода SINF/Flag-S, разрабатываемого в ВШПМиВФ. Численные расчеты осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса для совершенного газа. 4. Проведение методического расчета задачи о развитии турбулентного пограничного слоя на плоской пластине, и последующего сопоставления с аналитическими зависимостями. 5. Расчет взаимодействия сверхзвукового потока вязкого газа со струей, вдуваемой с поверхности пластины. Исследование влияния сеточного разрешения и используемой модели турбулентности на структуру течения. 6. Проведение параметрических расчетов при варьировании относительного давления на срезе струи. Анализ газодинамической структуры течения. Сопоставление результатов расчета с имеющимися в литературе экспериментальными данными. Исследование влияния модели турбулентности и численных схем на получаемое решение. Проанализирована сложная структура течения, формирующаяся при взаимодействии сверхзвукового потока вязкого газа, обтекающего пластину, со струей, вдуваемой с ее поверхности. Течение вблизи вдуваемой струи содержит области рециркуляции, скачки уплотнения и диски Маха. Исследована структура течения для нескольких значений отношения давления на срезе струи к давлению набегающего потока. Результаты расчетов сопоставлены с экспериментальными распределениями статического давления на пластине. Было показано, что при маленькой интенсивности вдуваемой струи все модели турбулентности предсказывают решение, хорошо согласующееся с экспериментальным данным. В случае большой интенсивности вдуваемой струи решение характеризуется протяженной отрывной областью перед струей, и разные модели турбулентности предсказывают разную длину, при этом наилучшее совпадение с экспериментальными данными демонстрирует модель SA с поправкой на сжимаемость.

The thesis is devoted to numerical investigation of the flow structure in the interaction of supersonic impinging flow with a jet of the same composition blown into it at varying its intensity. Parametric calculations are performed to study the influence of numerical schemes and turbulence model on the obtained solution. Research objectives: 1. Review of literature sources devoted to numerical modeling of this kind of problem, the applied importance of this configuration and the relevance of its application in aerospace.  2. Selection of geometry and defining parameters of the setup based on literature review for which reliable experimental data are available. 3. Mastering the methodology for performing calculations using the unstructured finite-volume code SINF/Flag-S, developed at SPBSTU. Numerical calculations of the Reynolds-averaged Navier-Stokes equations for a perfect gas. 4. Methodical calculation of the problem of turbulent boundary layer development on a flat plate, and subsequent comparison with analytical relations. 5. Calculation of the interaction of a supersonic flow of viscous gas with a jet blown from the plate surface. Investigation of the influence of grid resolution and the turbulence model used on the flow structure. 6. Parametric calculations when varying the relative pressure at the jet shear. Analysis of the gas-dynamic structure of the flow. Comparison of the calculation results with the experimental data available in the literature. Investigation of the influence of the turbulence model and numerical schemes on the obtained solution. The test calculation of the turbulent boundary layer has shown that the chosen problem formulation provides a correct solution. The fields obtained from the calculation of the supersonic flow of viscous gas flowing around a plate with a jet blown from its surface contain recirculation regions, compaction jumps and Mach discs. The region of interaction between the blown jet and the impinging flow increases as the jet intensity changes. The flow structure was investigated for several values of the ratio of the pressure at the jet shear to the onrushing flow pressure. The results of the calculations were also compared with the experimental static pressure distributions on the plate. It was shown that at low intensity of the blown jet, all turbulence models predict a solution in good agreement with the experimental data. In the case of a high intensity of the injected jet, the solution is characterized by an extended recirculation region in front of the jet, and different turbulence models predict different lengths, while the best match with experimental data is demonstrated by the compressibility-adjusted SA model.