Anikin V.A., Vyshinsky V.V., Pashkov O.A., Streltsov E.V. «Using the maximum pressure principle for verification of calculation of stationary subsonic flow» Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Серия: Машиностроение, № 6, с. 4-16 (2019)

The principle of maximum pressure for subsonic stationary three-dimensional vortex flows of an ideal gas (author Sizykh G.B., 2018) is applied to verify the calculation method and its implementation on a specific computer technology. The four criteria for solution's verification are proposed. The method for obtaining flow parameters is based on solving of discrete analogs of the Navier–Stokes system of equations on three-dimensional non-structured computational meshes. For example, there was consider the vortex tear-off flow around the fuselage of a helicopter with an empennage and landing gear at obviously insufficient computing resources. Conclusions of the feasibility of applying the author's criteria for evaluation of a particular calculation and for estimation of reliability of the results have been made

Васильевский С.А., Гордеев А.Н., Колесников А.Ф., Чаплыгин А.В. «Тепловой эффект поверхностного катализа в дозвуковых струях диссоциированного воздуха: эксперимент на ВЧ-плазмотроне и численное моделирование» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 5, с. 137-150 (2020)

На 100 киловатном индукционном плазмотроне ВГУ-4 проведены эксперименты по теплообмену в дозвуковых струях диссоциированного воздуха. При давлении в барокамере 50 и 100 гПа и мощности ВЧ-генератора 30–70 кВт измерены тепловые потоки к водоохлаждаемым поверхностям меди, серебра, тантала, бериллия, ниобия, золота, молибдена и кварца в критической точке цилиндрической модели диаметром 50 мм с плоским носком и скругленной кромкой. При этих же давлениях и мощности ВЧ-генератора 45 и 64 кВт исследован конвективный нагрев образца из спеченного карбида кремния в интервале температуры поверхности 1720–1910 K. Продемонстрирован эффект определяющего влияния каталитичности поверхности по отношению к рекомбинации атомов азота и кислорода на тепловой поток. Для условий экспериментов выполнено численное моделирование течений воздушной плазмы в разрядном канале плазмотрона, обтекания цилиндрической модели дозвуковыми струями и теплопередачи к критической точке модели. Из сравнения экспериментальных и расчетных данных по тепловым потокам к поверхностям металлов (T_w=300 K), кварца (T_w=572–722 K) и карбида кремния (T_w=1720–1910 K) установлена количественная шкала каталитичности исследованных материалов по отношению к гетерогенной рекомбинации атомов азота и кислорода.

Лущик В.Г., Макарова М.С. «Особенности теплообмена на проницаемой поверхности в сверхзвуковом потоке при вдуве инородного газа» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 5, с. 61-64 (2020)

Проведено численное исследование ламинарного и турбулентного сжимаемого пограничного слоя на проницаемой пластине при вдуве гелия в сверхзвуковой поток ксенона. Рассмотрены режимы, при которых температура вдуваемого газа ниже температуры адиабатной непроницаемой стенки. Показано, что на некотором расстоянии от начала вдува температура проницаемой стенки становится ниже температуры вдуваемого газа. Проведено сравнение режимов однородного (смесь He(5%)–Xe с числом Pr=0.18) и инородного вдува (равномерный вдув гелия в поток ксенона) с температурой вдуваемого газа (смеси газов), равной адиабатной температуре непроницаемой стенки при соответствующем режиме.

Селюцкий Ю.Д. «О смене характера устойчивости положения равновесия при изменении жесткости по одной из обобщенных координат» Доклады Российской академии наук. Физика, технические науки, 491, № 1, с. 58-61 (2020)

Рассматривается линейная механическая система с n степенями свободы. Исследовано чередование характера устойчивости тривиального равновесия при изменении жесткости по одной из обобщенных координат. Определено максимальное количество таких смен характера устойчивости. Приведен пример системы, в которой реализуется такое количество изменений характера устойчивости.

Денисов С.Л., Копьев В.Ф., Медведский А.Л., Остриков Н.Н. «Исследования проблем долговечности ортотропных полигональных пластин при широкополосном акустическом воздействии с учетом эффектов излучения» Известия Российской академии наук. Механика твердого тела, № 5, с. 138-150 (2020)

Рассматриваются задачи расчета долговечности ортотропных полигональных пластин, описываемых в рамках теории Кирхгофа и подвергающихся акустическому воздействию с широким спектром с учетом эффектов переизлучения звука. Предложен гибридный численно-аналитический метод решения задачи, основанный на определении собственных форм и частот колебаний пластины с помощью метода конечных элементов с последующим расчетом моментов спектральной плотности среднеквадратичных напряжений с использованием квадратур Гаусса 5-го порядка. В работе выполнен расчет долговечности полигональной ортотропной стеклопластиковой пластины с помощью четырех различных методов (метод пересечений, метод Ковалевски, метод Болотина и метод Райхера) при диффузном распределении звукового поля по поверхности пластины и случайном широкополосном акустическом воздействии.

Киселев Н.А., Рябинин А.Н. «Вращательные колебания цилиндра со стабилизатором в потоке газа» Вестник Санкт-Петербургского университета. Серия 1: Математика. Механика. Астрономия, 6, № 4, с. 672-679 (2019)

Рассматривается математическая модель для описания вращательных колебаний цилиндра со стабилизатором в воздушном потоке. Уравнение движения цилиндра со стабилизатором содержит моменты аэродинамических сил и сопротивление подвески. Методом Крылова–Боголюбова уравнение сводится к системе двух обыкновенных дифференциальных уравнений для медленно меняющейся амплитуды колебаний и фазы. Найдены решения, соответствующие установившимся колебаниям с постоянной амплитудой. Модель предсказывает, что зависимость квадрата амплитуды колебаний является линейной функцией обратной скорости воздушного потока. Число Струхаля колебаний цилиндра является линейной функцией квадрата амплитуды и, следовательно, зависимость числа Струхаля от обратной скорости также является линейной. В аэродинамической трубе поставлены эксперименты, проверяющие предсказания модели. Проведено сравнение предсказаний математической модели с результатами экспериментов, проведенных в аэродинамической трубе. В экспериментах с колеблющимся цилиндром к кормовой части цилиндра крепилась лазерная указка, луч которой при поворотах цилиндра пересекал поверхность фотодиода. Сигнал с фотодиода регистрировался PC-осциллографом Velleman PCS500A, связанным с персональным компьютером. Расшифровка сигнала позволила определить период и амплитуду колебаний. Эксперименты подтвердили предсказания математической модели.

Гапонов С.А., Терехова Н.М. «Трехволновые взаимодействия возмущений в сверхзвуковом пограничном слое» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 5, с. 7-15 (2020)

В рамках слабонелинейной теории устойчивости рассмотрено взаимодействие вихревых возмущений (волн Толлмина–Шлихтинга) в сверхзвуковом пограничном слое на непроницаемой поверхности. Исследуется первый уровень нелинейного взаимодействия – в трехволновых резонансных системах. Рассмотрены основные закономерности взаимодействия в единичных триплетах, составленных из плоских и трехмерных компонент, после чего изучается групповое взаимовлияние (совместная реализация нескольких простых триплетов). Моделируется продольная динамика возмущения двух типов – контролируемых и естественных. Изучена возможность перераспределения энергии в таких волновых системах при реализации нелинейного взаимодействия составляющих пакетов волн. Показано, что резонансные взаимодействия адекватны реальным нелинейным процессам на ранних стадиях перехода.

Гувернюк С.В., Кузьмин А.Г., Симоненко М.М. «Структура и перестройка вихревых течений на подветренной стороне осесимметричного тела при сверхзвуковом обтекании под углами атаки» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 5, с. 79-82 (2020)

Представлены результаты численного исследования сверхзвукового обтекания заостренного удлиненного тела под углом атаки на примере осесимметричного цилиндрического корпуса с коническим наконечником. Идентифицированы возникающие при разных углах атаки отрывные и вихревые структуры, дано объяснение эффекта аномального повышения давления на подветренной стороне.

Тунио И.А., Кумар Д., Хуссейн Т., Джатой М., Сафиулла «Исследование влияния переменной по размаху крыла волнистости на его аэродинамические характеристики» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 5, с. 83-96 (2020)

Бугорки на плавниках китов-горбачей позволяют добиться положительного гидродинамического эффекта. В прошлом имели место многочисленные попытки использовать подобные бугорки на крыльях самолета для получения положительного аэродинамического эффекта. Активно исследовалось влияние толщины профиля, формы крыла в плане, числа Рейнольдса Re и длины волны и амплитуды волнистости на аэродинамические характеристики волнистого крыла и картину его обтекания. Однако эффект переменной длины волны вдоль размаха конечного крыла и его влияние на физику течения еще недостаточно исследованы. Цель настоящей работы состоит в изучении влияния переменной по размаху конечного крыла длины волны волнистости и определяющего механизма течения в предотрывном и отрывном режимах обтекания. Волнистые профили строятся на основе профиля NACA0021; результаты моделирования сравниваются с аналогичными результатами для профиля с гладкой передней кромкой (базовым профилем) при числе Рейнольдса Re=1.2×10⁵. Валидация результатов моделирования выполнена на основе имеющихся в литературе экспериментальных данных. Рассмотрены две различные модели крыла; в первой из них (λ0305h1) длина волны возрастала от корня крыла до его оконечности, а во второй из них (λ0503h1), напротив, убывала. Результаты, полученные для аэродинамической силы, показывают, что в предотрывном режиме максимальное уменьшение аэродинамического качества L/D составляет 16.89 и 4.22% для крыльев λ0503h1 и λ0305h1 соответственно. В отрывном же режиме максимальное увеличение L/D составляет 2.97 и 19.18% для λ0503h1 и λ0305h1 соответственно, при угле атаки 20°. Отмечено, что модель λ0503h1 имеет меньшее значение L/D в отрывном режиме из-за образования вихрей на поверхности крыла. Вихри создают циркуляционную зону на крыле, в результате чего давление на верхней стороне крыла растет. На основании полученных результатов сделано заключение, что волнистость по размаху крыла самолета в отрывном режиме создает благоприятный эффект. Также сделан вывод о том, что увеличение длины волны волнистости от корня крыла к его оконечности предоставляет большие преимущества в аэродинамике крыла, чем уменьшение длины волны волнистости в направлении к его оконечности.

Чжанг Ф., Йи С.Х., Су С.В., Ню Х.Б., Лу С.Г. «Структура течения и распределение потока тепла в поле течения, вызванного стреловидным стабилизатором при М=6» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 5, с. 97-109 (2020)

Структуры нестационарного течения и распределение поверхностного потока тепла в поле интерференционного течения, вызванного стабилизатором с прямой стреловидностью, зарегистрированы средствами рассеяния на наночастицах лазерным ножом и методом термочувствительных красок при числе Маха M=6. Одновременно для моделирования поля течения решаются уравнения Навье–Стокса, осредненные по Рейнольдсу, с использованием κ–ω SST (переноса сдвиговых напряжений) модели турбулентности. Численные результаты анализируются и сравниваются с данными экспериментов. В экспериментах наблюдались типичные структуры течения в области влияния стреловидного стабилизатора, которые включают отошедшую головную ударную волну, зону отрыва, тонкий пограничный слой около стабилизатора, подковообразный вихрь и т.д. Численные результаты хорошо согласуются с изображениями, полученными методом рассеяния на наночастицах лазерным ножом. Что касается распределения теплового потока, в экспериментах наблюдалась область со стороны передней кромки стабилизатора с высокой тепловой нагрузкой, обусловленной отрывом потока, и область с ростом теплового потока, вызванного головной ударной волной. Численные результаты по потоку тепла, вызванного головной ударной волной, имеют хорошее согласие с данными экспериментов, однако результаты в области высокого теплового потока вблизи передней кромки стабилизатора имеют гораздо большее отличие от данных эксперимента из-за повторного присоединения пограничного слоя, что, тем не менее, нуждается в дальнейшем уточнении.

Егоров И.В., Илюхин И.М., Нейланд В.Я. «Численное моделирование взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем над движущейся поверхностью» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 5, с. 110-117 (2020)

Рассматриваются результаты численного моделирования взаимодействия скачка уплотнения с ламинарным пограничным слоем на движущейся плоской пластине, обтекаемой сверхзвуковым потоком совершенного газа при числе Маха М_∞=3. Скачок уплотнения задается с помощью граничных условий Ренкина–Гюгонио, что соответствует в идеальном газе ударной волне от клина с заданным углом полураствора. Моделирование основано на численном решении двумерных нестационарных уравнений Навье–Стокса методом установления. Для верификации расчетных результатов проводится сравнение отрывного обтекания неподвижной плоской пластины с экспериментальными данными. На основе численных данных исследуется влияние скорости движения пластины на структуру отрывного течения и основные закономерности данной задачи. Показано, что движение стенки вниз по потоку уменьшает протяженность отрывной области, а обратное движение увеличивает.

Горшков А.Б. «Аэродинамические характеристики сферы и цилиндра в сверхзвуковом потоке при малых числах Рейнольдса» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 5, с. 118-129 (2020)

Рассматривается ламинарное течение около сферы и цилиндра, расположенного перпендикулярно набегающему потоку, с фиксированной температурой поверхности, равной температуре восстановления при сверхзвуковом обтекании совершенным газом с постоянным отношением теплоемкостей на основе численного решения уравнений Навье–Стокса. Расчеты выполнены при числах Маха 3 (цилиндр) и 5 (сфера) в диапазоне чисел Рейнольдса 1–3000. Исследовано влияние граничных условий прилипания и скольжения на поверхности тела на параметры течения. Основное внимание уделено определению аэродинамических характеристик. Выполнено сравнение с имеющимися экспериментальными и расчетными данными.

Виноградов Ю.А., Здитовец А.Г., Киселев Н.А., Медвецкая Н.В., Попович С.С. «Измерение адиабатной температуры стенки плоской пластины, обтекаемой сверхзвуковым воздушно-капельным потоком» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 5, с. 130-136 (2020)

Представлены результаты измерения температуры поверхности плоской пластины, обтекаемой сверхзвуковым воздушно-капельным потоком. Пластина из дюралюминия устанавливалась вертикально в рабочем канале аэродинамической установки. Капли жидкости (дистиллированная вода) в воздушный поток распылялись в форкамере через центробежные форсунки. Массовая концентрация жидкости составляла ∼0.36, 0.27% средний диаметр капель по Заутеру – ∼110 мкм, число Маха набегающего потока М=2.5, 3.0. Температура поверхности измерялась тепловизором. Результаты измерений температуры поверхности пластины для случая однофазного (без капель) воздушного потока сравнивались с результатами для воздушно-капельного потока при одинаковых параметрах (по воздуху) в форкамере. Также для интенсификации осаждения капель жидкости на пластину использовался генератор скачка уплотнения в виде клина, установленного вертикально перед пластиной.

Никитченко Ю.А., Тихоновец А.В. «Тестирование кинетико-гидродинамической модели на примере расчета обтекания поглощающей поверхности» Математическое моделирование, 32, № 9, с. 103-118 (2020)

Рассмотрена задача обтекания тонкой пластины бесконечного размаха, установленной поперек потока. Лобовая поверхность пластины поглощает газ. Для расчетов использовалась математическая модель течения, содержащая комбинацию модели Навье–Стокса–Фурье и модельного кинетического уравнения многоатомных газов. Расчеты проведены для сверхзвукового течения с числом Маха 2.31 при числах Кнудсена 0.1–0.001 и коэффициенте поглощения поверхности пластины от 0 до 1. Полученные поля течения сравнивались с решениями модельного кинетического уравнения многоатомных газов. Коэффициент сопротивления пластины сравнивался с известными литературными данными. При всех рассмотренных параметрах течения получено удовлетворительное совпадение с известными данными. Показано отсутствие разрывов производных газодинамических параметров в области сшивания кинетической и гидродинамической составляющих модели. Оценивается повышение вычислительной экономичности модели по отношению к решениям модельных кинетических уравнений. Делается вывод о пригодности рассмотренной кинетико-гидродинамической модели для описания высоконеравновесных течений.