Розробка програмно-методичного забезпечення з розрахунків тепло- газодинамічного стану при надзвуковому обтіканні тіла з врахуванням інтерференції конфігурацій

Скорочена інформація про документ
dc.contributor.advisorПанов, Є. М.
dc.contributor.advisorПанов, Е. Н.
dc.contributor.advisorPanov, Evgen M.
dc.contributor.degreedepartment-uk
dc.contributor.degreefacultyінженерно-хімічнийuk
dc.contributor.researchgrantorНаціональний технічний університет України "Київський політехнічний інститут"uk
dc.date.accessioned2016-07-22T11:36:29Z
dc.date.available2016-07-22T11:36:29Z
dc.date.issued2015
dc.description.abstractenGas-dynamic and heat transfer mathematical model of supersonic flow over flying vehicles is developed. The model is taken into account with medium compressibility and dissipative effects leading to an increase of heating rate. Proposed model is based on physical interaction of shock wave and boundary layer. Three dimensional numerical models of flying vehicles in gasdynamic states are developed in order to investigate different configurations concerning such systems as case - sharp swept fin, case - perpendicular cylinder, case - gas jet, case - sharp unswept fin. Experimental data, received from classical configurations of flying vehicles in supersonic flows, is used with the purpose of validation and verification of developed mathematical models of physical state during shock wave. This enables us to investigate turbulent boundary layer interactions. Assessment of different turbulence models and numerical solvers is performed. On the basis of numerical results of supersonic wing problem it is determined that reliable data can be obtained with k-w SST turbulence model and rhoCentralFoam solver. RhoCentralFoam is the part of OpenFOAM that is free open source software. New software is developed on the basis of OpenFOAM code with the purpose of numerical investigation of supersonic flow fields, heat transfer and solid body warming process. It is a powerful tool for the research of such interactions as supersonic shock wave - turbulent boundary layer and interferenсу of different configurations. Because of its universality this development can also be used for numerical analysis of different heat-exchange or high temperature equipment. The results of the work are implemented in production.uk
dc.description.abstractruРазработаны на основе физических представлений о взаимодействиях ударные волны – турбулентный пограничный слой и интерференции конфигураций, вызванные ударно- ударными взаимодействиями, математические модели тепло-газодинамического состояния для исследования сверхзвукового обтекания летательных аппаратов (ЛА) с учетом сжимаемости среды и диссипативных эффектов, вызывающих интенсивное их нагревание. Созданы трехмерные численные модели тепло-газодинамического состояния сверхзвуковых ЛА для исследования интерференций разных конфигураций, обусловленных такими системами как корпус-аэродинамический руль, корпус- перпендикулярный цилиндр, корпус-газовый поток, выходящий перпендикулярно или под углом к нему, корпус-клиновидная надстройка. Проведена верификация разработанных численных моделей физического состояния при сверхзвуковом обтекании элементов ЛА для исследования взаимодействий скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем и интерференций конфигураций с использованием экспериментальных данных, полученных на канонических конфигурациях ЛА в сверхзвуковых трубах. Выполнены оценки разных моделей турбулентности и численных решателей сформулированной задачи на примере сверхзвукового крыла и установлено, что наиболее достоверные данные могут быть получены с использованием k-ω SST модели турбулентности и решателя с коррекцией плотности rhoCentralFoam, входящего в состав свободного открытого программного обеспечения OpenFOAM. Разработано программно- методическое обеспечение на основе свободного программного кода OpenFOAM для проведения численного анализа полей течения среды, теплообмена и прогревания ЛА при сверхзвуковом обтекании тел, что является мощным инструментом для изучения взаимодействий ударная волна – турбулентный пограничный слой и интерференций различных конфигураций. Благодаря своей универсальности, данные разработки могут быть применены не только для исследования сверхзвуковых ЛА, но и при численном анализе тепло-гидродинамического состояния, например, различного теплообменного и печного оборудования. Результаты работы внедрены в производство.uk
dc.description.abstractukРозроблено на підставі фізичних уявлень про взаємодії ударні хвилі – турбулентний пограничний шар та інтерференції конфігурацій, які викликані ударно-ударними взаємодіями, математичні моделі тепло-газодинамічного стану для дослідження надзвукового обтікання літальних апаратів (ЛА) з врахуванням стисливості середовища та дисипативних ефектів, що спричинюють інтенсивне їх нагрівання. Створено тривимірні числові моделі тепло-газодинамічного стану надзвукових ЛА для дослідження інтерференцій різних конфігурацій, обумовлених такими системами як корпус- аеродинамічний руль, корпус-перпендикулярний циліндр, корпус-газовий струмінь, що виходить перпендикулярно або під кутом до нього, корпус-клиновидна надбудова. Проведено верифікацію розроблених числових моделей фізичного стану під час надзвукового обтікання елементів ЛА для дослідження взаємодій стрибка ущільнення з турбулентним пограничним шаром та інтерференцій конфігурацій з використанням експериментальних даних, отриманих на канонічних конфігураціях ЛА в надзвукових трубах. Виконано оцінки різних моделей турбулентності та числових розв’язувачів сформульованої задачі на прикладі надзвукового крила та встановлено, що найбільш достовірні дані можуть бути отримано з використанням k-ω SST моделі турбулентності та розв’язувача з корегуванням густини rhoCentralFoam, що є складовою вільного відкритого програмного забезпечення OpenFOAM. Розроблено програмно-методичне забезпечення на базі вільного відкритого програмного коду OpenFOAM для проведення числового аналізу полів течії середовища, теплообміну та прогріву ЛА при надзвуковому обтіканні тіл, що є потужним інструментом для вивчення взаємодій ударна хвиля – турбулентний пограничний шар та інтерференцій різних конфігурацій. Завдяки своїй універсальності, дані розробки можуть бути використані не тільки для дослідження надзвукових ЛА, але й при числовому аналізі тепло-гідродинамічного стану, наприклад, різноманітного теплообмінного та пічного обладнання. Результати роботи впроваджено у виробництво.uk
dc.format.page6 с.uk
dc.identifier2738-ф
dc.identifier.govdoc0114U003420
dc.identifier.urihttps://ela.kpi.ua/handle/123456789/17222
dc.language.isoukuk
dc.publisherНТУУ "КПІ"uk
dc.publisher.placeКиївuk
dc.status.pubpublisheduk
dc.subjectгазодинамікаuk
dc.subjectнадзвуковий потікuk
dc.subjectпограничний шарuk
dc.subjectударна хвиляuk
dc.subjectінтерференції конфігураційuk
dc.subjectчисловий аналізuk
dc.titleРозробка програмно-методичного забезпечення з розрахунків тепло- газодинамічного стану при надзвуковому обтіканні тіла з врахуванням інтерференції конфігураційuk
dc.typeTechnical Reportuk
thesis.degree.level-uk

Файли

Контейнер файлів
Зараз показуємо 1 - 1 з 1
Ескіз
Назва:
2738-ф.pdf
Розмір:
755.54 KB
Формат:
Adobe Portable Document Format
Завантажити
Ліцензійна угода
Зараз показуємо 1 - 1 з 1
Ескіз недоступний
Назва:
license.txt
Розмір:
7.71 KB
Формат:
Item-specific license agreed upon to submission
Опис:
Завантажити

Зібрання

Анотовані описи завершених науково-дослідних робіт КПІ ім. Ігоря Сікорського