Главная – Журналы – Теплофизика и аэромеханика 2022 номер 1

В обзоре рассматриваются проблемы гидродинамики и теплопереноса в волновых пленках жидкости при наличии сложных условий течения. Термин «сложные условия» здесь означает наличие потоков массы, импульса и энергии через поверхность пленки. Цель обзора - анализ последних достижений в исследовании волновых режимов пленочных течений.

Представлены результаты численного моделирования внешнего дозвукового нестационарного обтекания осесимметричной модели. Моделирование проводится на основе квазигазодинамического алгоритма, реализованного на неструктурированной тетраэдральной сетке. На поверхности модели располагается турбулизатор в виде кольцеобразного выступа, который фиксирует положение ламинарно-турбулентного перехода. Постановка задачи соответствует экспериментам по продувке рассматриваемой модели в аэродинамической трубе. Картина течения, распределение коэффициента давления по поверхности и параметры турбулентных пульсаций демонстрируют удовлетворительное качественное и количественное согласование с экспериментальными данными.

Приводятся результаты экспериментальных исследований гистерезиса аэродинамических характеристик профиля NACA 0018 в малотурбулентной аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей Т-124 ЦАГИ. Эксперименты выполнялись на динамической установке ОВП-124 в стационарных условиях при квазистатическом (непрерывном) увеличении и уменьшении угла атаки и при вынужденных колебаниях по тангажу с разными амплитудами и частотами относительно различных установочных углов атаки. Во всех случаях в измеряемых аэродинамических характеристиках наблюдается гистерезис, связанный с наличием диапазона углов атаки, в котором существуют устойчивые неединственные структуры отрывного обтекания. На основании полученных экспериментальных данных разрабатывается новый подход к математическому моделированию явления статического и динамического гистерезиса аэродинамических характеристик для использования в задачах динамики.

Сформулирована и исследована математическая модель процесса нестационарного сопряженного теплообмена системы термоэлектронной тепловой защиты при сверхзвуковом обтекании составной оболочки. Проведены оценки влияния испарения (эмиссии) электронов с поверхности эмиттера на понижение температуры составной оболочки термоэмиссионной тепловой защиты. Исследовано влияние разных углов атаки на режимы теплообмена в системе многоэлементной термоэлектронной тепловой защиты. Получено качественное согласование результатов расчета с известными данными.

Представлены результаты численного моделирования газодинамического течения в тракте технического устройства с резонирующей полостью. Подробно изучен один период газодинамического нагружения элементов конструкции резонирующей полости. Получена целостная картина распределения полей давления и температуры вдоль тракта резонирующей полости. Определены максимальные и минимальные значения давления и температуры, реализующиеся при движении потока газа по тракту резонатора.

В работе описывается исследование распределения давления вдоль стенки осесимметричного канала с прямым уступом. Рассматривается сверхзвуковое течение газа, которое формируется внутри канала при обтекании осесимметричной модели с продольным проточным каналом внешним потоком с числами Маха М = 5 и М = 6. Для проведения экспериментальных исследований используется аэродинамическая установка кратковременного действия. Приводятся результаты измерения давления вдоль стенки канала при обтекании исследуемой модели. Данные аэродинамических испытаний сопоставляются с результатами численных расчетов, выполняется сравнение полученных распределений давления. Установлено, что немонотонный характер изменения величины давления вдоль стенки обусловлен присутствием ударных волн, которыми сопровождается сверхзвуковое течение газа в канале.

Численно изучено горение углеводородного топлива при числах Маха потока М = 1,7. Для воспламенения подаваемого через осевой инжектор топлива применяется боковая струя воздуха. Решаются осредненные по Рейнольдсу уравнения Навье-Стокса, замыкаемые k-e- моделью турбулентности. Горение топлива моделируется с помощью одной реакции. Исследуется возможность формирования околозвукового течения, а также газодинамическая структура горения керосина при числе Маха M = 1,7 и температуре торможения 1500 K.

Методами трехмерного компьютерного моделирования проведены вычислительные эксперименты, позволяющие определять влияние различных компоновочных решений по горелочным устройствам и способа подачи топливной аэросмеси на основные характеристики процессов тепломассопереноса (аэродинамика течения, температурные поля, концентрационные поля продуктов горения) по всему объему камеры сгорания энергетического котла и на выходе из нее. Показано, что использование вихревых горелочных устройств с закруткой потока аэросмеси позволяет улучшить обменные процессы в топочной камере и уменьшить выбросы вредных веществ в атмосферу как при традиционном сжигании топлива, так и при пониженной нагрузке котла (частичное отключение горелок).

В статье представлены результаты численного моделирования явления непрерывной спиновой детонации водород-кислородной смеси в двумерной нестационарной постановке с использованием периодических граничных условий. Программная реализация математической модели выполнена в программном комплексе ANSYS Fluent. Приведены методика настройки данного программного комплекса и алгоритм инициализации процесса детонации для проведения численного моделирования. Верификация методики выполнена с помощью расчета и сравнения с экспериментальными данными скорости распространения плоской детонационной волны с различными разбавителями. С помощью разработанной методики моделирования определены удельные импульсы и величины скоростей непрерывной спиновой детонации для коэффициента избытка горючего в диапазоне от 0,56 до 2,4. Результаты моделирования продемонстрировали хорошее совпадение с результатами других авторов. Также с помощью численного моделирования установлено, что удельный импульс камеры сгорания детонационного ракетного двигателя больше удельного импульса жидкостного ракетного двигателя в среднем на 17 %. Показано, что использование процесса непрерывной спиновой детонации может значительно уменьшить длину цилиндрической части камеры сгорания и газогенератора ракетного двигателя.

Проведено экспериментальное исследование свойств переноса конгруэнтно плавящегося сплава Mg-Li с содержанием лития 30 ат. %, который рассматривается в качестве перспективного сверхлегкого конструкционного материала для аэрокосмич еской промышленности. Получены новые экспериментальные данные по температуропроводности ( a ) и теплопроводности ( l ) в интервале температур 293-777 K с оцениваемыми погрешностями 2 - 4 % и 3 - 5 % соответственно. Проведено сопоставление результатов с известными литературными данными по теплопроводности для сплавов из системы Mg-Li. Разработана таблица рекомендуемых температурных зависимостей для a и l исследуемого состава.

30 января 2022 года исполнилось 70 лет известному ученому-теплофизику, доктору физико-математических наук, главному научному сотруднику Института теплофизики СО РАН Сергею Всеволодовичу Станкусу.