Автореферат (Тепло-массообмен на поверхности элементов конструкции гиперзвуковых летательных аппаратов самолетных схем при полете в атмосфере)

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫАктуальность работы.Научно-техническая проблема тепловой защиты конструкции летательныхаппаратов (ЛА) от аэродинамического нагрева впервые возникла в середине 20-говека в связи с интенсивным развитием высокоскоростной авиационной и ракетнокосмической техники. Физическая природа аэродинамического нагрева обусловленатем, что в вязком сжатом и пограничном слоях на поверхности аппаратавысокоскоростной набегающий поток тормозится, в результате чеготермодинамическая энтальпия газа достигает громадных значений и сжатый ипограничный слои становятся химически активными.

Скорость полёта аппарата, прикоторой реализуются эти условия, названа гиперзвуковой, а аппараты,совершающие полёт в атмосфере с такой скоростью, получили наименованиегиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА). В процессе аэродинамическогонагрева температура поверхности элементов конструкции ГЛА может превыситьдопустимую, что вызовет их разрушение. Для предотвращения указанного, припроектировании ГЛА необходимо решить задачу определения с высокой степеньюдостоверности параметров термо-газодинамики и тепло-массообмена у ихповерхности. Это позволит целенаправленно использовать для защитытеплонапряжённых элементов термостойкие и жаропрочные материалы. Кроме того,решение этой задачи даст возможность оптимизировать массовые, габаритные, а,следовательно, аэродинамические характеристики ГЛА.

Сделать аппаратмногоразовым.Таким образом, всё указанное выше определяет актуальность темы настоящейработы.Проведенный в работе анализ по данной проблеме показал, что в целом, всепроводимые в настоящее время исследования можно разделить на два основныхнаправления:- создание ГЛА с планером самолётного типа как гражданского, так ивоенного назначения, совершающего полёт в атмосфере на высотах до 40-60 км.- создание многоразовых спускаемых космических аппаратов (КЛА) спланером самолётного типа, с применением инновационных технологий и новыхпринципов построения тепловой защиты.Решение указанной выше задачи является достаточно сложным, посколькупри гиперзвуковом полёте на поверхности ГЛА в полной мере проявляются атомномолекулярные высокотемпературные физико-химические процессы, включающиерелаксацию внутренних степеней свободы частиц, многокомпонентную диффузию,обусловленную неравновесными процессами диссоциации, рекомбинации иионизации.3Этот спектр физико-химических процессов проявляется в макроскопическойформе в виде широкого диапазона изменения определяющих критериев подобия:Маха, Рейнольдса, Кнудсена, Дамкеллера, Шмидта, Льюиса и др.

По этой причинеэффективное экспериментальное физическое моделирование гиперзвуковыхвысотных течений в наземных условиях жестко ограничено, а проведение лётныхэкспериментов очень дорого. В связи с этим при проектировании ГЛА особенноостро проявляется потребность в разработке достоверных методов математическогомоделирования процессов термо-газодинамики и тепло-массообмена.Таким образом, из всего сказанного следует, что задача теоретическогоисследования термо-газодинамики и тепло-массообмена в высокоскоростныхтечениях является многопараметрической и становится важнейшей неотъемлемойстадией проектирования ГЛА нового поколения.Цель работы.Целью настоящей работы являлась разработка полной математической моделипроцессов термо-газодинамики и тепло-массообмена при полёте ГЛА на высотах,где атмосфера удовлетворяет гипотезе сплошности.Задачи работы:Для решения указанной цели в работе решены следующие задачи: определены особенности полёта ГЛА самолётных схем в плотных слояхатмосферы Земли с глубоким анализом физико-химических процессов,протекающих в сжатом и пограничном слоях; разработана полная математическая модель процессов термо-газодинамикии тепло-массообмена при обтекании планера гиперзвуковым потоком; проанализированы особенности решения разработанной математическоймодели численными методами; исследовано влияние структуры расчётной сетки на достоверностьполучаемых результатов; проведена верификация разработанной математической модели путёмсравнения результатов расчёта процессов термо-газодинамики и тепло-массообменана поверхности сферы и затупленного конуса с данными открытых источников; по результатам верификации проведена модификация математическоймодели; с использованием модифицированной математической модели, проведенырасчёты процессов термо-газодинамики и тепло-массообмена на поверхностисферы, модели планетарного зонда, модели спускаемого аппарата сегментальноконической формы и перспективного малоразмерного крылатого возвращаемогоаппарата.4Методы исследования.Работа направлена на достижение указанной цели и решениесформулированных выше задач путём математического моделирования имодификации численных методов решения.

При этом разработана общаяматематическая модель процессов, проведена модификация существующих средствчисленного моделирования, выполнен большой объём расчётных исследованийпроцессов термо-газодинамики и тепло-массообмена на поверхности элементовГЛА разной геометрической формы.Научная новизна.В рамках данной работы впервые предложена общая математическая модель,основанная на совокупности относительно простых математических моделей.

Приэтом научная новизна модели выражается в следующем: учитывает основные процессы термо-газодинамики, тепло-массообмена ихимической кинетики, протекающие в сжатом и пограничном слое при ламинарноми турбулентном режимах течения; позволяет использовать стандартные компьютерные ресурсы для решенияприкладных задач с сокращением расчетного времени.Известны математические модели, основанные на простых приближениях(схема Прандтля, формула Фея-Ридделла для равновесного течения), которыерассчитывают параметры процессов термо-газодинамики, тепло-массообмена наповерхности ГЛА с большой долей погрешности (~15÷20%).

Известны такжематематические модели, учитывающие атомно-молекулярные высокотемпературныефизико-химические процессы, протекающие в сжатом и пограничном слое. Однакопо причине большой вычислительной сложности, эти модели часто непригодны длярешения прикладных задач с использованием стандартных компьютерных ресурсов.Корректность полученных с использованием предложенной математическоймодели расчётных данных подтверждена её верификацией с опубликованнымиотечественными и зарубежными экспериментальными данными.Всё указанное позволяет характеризовать разработанную математическуюмодель, как вносящую элементы научной новизны в процесс проектирования ГЛАпри расчёте параметров термо-газодинамики и тепло-массообмена на поверхностипланера.Теоретическая и практическая значимость результатов исследований.Теоретическая ценность работы выражается в разработке общейматематической модели, позволяющей с достаточной степенью точности (~7÷10%)анализировать параметры процессов, протекающих вблизи поверхности ГЛА приполёте в атмосфере на разных режимах.Практическая значимость результатов исследований состоит в надёжностисозданной математической модели, методов и средств её численного решения,5значительно ускоряющих выполнение инженерных расчётов с целью достоверногоопределения параметров термо-газодинамики и тепло-массообмена на поверхностиГЛА.Достоверностьиобоснованностьработыподтверждаютсяудовлетворительным совпадением результатов численного моделированияпроцессовтермо-газодинамикиитепло-массообмена,проведенногосиспользованием предложенной математической модели, с экспериментальными ирасчетными данными других авторов, полученными при прочих равных начальныхусловиях.Личный вклад автора.Личный вклад автора работы выражается в следующем: проведён критический анализ опубликованной информации по результатамисследования процессов термо-газодинамики и тепло-массообмена при решениипроблемы тепловой защиты ГЛА.

Выявлены всё ещё не решённые по этой тематикезадачи; разработана общая математическая модель процессов термо-газодинамики итепло-массообмена, протекающих в химически активном пограничном слое наповерхности ГЛА с учётом турбулентности, неравновесных химических реакций, атакже изменения в широком диапазоне теплофизических свойств компонентовгазовой смеси; проведена верификация разработанной математической модели путёмсравнения расчётных данных процессов термо-газодинамики и тепло-массообмена сэкспериментальными данными других авторов при обтекании гиперзвуковымипотоками поверхностей разных форм: сферы, конуса, притупленного сферой,модели планетарного зонда, модели спускаемого аппарата сегментально-коническойформы, цилиндра, притупленного сферой, а также перспективного малоразмерногокрылатого возвращаемого орбитального аппарата; исследовано влияние структуры расчётной сетки на достоверностьполучаемых данных с оценкой погрешности расчётов.

Проведён анализ результатоврасчёта с использованием сеток разной размерности и их влияния на точностьопределяемых данных; сделаны выводы и сформулированы рекомендации по особенностям расчётатеплообмена на поверхностях элементов конструкции гиперзвуковых летательныхаппаратов.Апробация работы и публикации.Основные научные результаты работы неоднократно докладывались нанаучно-технических отечественных и международных конференциях. В частности,на 13-й Международной конференции «Авиация и космонавтика - 2014» (Москва,Россия, 17-21 ноября 2014г.), на Всероссийской научно-технической конференции6«Авиадвигатели XXI века» (Москва, Россия, 24-27 ноября 2015г.), на XVМеждународном Минском форуме по тепло - и массообмену (Минск, РеспубликаБеларусь, 23-26 мая 2016 г.).Основные результаты диссертации опубликованы в 9 статьях, 8 из которыхизданы в рецензируемых журналах, рекомендованных ВАК.Структура и объём работы.Диссертационная работа состоит из введения, шести глав, выводов по работе исписка цитируемой литературы.

Работа включает 157 страниц основного текста,выводы, 65 рисунков, 12 таблиц, список литературы из 72 наименований.КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫВо введении обоснована актуальность темы диссертации, сформулированыцель и задачи работы. Показана новизна работы, её научная и практическаязначимость, достоверность и обоснованность результатов. Кратко охарактеризованыметоды исследования, используемые в работе.В главе 1 диссертации проанализированы основные закономерности физикохимических процессов, происходящих на поверхности при полёте ГЛА в атмосфере.Проведён критический обзор используемых методик исследования этих процессов.Проанализированы основные преимущества ГЛА самолетных схем всравнении с другими схемами. Показано, что: вход ГЛА самолетных схем с орбиты в плотные слои атмосферыосуществляется по управляемой пологой траектории, что существенно снижаетинтенсивность аэродинамического нагрева; осуществляется горизонтальная посадка аппарата; возможно маневрирование, например, для изменения траектории с цельюпосадки на основной или на запасные аэродромы.Также в главе проанализированы особенности построения тепловой защитымногоразовых ГЛА самолетных схем.

Установлено, что тепловая защита ГЛАдолжна противостоять воздействию целого ряда физических факторов, то естьдолжна быть многофункциональной. Показано, что для разработки тепловой защитыГЛА могут быть эффективно применены методы вычислительной математики,которые позволяют достоверно определять параметры термо-газодинамики и тепломассообмена на поверхности ГЛА на стадии его проектирования.В главе 2 представлена математическая модель процессов термогазодинамики и тепло-массообмена на поверхности ГЛА, основанная на решениидискретных аналогов системы уравнений Навье–Стокса и уравненийдополнительных моделей (уравнения энергии, уравнений переноса компонентгазовой смеси и лучистой энергии, уравнений химической кинетики).

При этом для7дискретизации уравнений механики сплошной среды применен метод контрольногообъема в виде:WdV   F  G   dA   HdV ,t VV(1)где W – вектор основных переменных (плотность, скорость, внутренняя энергия,концентрация и др.), F – вектор конвективных потоков, G – вектор вязких потоков.Воздух рассматривался в виде смеси из пяти компонентов (O2, N2, O, N, NO).Параметры указанной смеси компонентов рассчитывались c использованиемсоотношений в виде: плотность смеси:Pстсм C(2)R T  ii Miгде: Pст – местное статическое давление; R – универсальная газовая постоянная; T –местная статическая температура; Ci и Mi – массовая концентрация и мольная массаi-ой компоненты, соответственно; удельная изобарная теплоёмкость сp,i каждой i–ой компоненты газовой смесизадавалась по кусочно–линейному закону в виде функции от температуры. теплопроводность λi каждой i–ой компоненты, вычислялась с использованиемсоотношения, полученного в молекулярно- кинетической теории: 4 c p,i  M i 1 15 Ri  i  ,4 Mi15R3 (3)где: μi – динамическая вязкость i–й компоненты, функция i(T); cpi – удельнаяизобарная теплоёмкость i–й компоненты также функция срi(T) динамическая вязкость каждой i–й компоненты вычислялась по известнойформуле Сатерленда в виде:T i   0 i   T0 3/2TнормST S,(4)где: μ0i – динамическая вязкость i–й компоненты при нормальных условиях; T –статическая температура, К; Tнорм – температура при нормальных условиях; S –эффективная температура (константа Сатерленда).Теплофизические свойства смеси вычислялись как средневзвешенные поконцентрациям.Так как при гиперзвуковых скоростях потока характерный временной масштабпотока подобен временному масштабу протекания химических процессов, тоэффекты диссоциации и рекомбинации учитывались с использованием модели8конечной скорости химической реакции.