ИНСТИТУТУ НУЖНА ПОМОЩЬ
ИГМ НАНУ пострадал от атаки рашистских дронов
ГИДРОДИНАМИКА И АКУСТИКА
2022 ◊ Том 2 (92) ◊ Номер 3 ◊ с. 229-255
И. В. Вовк*, В. С. Малюга*
* Институт гидромеханики НАН Украины, Киев, Украина
Расчет турбулентных пульсаций давления в пограничном слое ракеты
Gidrodin. akust. 2022, 2(3):229-255
ЯЗЫК ТЕКСТА: Украинский
АННОТАЦИЯ
В статье разработана методика численного моделирования аэродинамического обтекания ракеты в транс- и сверхзвуковом режимах полета. Проведены численные расчеты характеристик такого течения. В частности, получены оценки распределения пристеночных пульсаций давления, действующих на головную часть ракеты. Разработанный алгоритм численного моделирования относится к классу гибридных полуэмпирических методов. Этот алгоритм разбивает задачу на два этапа. На первом из них численно моделируется аэродинамика транс- и сверхзвукового обтекания ракеты воздухом, рассчитываются характеристики турбулентного пограничного слоя, такие как толщина пограничного слоя, касательные напряжения на стенке, динамическая скорость, число Рейнольдса в пограничном слое, плотность воздуха на стенке обтекателя ракеты. На втором этапе на основе полуэмпирических соотношений проводится анализ спектральных плотностей среднеквадратичных значений пульсаций давления. При моделировании сверхзвукового потока численно решаются уравнения сжимаемой жидкости, усредненные по Рейнольдсу, которые дополняются уравнением непрерывности. При моделировании турбулентности используется стандартная $k$-$\varepsilon$ модель. В работе особое внимание уделяется анализу характеристик турбулентного пограничного слоя. Для этого вблизи поверхности обтекателя строится очень подробная сетка. Уравнения движения решаются методом конечных объемов. Рассчитаные характеристики пограничного слоя используются для анализа спектральных плотностей среднеквадратичных значений пульсаций давления. Распределение уровней турбулентных пульсаций в третьоктавных частотных полосах вычислялось с использованием универсальных полуэмпирических зависимостей. Предложенная методика реализована программно с применением тулбокса с открытым кодом OpenFOAM. В качестве солвера (решателя) OpenFOAM предлагает sonicFoam и rhoCentralFoam, предназначенные для моделирования задач транс- и сверхзвукового ламинарного или турбулентного сжимаемого потока. Они отличаются между собой базовыми алгоритмами. SonicFoam построен на основе алгоритма вычисления давления, а rhoCentralFoam - на основе алгоритма вычисления плотности. В данной работе использовался солвер sonicFoam. Задача рассматривалась в рамках модели идеального газа. В разработанной методике применена техника параллельных вычислений. Распараллеливание вычислений проводилось на основе протокола MPI и принципа геометрического параллелизма. Расчеты проводились на кластерном суперкомпьютере Института кибернетики НАН Украины.
КЛЮЧЕВЫЕ СЛОВА
пограничный слой, турбулентные пульсации, сверхзвуковое обтекание ракеты, OpenFOAM