Стр. 16 - Ю.И. Димитриенко, А.А. Захаров, М.Н. Коряков, Е.К. Сыздыков - Численное решение сопряженной задачи аэрогазодинамики и внутреннего теплопереноса в конструкциях гиперзвуковых летательных аппаратов

99

ISSN 1812-3368. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. «Естественные науки». 2012

гающего потока (граничное условие на входной границе) задавались

равными друг другу:

ρ

= 0,195 кг/м

3

;

v

x

=

v

y

= 0 м/с;

v

z

= 1800 м/с;

p

= 12346 Па. Значения рамерных параметров задачи принимались сле-

дующими:

θ

0

= 293 K;

ε

1

= 0,8 и

ε

2

= 0,3;

λ

s

= 0,3 Вт/мК;

ρ

s

= 1800 кг/м

3

;

c

s

= 0,8 кДж/кгК.

Для выявления особенностей течения в наиболее ответственных

зонах необходимо использовать мелкие сетки, что приводит к суще-

ственному увеличению времени счета. Проведем оценку вычисли-

тельной сложности описанного алгоритма для решения задачи газо-

вой динамики. Так, если размер сетки – 1,5 . 10

6

, то число операций

для решения уравнений Навье – Стокса – 65 . 10

3

, а число временных

слоев до установления – 1 . 10

4

. В итоге получаем, что необходимо вы-

полнить около 10

15

арифметических операций.

Численное решение с хорошим разрешением передает головной

скачок уплотнения в критической точке ЛА, максимум плотности,

давления и температуры приходится на критическую точку, в которой

температура достигает 2000 K. На рис. 5 и 6 показано сравнение тем-

пературы при адиабатической стенке и с учетом теплообмена между

газовой средой и оболочкой в момент времени 50 с после начала дви-

жения. Во втором случае температура в среднем по поверхности тела

получается на 25 % ниже, чем в первом, что свидетельствует о важ-

Рис. 6. Распределение температуры газового потока в окрестности поверхно-

сти ГЛА для стенки с учетом теплообмена, K