Изменение сил на поверхности осесимметричного тела конечного размера в сверхзвуковом потоке при выдуве поперечной газовой струи тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.02.05, кандидат наук Кисловский Валентин Алексеевич

• Кисловский Валентин Алексеевич
• кандидат наук
• 2021

Оглавление диссертации кандидат наук Кисловский Валентин Алексеевич

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. СОСТОЯНИЕ ИССЛЕДОВАНИЙ ВЫДУВА ОДИНОЧНОЙ ГАЗОВОЙ СТРУИ ПОПЕРЕЧНО СВЕРХЗВУКОВОМУ ПОТОКУ

1.1 Управление осесимметричными ЛА

1.2 Выдув реактивной струи в покоящееся пространство

1.3 Описания поля течения при взаимодействии сверхзвукового потока с поперечно выдуваемой струей

1.4 Исследования методик численного моделирования взаимодействия сверхзвукового потока с выдуваемой струей

1.5 Обзор исследований поверхностных сил при выдуве газовой струи с корпуса осесимметричного тела, обтекаемого сверхзвуковым потоком

1.6 Выводы по главе

ГЛАВА 2. ВЛИЯНИЕ ВЫДУВА ПОПЕРЕЧНОЙ ГАЗОВОЙ СТРУИ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ОСЕСИММЕТРИЧНОГО ТЕЛА КОНЕЧНОГО РАЗМЕРА, ОБТЕКАЕМОГО СВЕРХЗВУКОВЫМ ПОТОКОМ

2.1 Методика проведения численного моделирования обтекания сверхзвуковым потоком осесимметричного тела конечного размера с выдувом поперечной газовой струи

2.2 Исследования влияния различных факторов на аэродинамические характеристики осесимметричного тела конечного размера при выдуве поперечной струи в сверхзвуковой поток

2.2.1 Влияние кривизны обтекаемого осесимметричного тела конечного размера

2.2.2 Влияние параметров выдуваемой струи и набегающего потока

2.2.3 Влияние отношения диаметра отверстия выдува к диаметру модели

2.2.4 Влияние положения отверстия выдува по длине осесимметричного тела конечного размера

2.3 Влияние выдува поперечной струи на аэродинамические характеристики консолей хвостового стабилизатора ЛА осесимметричной конфигурации

2.4 Экспериментальные исследования

2.4.1 Импульсная аэродинамическая труба

2.4.2 Измерительное оборудование и методика регистрации сигнала

2.4.3 Результаты экспериментальной части исследования

2.5 Выводы по главе

ГЛАВА 3. ИССЛЕДОВАНИЕ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

ОСЕСИММЕТРИЧНОЙ КОНФИГУРАЦИИ С ВЫДУВОМ ПОПЕРЕЧНОЙ СТРУИ

3.1 Методика расчета динамики возмущенного полета и описание программы

3.2 Влияние перераспределения давления на поверхности ЛА, возникающего вследствие выдува газовой струи, на динамику его полета

3.3 Выводы по главе

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ОБОЗНАЧЕНИЙ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ПРИЛОЖЕНИЕ 1.....................................................................Ошибка! Закладка не определена.

ПРИЛОЖЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Изменение сил на поверхности осесимметричного тела конечного размера в сверхзвуковом потоке при выдуве поперечной газовой струи»

Актуальность темы исследования:

В настоящее время с увеличением требований к скоростным и маневренным характеристикам летательных аппаратов (ЛА) в аэрокосмической отрасли, возросла необходимость в создании новых и/или усовершенствовании технологий существующих систем управления. Одним из перспективных направлений развития систем управления высокоскоростными ЛА стал метод газоструйной корректировки траектории полета.

Исследования возможностей газоструйных (газодинамических) систем управления проводятся во всем мире, так как способы корректировки такого рода обладают рядом преимуществ по сравнению с более распространенными на данный момент времени способами управления с использованием отклоняемых аэродинамических поверхностей. Во-первых, газоструйная система управления эффективно работает при любых условиях внешней среды. Таким образом, исключается возможность появления участка траектории, на котором отсутствует возможность управляющего воздействия из-за высоты или скорости полета. Во-вторых, использование выдува газовой струи, в качестве управляющего воздействия, имеет меньшее время отклика после начала или окончания работы органов управления. Управляющее воздействие начинается сразу в момент начала истечения струи и в полную величину заданного усилия, а также прекращается в тот момент, когда струя перестает истекать. В-третьих, газоструйная система управления имеет широкие возможности энергетического контроля. Это означает возможность создавать в любой момент времени практически любое необходимое управляющее воздействие. В-четвертых, слабая восприимчивость к пространственному положению ЛА. Данные факторы увеличивают гибкость работы системы управления, и улучшают маневренность ЛА. В-пятых, в те периоды времени полета, когда система управления не работает, органы управления не создают дополнительного сопротивления и возмущения в обтекающем потоке, а также сами не подвергаются силовому и тепловому воздействию [1].

Недостатками и факторами, делающими газоструйную систему управления мало распространенной для высокоскоростных ЛА, относятся: ограниченная продолжительность работы газоструйной системы управления, связанная с необходимостью использования источника рабочего тела, например использование в качестве источника газогенератора; сложность картины течения при взаимодействии набегающего потока с выдуваемой газовой струей, а также сложность предсказания формирующихся в результате этого взаимодействия сил на поверхности ЛА, вследствие зависимости от большого множества параметров [2].

В результате взаимодействия набегающего потока с выдуваемой газовой струей, происходит перераспределение давления по всей поверхности ЛА. Сила, образующаяся в результате перераспределения давления, может, как совпадать по направлению действия с реактивной тягой выдуваемой струи, так и противодействовать ей. Этот фактор оказывает влияние на управляющее воздействие в целом.

Лучшее понимание условий, влияющих на изменение аэродинамических характеристик летательного аппарата в случае выдува реактивной струи, может быть основой для создания эффективной системы управления, базирующейся на газоструйном воздействии.

Степень разработанности темы исследования:

Основные элементы картины течения в случае взаимодействия набегающего потока с поперечно выдуваемой струей достаточно хорошо изучены и экспериментально, и численными методами. Картинам течения на дозвуковых скоростях уделено большое внимание в работе [3]. Работа [4] является большой обзорной работой для сверхзвуковых течений, однако основная направленность представленных исследований в этой работе связана со смешением струи в потоке.

В работах [5-7] аналитическим методом было заключено о сходстве картин течения при случае взаимодействия набегающего потока с выдуваемой поперечно основному потоку газовой струи и установления на пути набегающего потока эквивалентного твердого цилиндрического препятствия. Это связано с тем, что область расширения газа при выдуве струи также является препятствием для основного потока.

В результате взаимодействия набегающего потока с поперечной струей вверх по потоку перед отверстием выдува образуется относительно небольшая зона повышенного давления, большей интенсивности, чем более обширная зона пониженного давления, образующаяся вниз по потоку за отверстием выдува [8-13].

Гнемми и Шэфер проводили исследования выдува звуковой струи с поверхности осесимметричного тела в набегающий сверхзвуковой поток (М=3) [14]. Результаты, полученные путем численного моделирования, были подтверждены экспериментально. Это было сделано за счет сравнения распределения давления вдоль плоскости симметрии тела, а также вдоль окружности поперечного сечения в районе места выдува газовой струи. В дальнейшем работа авторами была развита. Однако в данной работе и многих других основным рассматриваемым параметром являлось распределение давления вблизи поля взаимодействия набегающего потока с выдуваемой струей. Величина силы образующейся в результате перераспределения давления, а также факторы, влияющие на нее, рассмотрены не в полной мере.

Одним из примеров исследования силового воздействия от перераспределения давления может служить работа [15]. В этой работе рассматривалось уменьшение площади зоны пониженного давления за счет изменения формы сечения отверстия выдува. Рассматривались такие сечения отверстий выдува, как круглое, эллиптическое, каплевидное и обратное каплевидной формы. Эллиптическое сечение приводило к формированию большей области повышенного давления. Однако в этом случае многократно увеличивалось и зона пониженного давления. Каплевидная форма сечения отверстия выдува продемонстрировала наименьшую величину зоны пониженного давления и, как следствие, лучшие силовые характеристики управляющего воздействия.

В работе [16] были рассмотрены случаи выдува струи из тел с круглым и прямоугольным поперечным сечениями. Было показано, что образующиеся зоны давления не охватывают полностью тело прямоугольного сечения, и был сделан вывод о большей эффективности струйного воздействия именно для ЛА с прямоугольным сечением. В целом, особенности распределения зон давления по телу с радиальной кривизной поверхности не позволяет использовать результаты, полученные для случаев выдува с поверхности плоской пластины.

Большое количество разнообразных тел (в основном конической формы) и конфигураций выдува с поверхности этих тел экспериментально исследовалось в работе [17]. В работах [1821 ] также рассматривались различные случае влияния выдува на обтекаемые сверхзвуковым потоком тела. Однако проблема предсказания аэродинамических сил и моментов, возникающих в результате взаимодействия набегающего потока с выдуваемой с боковой поверхности ЛА газовой струей, остается не решенной и актуальной.

Значительная часть работ, посвященных газоструйным системам управления, направлена на исследование газодинамических явлений в области выдуваемой струи. Вопросы влияния выдува струи на динамику полета ЛА в доступной литературе практически не встречаются. Например, в работе [22] рассматривался вопрос компоновки системы газодинамического управления грузом, размещенного на борту самолета внутрифюзеляжным способом, а также было проведено математическое моделирование пространственного движения груза, управляемого газоструйным способом после отсоединения от самолета.

Цель исследования:

Изучение физической картины течения при взаимодействии набегающего сверхзвукового потока с выдуваемой поперечной газовой струей и выявления факторов, определяющих изменение сил, действующих на поверхность осесимметричного тела конечного размера.

Задачи исследования:

1. Определить влияние параметров струи и набегающего потока на величину силы, образующейся в результате перераспределения давления по поверхности обтекаемого тела конечного размера.

2. Определить влияние размера и положения отверстия выдува на перераспределение давления по поверхности обтекаемого тела конечного размера.

3. Определить влияние выдуваемой поперечной струи на аэродинамические характеристики осесимметричной модели с хвостовым стабилизатором.

4. Выполнить анализ воздействия выдува поперечной газовой струи на динамику возмущенного движения ЛА осесимметричной конфигурации.

Научная новизна исследования:

Проведено параметрическое исследование величины силы, формирующейся в результате перераспределения давления по поверхности обтекаемого осесимметричного тела конечных размеров, вследствие взаимодействия набегающего сверхзвукового потока с выдуваемой струей и получены новые зависимости этой силы от соотношения параметров набегающего потока и струи, размера и положения отверстия выдува и т.д.

Показано, что перераспределение давления на поверхности, в результате выдува поперечной струи, приводит к существенному изменению моментных характеристик осесимметричного сверхзвукового ЛА.

Показано, что выдув поперечной струи приводит к изменению аэродинамических характеристик хвостового стабилизатора.

Впервые исследована динамика полета ЛА осесимметричной конфигурации с учетом управляющего воздействия поперечной газовой струи и перераспределения давления по поверхности ЛА.

Теоретическая и практическая значимость исследования:

Теоретическая значимость настоящей работы заключается в уточнении влияния выдува поперечной газовой струи на аэродинамические характеристики сверхзвукового ЛА осесимметричной конфигурации в целом и на его элементы в частности.

Практическая значимость результатов исследования заключается в том, что полученные результаты могут быть использованы для создания или улучшения систем корректировки траектории полета, основанных на газоструйном воздействии.

Методология и методы исследования

Исследования проводились при помощи численного моделирования и экспериментально. Численное моделирование осуществлялось в пакете программ ANSYS Fluent. За основу методики подготовки и проведения численного моделирования были взяты требования, предложенные в других многочисленных работах по данной тематике исследования и близкой к ней.

Эксперименты проводились на аэродинамической установке «Транзит-М», основываясь на многолетнем опыте сотрудников института и лаборатории. Основными исследуемыми параметрами являлись силы, действующие на модель интегрально, поэтому для измерения использовались аэродинамические весы тензометрического типа.

Для проведения баллистического расчета была создана программа «ДУП» (Динамика Управляемого Полета), которая базировалась на известных уравнениях движения центра масс и изменения положения ЛА относительно центра масс, описанных во многих трудах, посвященных динамике полета.

Основные положения, выносимые на защиту:

Результат исследования влияния степени нерасчетности струи, выдуваемой с поверхности обтекаемого сверхзвуковым потоком осесимметричного тела конечного размера на величину поперечной силы, образующейся вследствие перераспределения давления по поверхности обтекаемого тела при взаимодействии потока со струей, показывающий возможность линейного изменения поперечной силы в 8 раз при изменении степени нерасчетности от n = 200 до n = 3200.

Результат исследования влияния скорости набегающего потока или скорости истечения выдуваемой струи в диапазоне М = 1 - 6, показывающий изменение интенсивности зоны повышенного давления перед струей. Результат исследования, показывающий, что наличие кривизны поверхности осесимметричного тела уменьшает поперечную силу по сравнению с плоской пластиной. Увеличение диаметра струи увеличивает эффект кривизны поверхности. Установлен диапазон отношения диаметров отверстия и модели (d/D = 0,18 - 0,30), в котором поперечная сила не меняется.

Результат исследования, показывающий, что смещение отверстия выдува по длине ЛА меняет величину поперечной силы до 120 % от импульса выдуваемой струи с изменением управляющего момента до 100%.

Результат исследования, показывающий, что выдуваемая струя изменяет усилия, действующие на отдельные консоли хвостового стабилизатора, в результате чего меняется моментная характеристика ЛА (до 33% в рассмотренном случае).

Создана методика и программа для расчета трехмерного возмущенного движения ЛА. С помощью программы выполнен анализ возможностей воздействий поперечной газовой струи на динамику возмущенного движения ЛА осесимметричной конфигурации. Показано, что наличие перераспределения давления при выдуве струи в работе газодинамической системы управления может приводить к существенному изменению конечной точки траектории полета на 8 - 39 м (на 10% - 13%) в рассмотренном случае.

Достоверность результатов подтверждается сравнением с данными, полученными другими авторами, а также сравнением результатов, полученных путем численного моделирования с результатами экспериментальных исследований.

Апробация работы:

Основные результаты работы опубликованы в российских журналах «Теплофизика и аэромеханика», «Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника». Итого, опубликовано три статьи в ведущих научных журналах из перечня ВАК. Основные результаты диссертационной работы докладывались на российских и международных научных конференциях, симпозиумах и семинарах. В том числе на Международной конференции по методам аэрофизических исследований ICMAR'2016 (Пермь, 2016), ICMAR'2018 (Новосибирск, 2018), на Международной конференции НЕРСМ 2017 (Новосибирск, 2017), на Всероссийской молодежной конференции «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии» (Новосибирск-Шерегеш, 2017, 2018, 2019), на Всероссийской конференции ФППСМ-2016 (Томск, 2016), на Всероссийской молодежной конференции «Актуальные проблемы современной механики сплошных сред и небесной механики» (Томск, 2017), на Всероссийской конференции «Наука и технологии» (Миасс, 2018), на Всероссийском съезде по фундаментальным проблемам теоретической и прикладной механики (Уфа, 2019).

Личный вклад автора:

Все основные результаты работы получены самим автором. Самостоятельно проводил исследования путем численного моделирования, а также осуществлял подготовку и проведение экспериментальной части исследований. Автором была предложена методика расчета трехмерного возмущенного движения ЛА и создана программа на ее основе. С использованием созданной программы выполнен анализ возможностей воздействия поперечной газовой струи на динамику возмущенного движения ЛА осесимметричной конфигурации.

Структура диссертации

Диссертация состоит из введения, трех глав, заключения, списка обозначений и списка литературы из 100 наименований. Общий объем диссертационной работы составляет 111 страниц, включая 62 иллюстрации, 6 таблиц, 21 формула и два приложения.

Содержание диссертации

Во введении обоснованна актуальность, сформированы цели работы, задачи и научная новизна. Описаны научная и практическая ценность работы и основные положения диссертационной работы, выносимые на защиту. Представлен личный вклад автора и дана общая структура диссертационной работы.

Глава 1 содержит обзор работ по исследованию выдува с поверхности твердого тела в сверхзвуковом потоке и теоретическую базу по данному направлению исследований, на основе которых осуществлялось выполнение работы.

Приведены преимущества и недостатки газоструйной системы управления по сравнению с более распространенными системами управления. Приведено описание уже реализованных систем газоструйного управления ЛА осесимметричной конфигурации. В качестве реализованных газоструйных систем корректировки были рассмотрены газоструйные системы управления используемые на зенитных управляемых ракетах (ЗУР) «Эринт-1» и «Астер». Необходимо отметить, что в существующих комплексах газоструйное управление является только вспомогательным, для увеличения маневренности ЛА, и применяется на тех участках полета, где газодинамический эффект минимален или отсутствует вовсе (например, на старте полета), используя исключительно реактивную тягу струи (струй) для осуществления корректировки.

Приведены общепринятые характеристики, описывающие струю, выдуваемую в затопленное пространство.

Приведено описание поля течения при взаимодействии сверхзвукового потока с выдуваемой поперечной струей. Описана структура течения в продольном сечении, объяснено образования скачка уплотнения, реверсивных зон и пяти пар вихрей. Описаны причины перераспределения давления и т.п.

Представлен обзор работ, рассматривающих задачу о взаимодействии сверхзвукового потока с выдуваемой струей, с точки зрения достоверности описания такого сложного газодинамического процесса различными методиками численного моделирования.

Представлен обзор работ, затрагивающих непосредственно изменение интегральных силовых значений на поверхности осесимметричных тел в сверхзвуковом потоке, вследствие выдува газовой струи с поверхности этих тел.

Проведенный обзор показал практически полное отсутствие в общедоступной литературе работ, посвященных динамике полета ЛА с применением газоструйного управляющего воздействия.

Глава 2 включает в себя постановку задачи численного моделирования и экспериментальных исследований. Приведены результаты численного моделирования различных случаев выдува с поверхности осесимметричного тела конечного размера в сверхзвуковом потоке, а также результаты экспериментальных исследований.

Описана методика численного моделирования обтекания осесимметричного тела конечного размера с выдувом поперечной газовой струи. Методика была сформирована на основе ряда условий и требований, описанных в многочисленных работах, посвященных численному моделированию в данном направлении исследования. Многие из этих работ приведены в п. 1.4 главы 1 данной диссертационной работы. Численное моделирование проводилось в пакете программ ANSYS Fluent. Решалась трехмерная задача. Решатель используемого пакета программ основывается на осредненных уравнениях Навье-Стокса. Применялась вязкостная модель Сазерленда. В качестве модели турбулентности была выбрана SST k-ю модель с учетом сжимаемости, как наиболее подходящая для такого рода задач. Рабочим газом для набегающего потока и для выдуваемой струи являлся воздух. Построение расчетной сетки осуществлялось с учетом необходимых требований для решения газоструйных задач и разрешения пограничного слоя. Общее число узлов расчетной сетки во всей расчетной области составляло порядка 2,5 106. Предварительна была проведена проверка сходимости по сетке. Выбранная схема разбиения расчетной сетки показала хорошую степень сходимости. Условия проведения численного моделирования были опробованы на известных экспериментальных и расчетных данных, что позволило дать предварительную положительную оценку используемым условиям численного моделирования.

В качестве расчетной модели использовалось осесимметричное тело конечной формы со следующими основными параметрами: диаметр модели D= 50 мм, удлинение модели L/D= 10, угол полураствора конической части ф = 24°, удлинение конической части L^D= 1,14. Эти же основные параметры были соблюдены и в экспериментальной модели.

Представлены результаты численного исследования влияния различных параметров на аэродинамические характеристики осесимметричного тела конечного размера при выдуве поперечной струи в сверхзвуковом потоке.

Рассмотрено влияние кривизны поверхности осесимметричного тела, с которой осуществляется выдув, для определения разницы между перераспределением давления на поверхности плоской пластине и на поверхности тела цилиндрической формы. Численное моделирование проводилась при нулевом угле атаки а = 0° и числе Маха набегающего потока Мот=3,85. Моделировалось течение набегающего потока при единичном числе Рейнольдса Relm=

7 1

2,5• 10 м- , статической температурой потока Тт= 99 К и статическим давлением потока Р<х= 0,8 бар. Рассматривался случай расположения точки выдува струи на удалении от начала обтекаемых тел до оси отверстия х/Ь= 0,5. Диаметр отверстия выдува составлял 0,003 м. Истечение струи моделировалась при М= 1 с температурой Т= 1400 К и давлением Р= 20 бар на срезе отверстия выдува. Сила тяги струи Я) = 10 Н. В рассматриваемом случае было зафиксировано двукратное уменьшение поперечной интегральной поверхностной силы, образующейся на цилиндрическом теле по сравнению с силой, образующейся на поверхности плоской пластины. Таким образом было показано, что на криволинейной поверхности сила от перераспределения давления значительно уменьшается.

Рассмотрено влияние параметров струи и набегающего потока, а именно, отношения давления на срезе отверстия выдува к давлению в набегающем потоке и отношения скоростей выдуваемой струи и набегающего потока, выраженных в квадратичных значениях числа Маха.

Результаты исследования показали, что увеличение отношения давлений приводит к линейному росту силы, образующейся в результате перераспределения давления. Это связано с линейным ростом зон давления, формирующихся вследствие взаимодействия набегающего сверхзвукового потока с выдуваемой струей. Линейный рост зон давления обусловливается увеличением степени нерасчетности струи, и, как следствие, все большим расширением газорасширительной области струи, что эквивалентно расположению на пути потока препятствия большего размера.

Влияние отношения скоростей струи и набегающего потока показало не столь однозначный характер. Изменение любой из скоростей не приводит к значительному изменению площадей давления, а приводит к интенсификации зоны повышенного давления в разной степени.

Рассмотрено влияние отношения диаметра отверстия выдува к диаметру обтекаемой модели. Численное моделирование проводилась при нулевом угле атаки а = 0° и числе Маха набегающего потока Мот=3,85. Моделировалось течение набегающего потока при единичном числе Рейнольдса Яв1х= 2,5• 107 м-1, статической температуре 7да= 99 К и давлении Рда= 0,8 бар. Рассматривался случай расположения отверстия выдува струи на удалении от начала обтекаемого тела до оси отверстия х/Ь= 0,5. Было рассмотрено несколько вариантов диаметра отверстия выдува. В разных случаях отношение диаметра отверстия к диаметру модели принималось ё/Б = 0,02; 0,06; 0,12; 0,18; 0,24; 0,30; 0,36; 0,40; 0,50; 0,60. Истечение струи моделировалось при М= 1 с температурой 7= 1400 К и давлением Р= 20 бар на срезе отверстия выдува.

Было показано, что увеличения диаметра отверстия выдува приводит к усилению эффекта кривизны поверхности. Главным образом это отражается на зоне давления, которая образуется в результате действия подковообразного вихря. При достаточно большом значении диаметра

отверстия подковообразный вихрь оказывается на боковой поверхности осесимметричного тела и перестает участвовать в образовании интегрального значения поперечной силы, действующей в направлении действия реактивной тяги выдуваемой струи. Это приводит к некоторому паритету действия сил повышенного и пониженного давления в определенном диапазоне отношения диаметра отверстия выдува и обтекаемой модели. Еще большее увеличение этого отношения диаметров приводит к образованию дополнительной зоны повышенного давления на обратной стороне от отверстия выдува.

Рассмотрено влияние расположения отверстия выдува вдоль продольной оси модели. Приведены результаты численного моделирования при нулевом угле атаки а = 0° обтекаемого тела и числе Маха набегающего потока Мот=3,85. Моделировалось течение набегающего потока при единичном числе Рейнольдса Яв1х= 2,5 107 м-1, статической температуре Ты= 99 К и давления Рт= 83528 Па. Последовательно были рассмотрены пять случаев расположения точки выдува струи на следующем удалении от носика конического обтекателя до оси отверстия: х/Ь= 0,15; 0,325; 0,5; 0,75; 0,988. Диаметр отверстия выдува составлял 0,003 м. Истечение струи моделировалась при М= 1 с температурой Т= 1400 К и давлением Р= 20 бар на срезе отверстия выдува. Смещение отверстия выдува вниз по потоку по поверхности обтекаемой модели приводит к уменьшению площади воздействия за отверстием вниз по потоку. Вследствие того, что за отверстием выдува вниз по потоку образуется зона пониженного давления, рассмотренные изменения приводят к соответственному уменьшению данной зоны. При этом зона повышенного давления, формирующаяся вверх по потоку от отверстия выдува, не имела существенных изменений. Таким образом, указанные выше факторы приводят к преобладанию в формирующейся силе эффекта от зоны повышенного давления при смещении положения точки выдува в сторону задней кромке.

На зону повышенного давления существенное влиянии оказывает расположение отверстия выдува вблизи перехода конической части корпуса в цилиндрическую (х/Ь= 0,15). Такое расположение привело к увеличению интенсивности зоны повышенного давления по сравнению с точками выдува, смещенными к задней кромки модели. Эта разница в картинах образования областей давления, могла быть связана с волнами разрежения, образующимися на линии перехода.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Кисловский Валентин Алексеевич, 2021 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного артиллерийского и ракетного оружия. Часть II. Физические основы устройства и функционирования ракетного оружия: учебник для вузов / под ред. проф. В.В. Ветрова и проф. В.П. Строгалева. - Тула: Изд-во ТулГУ, 2007. - 784 с.

2. Stahl, B., Esch, H., Gulhan, A. Experimental investigation of side jet interaction with a supersonic cross flow // Aerospace Science and Technology, 2008, 12(4), 269-275.

3. Грек Г.Р., Козлов В.В., Литвиненко Ю.А. Устройство дозвуковых струйных течений и горение / Учеб. пособие. 2-е изд./Новосиб. гос. ун-т. Новосибирск, 2013, 240 с.

4. Mingbo Sun, Hongbo Wang, Feng Xiao Jet in supersonic crossflow / Springer Nature Singapore Pte Ltd. 2019, P 284. doi.org/10.1007/978-981-13-60 25-1.

5. Glagolev A.I., Zubkov A.I., Panov Yu.A. Supersonic flow past a gas jet obstacle emerging from a plate // Fluid Dynamics, 1967, Vol. 2, No.3. - pp. 97-102.

6. Spaid F.W., Zukoski E.E., Rosen R. A Study of secondary injection of gases into a supersonic flow. NACA Technical Report No. 32-834, Jet Propulsion Laboratory, California Institute of Technology, Pasadena, CA, August 1966.

7. Voitenko D.M., Zubkov A.I., Panov Yu.A. Existence of supersonic zones in three-dimensional separation flows // Fluid Dynamics, 1967, Vol. 2, No.1. - pp. 20-24.

8. Erdem E., Kontis K., Saravanan S. Penetration characteristics of air, carbon dioxide and helium transverse sonic jets in Mach 5 crossflow // J. of open access sensors, 2014, pp. 23462-23489. doi:10.3390/s141223462.

9. Sriram A.T., Mathew J. Numerical simulation of transverse injection of circular jets into turbulent supersonic streams // J. of Propulsion and Power, 2008, Vol. 24, No. 1, pp. 45-54. doi:10.2514/1.26884.

10. Xiaochuan Chai, Krishnan Mahesh. Simulations of high speed turbulent jets in crossflow // Fluid dynamics conference and exhibit. 2010. - pp. 1-11.

11. Краснов Н.Ф., Калугин В.Т., Кошевой В.Н. Аэродинамика отрывных течений / под ред. Н.Ф. Краснова. М.: Высшая школа, 1988. - 351 c.

12. Калугин В.Т. Аэрогазодинамика органов управления полетом летательных аппаратов. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2004. - 688 с.

13. Теверовский А.М. Приближенный расчет плоского взаимодействия боковой струи со сверхзвуковым потоком // Труды ЦИАМ, №482, 1971. - С. 4-12.

14. Gnemmi P., Schafer H.J. Experimental and numerical investigations of a transverse jet interaction on a missile body // AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 2005, January, USA, pp. 10-13.

15. Zhang J., Cui Y.D., Cai J., Dou H. Numerical investigation of lateral jets over body of revolution in supersonic crossflow // J. of Propulsion and Power, 2012, Vol. 28, No. 1, pp. 33-45.

16. Chai D., Fang Y.W., Peng W.S., Yang P.F. Numerical investigation of lateral jet interaction effects on the hypersonic quasi-waverider vehicle // J. Aerospace engng. 2015. Vol. 229, No. 14. P. 2671-2680.

17. Луценко А.Ю., Столярова Е.Г., Чернуха П.А. Струйное управление параметрами обтекания летательных аппаратов различных назначений // Науч. вестник МГТУ ГА. 2015. № 212. С. 38-44.

18. Brandeis J., Gill J. Experimental investigation of super- and hypersonic jet interaction on missile configurations // J. of Spacecraft and Rockets. 1998. Vol. 35, No. 3. P. 296-302.

19. Stahl B., Esch H., Gulhan A. Experimental investigation of side jet interaction with a supersonic cross flow // Aerospace Sci. and Technology. 2008. Vol. 12, No. 4. P. 269-275.

20. Viti V., Neel R., Schetz J. Detailed flow physics of the supersonic jet interaction flow field // Physics of Fluids. 2009. P. 046101-1-046101-16.

21. Adeli R., Seiler F. Numerical flow visualization of side jet/cross flow interaction // ISFV15 -15th Intern. Symp. on Flow Visualization, June 25-28, 2012. Minsk, Belarus. 8 p.

22. Нестеров В.А., Будник А.П., Семенов И.М. Система обеспечения безопасности отделения груза из отсека самолета-носителя на основе многоимпульсного моментного двигателя поперечного управления // Вор ГТУ т. 12, №4, 2016. - С. 32 -38.

23. Мажуль И.И., Волков В.Ф., Звегинцев В.И., Иванов И.В. Численное моделирование влияния отклонения рулей на аэродинамику осесимметричной конфигурации большого удлинения // Теплофизика и аэромеханика, 2016, том 23, №1. - С. 51-60.

24. Lee J.W., Min B.Y., Byun Y.H., Lee C., Numerical analysis and design optimization of jet controlled missile/ 21st International Congress of Theoretical and Applied Mechanics, 2004.

25. ЗРС «Триумф» /рекламный буклет НПО «Алмаз».

26. Будущее семейство систем ЗУР "Астер" /Military Technology. 1988.

27. Болотов Е.Г., Мизрохин Б.Я. Противоракета "Эринт": история и перспективы /Зарубежное военное обозрение. 1996. № 8.

28. Болотов Е.Г., Мизрохин Б.Я. Новое поколение зенитных управляемых ракет средней дальности/ Специальный выпуск журнала "Полет" к 50-летию МКБ "Факел", 2003 г.

29. Seiler F., Gnemmi P., Ende H., Schwenzer M., Meuer R. Jet interaction at supersonic cross flow conditions // Shock Waves, 2003, 13(1), pp. 13-23.

30. Ландау Л.Д., Лифшиц Е.М. Теоретическая физика: Учебное пособие. В 10 т. Т. VI. Гидродинамика. - 3-е изд., М.: Наука. 1986. - 736 с.

31. Авдуевский В.С., Ашратов Э. А., Иванов А. В. Сверхзвуковые неизобарические струи газа, М.: Машиностроение, 1985. - 245 с.

32. Vuorinen V., J. Tirunagari Yu, S., Kaario O., Larmi M., Duwig C., and Boersma B. J.. Large-eddy simulation of highly under expanded transient gas jets // Physics of Fluids 2013, (25).

33. Zapryagaev V., Kiselev N., Gubanov D.. Shock-Wave structure of supersonic jet flows // Aerospace 2018, 5(2).

34. Анискин В.М., Маслов А.А., Миронов С.Г.. Течение сверхзвуковых недорасширенных струй в диапазоне умеренных чисел Рейнольдса // Известия РАН. Механика жидкости и газа. -2018. -No. 1. -P. 3-10.

35. Косарев В.Ф., Клинков С.В., Зайковский В.Н. Газодинамика сверхзвуковой радиальной струи. Часть II // Теплофизика и аэромеханика. - 2016. -Т.23, No.3. -С. 321-329.

36. Волков К.Н., Емельянов В.Н., Яковчук М.С. Численное моделирование взаимодействия поперечной струи со сверхзвуковым потоком с использованием различных моделей турбулентности / Прикладная механика и техническая физика. 2015. Т.56, №5 С. 64 - 76.

37. Zucker R. D., Biblarz O. Fundamentals of gas dynamics, 2002. - 512 p. ISBN: 978-0-47105967-7.

38. Краснов Н.Ф., Калугин В.И., Кошевой В.Н., Краснова Н.Ф. Аэродинамика отрывных течений / М.: Высшая школа, 1988. - .351 c.

39. Калугин В.Т. Аэрогазодинамика управления полетом летательных аппаратов / М.: Изд-во МГТУ., 2004. - 688 c.

40. Болотов Е.Г., Иванюшкин Д.С., Карпов В.И., Ляпунов С.В. Численное исследование сверхзвукового летательного аппарата с поперечно-выдувной струей. / ЦАГИ Научные записки. - M. 2012, - С. 30-40.

41. Santiago J., Dutton J. Crossflow vortices of a jet injected into a supersonic crossflow // AIAA J., May 1997, Volume 35, Number 5, pp. 915-917.

42. Clarence F. C., Beran P. S., Bowersox R. D. Numerical investigation of supersonic injection using a Reynolds-stress turbulence model // AIAA J., October 1999, Vol. 37, No. 10, pp. 1257-1269.

43. Wallis S. Innovative transverse jet interaction arrangements in supersonic crossflow /Master Thesis, Department of Aerospace and Ocean Engineering, Virginia Tech, December 2001.

44. Wallis S., Schetz J. A. Experimental studies of jet interaction with a main jet and an array of smaller jets // AIAA J., June 2002, pp. 2002-3148.

45. Erdem. E., Kontis K. and Saravanan S. Penetration characteristics of air, carbon dioxide and helium transverse sonic jets in mach 5 cross flow // J. of open access sensors, 2014, pp. 23462-23489.doi:10.3390/s141223462.

46. Spaid F. W., Zukoski E. E., Rosen R. A Study of secondary injection of gases into a supersonic flow/ NACA Technical Report, Jet Propulsion Laboratory, California Institute of Technology, Pasadena, CA, August 1966, No. 32-834.

47. Morkovin M.V., Pierce C. A., Craven C. Interaction of a side jet with a supersonic main stream // Engineering Research Bulletin, 1952, No. 35, University of Michigan.

48. Strike W.T., Schueler C.J., Deitering J.S. Interactions produced by sonic lateral jets located on surfaces in a supersonic stream/ Arnold Engineering Development Center, Arnold Air Force Station, April 1963, Tennessee.

49. Papamoschou D., Hubbard D.G. Visual observations of supersonic transverse jets // Experiments in Fluids, 1993, 14(6), pp. 468-476.

50. Vanlerberghe W.M., Dutton J.C., Lucht R.P., Yuen L.S. Penetration and mixing studies of a sonic transverse jet injected into a Mach 1.6 crossflow, AIAA, Fluid Dynamics Conference, 25th, Colorado Springs, 1994.

51. Santiago J.G., Dutton J.C. Crossflow vortices of a jet injected into a supersonic crossflow // AIAA J., 1997 May, Vol. 35 No. 5, pp. 915-917.

52. Margason R.J. Fifty years of jet in cross flow research, AGARD, Computational and Experimental Assessment of Jets in Cross Flow, AGARD 72nd FDP Meeting, 1993, No. 1.

53. Qin N., Foster G.W., Study of flow interactions due to a supersonic lateral jet using high resolution Navier-Stokes solutions/ AIAA, 1995, Fluid Dynamics Conference, 26th, San Diego.

54. Payne J.L., Roy C.J., Beresh S.J. A comparison of turbulence models for a supersonic jet in transonic crossflow/ AIAA, 2001, Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 39th, Reno.

55. Gnemmi P., Gruhn P., Leplat M., Nottin C., Wallin S. Computation validation on lateral jet interactions at supersonic speeds // J. Engineering Systems Modelling and Simulation, 2013, Vol. 5, Nos. 1/2/3/, pp. 68-83.

56. Gnemmi P., Adeli R., Longo J. Computational comparisons of the interaction of a lateral jet on a supersonic generic missile/ AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit, 18-21 August 2008, Honolulu.

57. Kovar A., Schulein E. Comparison of experimental and numerical investigation on a jet in a supersonic cross-flow // Aeronautical J., 2006, 110(1108), pp. 353-360.

58. Dennis K., Suzen Y. B., Mahmud Z. Experimental and computational investigation of sonic reaction control jets into supersonic cross-flows/ 37th AIAA Fluid Dynamics Conference and Exhibit, 2007, Miami, Florida.

59. Lu F.K., Dickmann D.A. Topology of supersonic jet interaction flowfields at high pressure ratios/ ISFV13 - 13th International Symposium on Flow Visualization, FLUVISU12 - 12th French Congress on Visualization in Fluid Mechanics, 2008, July 1 -4, Nice, France.

60. Гуров Л.В., Думнов Г.Е., Иванов А.В. Применение вычислительного комплекса FloEFD для расчета аэродинамики летательного аппарата с газоструйными органами управления/ Вестник Концерна ПВО «Алмаз - Антей», №2, 2015, - С. 61-68.

61. Aswin G., Chakraborty D. Numerical simulation of transverse side jet interaction with supersonic free stream / Aerospace Science and Technology, 2010, pp. 295 - 301.

62. Letko W. Loads induced on a flat plate at a Mach number of 4.5 with a sonic or supersonic jet exhausting normal to the surface/ NASA Technical note D-1935, 1963.

63. Fric T.F., Roshko A. Vortical structure in the wake of a transverse jet // Journal of Fluid Mechanics, 1994 . pp. 1-47.

64. Schafer H., Augenstein E., Esch H., Edmunds H. Experimental investigation of transverse jet interaction on a missile body using laser velocimetry and flow visualization./ 19th International Congress on Instrumentation in Aerospace Simulation Facilities, Cleveland/OH, USA, 2001, August 27-30.

65. Stahl B., Esch H., Gulhan A., Experimental investigation of side jet interaction with a supersonic cross flow // Aerospace Science and Technology, 2008, 12(4), pp. 269-275.

66. Stahl B., Emunds H., Gulhan, A. Experimental investigation of hot and cold side jet interaction with a supersonic cross-flow // Aerospace Science and Technology, 2009, 13(8), pp. 488-496.

67. Brandeis J., Gill J. Experimental investigation of super- and hypersonic jet interaction on missile configurations // J. of spacecraft and rockets. Vol. 35, No. 3, May-June 1998. pp. 296-302.

68. Sourgen F., Gauthier T., Leopold F., Sauerwein B., Meuer R. Substitution of hot-gas lateral jets by cold-gas jets in supersonic flows// J. of Spacecraft and Rockets, Vol. 48, No. 1, January-February 2011, pp. 81-93.

69. Болотов Е.Г., Иванюшкин Д.С., Карпов В.И., Ляпунов С.В., Таковицкий С.А., Тучков Б.Н. Численное исследование обтекания сверхзвукового летательного аппарата с выдувом поперечной струи // Ученые записки ЦАГИ, Том XLIII, 2012, № 6. С. 30-40.

70. Фомин В.М., Запрягаев В.И., Локотко А.В., Волков В.Ф. Влияние распределенного вдува газа на аэродинамические характеристики тела вращения при сверхзвуковых скоростях.// ПМТФ. 2012. Т. 53, № 3. С. 30-38.

71. Patrick G., Reza A., Jose L. Computational comparisons of the interaction of a lateral jet on a supersonic generic missile/ AIAA Atmospheric flight mechanics conference and exhibit, 18-21 August 2008, Honolulu Hawaii.

72. Wilcox, D C. Turbulence Modeling for CFD, 1st ed; DCW Industries, Inc.: La Canada, CA, USA, 1998; pp. 73-170.

73. Kislovskiy V.A., Zvegintsev V.I. Redistribution of pressure along the surface of axisymmetric vehicle as a result of transverse gas jet blowing // Proceedings of the XXV Conference on High-

Energy Processes in Condensed Matter (HEPCM 2017): Dedicated to the 60th anniversary of the Khristianovich Institute of Theoretical and Applied Mechanics SB RAS (Russia, Novosibirsk, 5-9 Jun., 2017) : AIP Conference Proceedings. -S.l.: AIP Publishing, 2017. -Vol. 1893 No. 1. -P. 030028. doi: 10.1063/1.5007486.

74. Кисловский В.А., Звегинцев В.И. Численное моделирование распределения давления на поверхности осесимметричного тела при взаимодействии сверхзвукового набегающего потока с поперечно выдуваемой газовой струей // Теплофизика и аэромеханика, 2019, том 26, № 1, С. 19 - 26.

75. Краснов Н.Ф., Кошевой В.Н., Данилов А.Н., Захарченко В.Ф. Аэродинамика ракет. М.: Высшая школа, 1968. - 772 с.

76. Петров К.П. Аэродинамика тел простых форм. М.: Факториал, 1998. - 432 с.

77. Kislovsky V.A., Zvegintsev V.I. Study of changes in the aerodynamic characteristics of the axisymmetric supersonic vehicle in case of gas blowing from the lateral surface // 18th International Conference on the Methods of Aerophysical Research (ICMAR2016) (Russia, Perm, 27 Jun.-3 Jul., 2016) : AIP Conference Proceedings. -S.l.: 2016. -Vol. 1770. -P. 030013. doi: 10.1063/1.4963955

78. Кисловский В.А., Звегинцев В.И. Численное моделирование влияния выдува газовой струи на аэродинамические характеристики летательного аппарата осесимметричной конфигурации с хвостовым стабилизатором // Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Аэрокосмическая техника. -2018. -No. 52. -С. 39-47. doi: 10.15593/2224-9982/2018.52.04

79. Звегинцев В.И. Газодинамическая установка "Транзит". - Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, отчет № 1396, 1983. - 74 с.

80. Звегинцев В.И. Импульсная газодинамическая установка "Транзит". - В сб.: Тезисы IV Всесоюзной школы по методам аэрофизических исследований. - Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, 1986. - 217 c.

81. Королев А.С., Бошенятов Б.В., Друкер И.Г., Затолока В.В. Импульсные трубы в аэродинамических исследованиях. - Новосибирск: Наука, 1978. - 80 с.

82. Верховский В.П., Сосунов А.Ю. Численный расчет координат осесимметричного профилирования сопла со сменными критическими отсеками на числа М=4-8 для аэродинамической трубы ИТПМ.-ЦАГИ, отчет № 4219, 1989. - 8 с.

83. Поуп А., Гойн К. Аэродинамические трубы больших скоростей. -М.: Мир, 1968. - 504 с.

84. Баланин Б.А. Выбор геометрических параметров и режимов работы рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы -Л.: Ученые записки ЛГУ / Газодинамика и теплообмен, № 1, 1968. - C.101-107.

85. Конотоп В.А. и др. Сверхзвуковая (гиперзвуковая) аэродинамическая труба. - Авт. свидетельство, № 433855, 1974.

86. Харитонов А.М. Техника и методы аэрофизического эксперимента. Ч.2. Методы и средства аэрофизических измерений: учебник/ А.М. Харитонов. - Новосибирск: Изд-во НГТУ, 2007. - 456 с. ISBN 978-5-7782-0777-6.

87. Туричин А.М. Проволочные преобразователи и их применение/ А. М. Турчин, П. В. Новицкий. - М., 1957.

88. Горбатенко С.А. и др. Расчет и анализ движения летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1971.

89. Горбатенко С.А. и др. Механика полета. Общие сведения. Управления движения. - М.: Машиностроение, 1969.

90. Дмитриевский А.А. и др. Движение ракет (Введение в теорию полета ракет). - М.: изд. ВИМО, 1968.

91. Остославский И.В., Стражева И.В. Динамика полета. Траектории летательных аппаратов: из. 2-е. - М.: Машиностроение, 1969.

92. Мхитарян М.А. и др. Динамика полета: Учебник для авиационных вузов. - М.: Машиностроение, 1978.

93. Богословский С.В., Дорофеев А.Д. Динамика полета летательных аппаратов: Учеб.пособие/ СПбГУАП. СПб., 2002.

94. Никанорова М.Д., Веденичев И.В. Использование пакета Matlab.simulink при баллистических расчетах// Политехнический молодежный журнал, №10, 2017, - C 1-18. doi: 10.18698/2541-8009-2017-10-183.

95. Мышенков В.И., Мышенков Е.В. Численные методы. Ч. 2. Численное решение обыкновенных дифференциальных уравнений: Учебное пособие для студентов специальности 073000. - М.:МГУЛ, 2005.

96. Фомин В.М., Аульченко С.М., Звегинцев В.И. Полет гиперзвукового летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным двигателем по рикошетирующей траектории. ПМТФ. Т.51, №4, 2010. - С. 85-94.

97. Фомин В.М., Аульченко С.М., Звегинцев В.И. Анализ траекторий полета летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным двигателем. ПМТФ №6, 2014. - C. 35-42.

98. Звегинцев В.И., Аульченко С.М., Кисловский В.А., Иванов И.В. Расчетный анализ траекторий полета летательного аппарата с периодическим включением ПВРД/ Фундаментальные и прикладные проблемы современной механики (ФППСМ-2016) : сборник трудов IX Всероссийской научной конференции, посвященной 55-летию полета Ю. А. Гагарина (Томск, 21-25 сент. 2016 г.). -Томск: 2016. -С. 135-136.

99. Адамов Н.П., Харитонов А.М., Часовников Е.А., Дядькин А.А. и др. Аэродинамические характеристики возвращаемых аппаратов при сверхзвуковых скоростях // Теплофизика и аэромеханика, 2015, том 22, № 5. - С. 557-565.

100. Адамов Н.П., Харитонов А.М., Часовников Е.А., Дядькин А.А., Крылов А.Н., Александров Э.Н. Экспериментальные исследования аэродинамических характеристик модели возвращаемого аппарата на установке свободных колебаний при сверхзвуковых скоростях // Теплофизика и аэромеханика, 2016, том 23, № 6. . - С. 825-834.

ПРИЛОЖЕНИЕ 1

Пример таблиц, использовавшихся при расчете динамики возмущенного полета

ЛА

а, град в, град м Сх СУ Сг Шх Шу Шг

-180 -180 2.55 0.398 0.000 0.000 0.000 0.000 0.000

-160 -160 2.55 1.361 -0.455 -0.455 0.000 0.021 0.021

-140 -140 2.55 2.456 -0.749 -0.749 0.000 0.041 0.041

-120 -120 2.55 3.463 -0.839 -0.839 0.000 0.040 0.040

-100 -100 2.55 4.538 -0.800 -0.800 0.000 0.030 0.030

-80 -80 2.55 4.538 -0.685 -0.685 0.000 0.040 0.040

-60 -60 2.55 3.463 -0.531 -0.531 0.000 0.060 0.060

-40 -40 2.55 2.456 -0.358 -0.358 0.000 0.040 0.040

-20 -20 2.55 1.361 -0.180 -0.180 0.000 0.010 0.010

0 0 2.55 0.398 0.000 -0.110 0.000 -0.029 0.000

20 20 2.55 1.361 0.180 0.180 0.000 -0.010 -0.010

40 40 2.55 2.456 0.358 0.358 0.000 -0.040 -0.040

60 60 2.55 3.463 0.531 0.531 0.000 -0.060 -0.060

80 80 2.55 4.538 0.685 0.685 0.000 -0.040 -0.040

100 100 2.55 4.538 0.800 0.800 0.000 -0.030 -0.030

120 120 2.55 3.463 0.839 0.839 0.000 -0.040 -0.040

140 140 2.55 2.456 0.749 0.749 0.000 -0.041 -0.041

160 160 2.55 1.361 0.455 0.455 0.000 -0.021 -0.021

180 180 2.55 0.398 0.000 0.000 0.000 0.000 0.000

-180 -180 4.06 0.369 0.000 0.000 0.000 0.000 0.000

-160 -160 4.06 1.204 -0.449 -0.449 0.000 0.023 0.023

-140 -140 4.06 2.189 -0.738 -0.738 0.000 0.046 0.046

-120 -120 4.06 3.095 -0.827 -0.827 0.000 0.045 0.045

-100 -100 4.06 4.060 -0.789 -0.789 0.000 0.033 0.033

-80 -80 4.06 4.060 -0.676 -0.676 0.000 0.045 0.045

-60 -60 4.06 3.095 -0.524 -0.524 0.000 0.067 0.067

-40 -40 4.06 2.189 -0.354 -0.354 0.000 0.045 0.045

-20 -20 4.06 1.204 -0.177 -0.177 0.000 0.011 0.011

0 0 4.06 0.369 0.000 -0.120 0.000 0.042 0.000

20 20 4.06 1.204 0.177 0.177 0.000 -0.011 -0.011

40 40 4.06 2.189 0.354 0.354 0.000 -0.045 -0.045

60 60 4.06 3.095 0.524 0.524 0.000 -0.067 -0.067

80 80 4.06 4.060 0.676 0.676 0.000 -0.045 -0.045

100 100 4.06 4.060 0.789 0.789 0.000 -0.033 -0.033

120 120 4.06 3.095 0.827 0.827 0.000 -0.045 -0.045

140 140 4.06 2.189 0.738 0.738 0.000 -0.046 -0.046

160 160 4.06 1.204 0.449 0.449 0.000 -0.023 -0.023

180 180 4.06 0.369 0.000 0.000 0.000 0.000 0.000

-180 -180 4.94 0.998 0.000 0.000 0.000 0.000 0.000

-160 -160 4.94 1.811 -0.388 -0.388 0.000 0.028 0.028

-140 -140 4.94 2.559 -0.638 -0.638 0.000 0.054 0.054

-120 -120 4.94 2.559 -0.715 -0.715 0.000 0.053 0.053

-100 -100 4.94 3.357 -0.682 -0.682 0.000 0.040 0.040

-80 -80 4.94 3.357 -0.584 -0.584 0.000 0.053 0.053

-60 -60 4.94 2.559 -0.452 -0.452 0.000 0.079 0.079

-40 -40 4.94 1.811 -0.305 -0.305 0.000 0.053 0.053

-20 -20 4.94 0.998 -0.153 -0.153 0.000 0.013 0.013

0 0 4.94 0.295 0.000 -0.120 0.000 0.046 0.000

20 20 4.94 0.998 0.153 0.153 0.000 -0.013 -0.013

40 40 4.94 1.811 0.305 0.305 0.000 -0.053 -0.053

60 60 4.94 2.559 0.452 0.452 0.000 -0.079 -0.079

80 80 4.94 3.357 0.584 0.584 0.000 -0.053 -0.053

100 100 4.94 3.357 0.682 0.682 0.000 -0.040 -0.040

120 120 4.94 2.559 0.715 0.715 0.000 -0.053 -0.053

140 140 4.94 1.811 0.638 0.638 0.000 -0.054 -0.054

160 160 4.94 0.998 0.388 0.388 0.000 -0.028 -0.028

180 180 4.94 0.295 0.000 0.000 0.000 -0.000 0.000

ПРИЛОЖЕНИЕ 2

Список опубликованных работ по теме диссертации.

Публикации в рецензируемых журналах

1. Кисловский В.А., Звегинцев В.И. Численное моделирование влияния выдува газовой струи на аэродинамические характеристики летательного аппарата осесимметричной конфигурации с хвостовым стабилизатором// Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника.

2018. №52. - С. 39-47.

2. Кисловский В.А., Звегинцев В.И. Численное моделирование распределения давления на поверхности осесимметричного тела при взаимодействии сверхзвукового набегающего потока с поперечно выдуваемой газовой струей // Теплофизика и аэромеханика,

2019, том 26, № 1, С. 19 - 26.

3. Кисловский В.А., Звегинцев В.И. Исследование динамики полета летательного аппарата осесимметричной конфигурации с выдувом боковой поперечной струи // Теплофизика и аэромеханика, 2020, том 27, № 1. - С. 63 - 72.

Публикации в материалах научных мероприятий

1. Кисловский В.А, Звегинцев В.И, Певзнер А.С. Программа «Динамика управляемого полета (ДУП)» - регистрация интеллектуальной собственности ФИПС (Свидетельство № 2020663385).

2. Кисловский В.А., Звегинцев В.И. Газодинамические особенности при управлении движением тела осесимметричной конфигурации в сверхзвуковом потоке с помощью выдува поперечной струи // Наука и техника. Том 1. Материалы XXXVIII Всероссийской конференции, посвященной 75-летию Южно-Уральского государственного университета. - М.: РАН, 2018. -С. 137 - 147.

3. Kislovskiy V.A., Zvegintsev V.I. The change in pressure on the surface of an axisymmetric body during the interaction of a supersonic free stream with a transversely blown gas jet // AIP Conference Proceedings: High-Energy Processes in Condensed Matter (HEPCM-2019): Proceedings of the XXVI Conference on High-Energy Processes in Condensed Matter, dedicated to the 150th anniversary of the birth of S.A. Chaplygin (Novosibirsk, 3-5 Apr. 2019). -S.l.: AIP Publishing, 2019. -Vol. 2125 No. 030016(5). DOI: 10.1063/1.5117398.

4. Kislovskiy V.A., Zvegintsev V.I. Investigation of the influence of pressure redistribution arising out of the cross flow jet to the aerodynamic characteristics of the axisymmetric supersonic vehicle // AIP Conference Proceedings: XIX International Conference on the Methods of

Aerophysical Research (ICMAR 2018) (Novosibirsk, Russia, 13-19 Aug., 2018). -S.l.: AIP Publishing, 2018. -Vol. 2027 No. 1. -P. 040016(9). DOI: 10.1063/1.5065290

5. Кисловский В.А., Звегинцев В.И. Параметрическое исследование поперечно выдуваемой реактивной газовой струи для управления движением сверхзвукового осесимметричного летательного аппарата // Актуальные проблемы современной механики сплошных сред и небесной механики: VII Всероссийская молодежная научная конференция, посвященная 55-летию физико-технического факультета Томского государственного университета (Томск, 27-29 ноября 2017 г.). - Томск: 2018. - С. 185-188.

6. Kislovskiy V.A., Zvegintsev V.I. Redistribution of pressure along the surface of axisymmetric vehicle as a result of transverse gas jet blowing // Proceedings of the XXV Conference on High-Energy Processes in Condensed Matter (HEPCM 2017): Dedicated to the 60th anniversary of the Khristianovich Institute of Theoretical and Applied Mechanics SB RAS (Russia, Novosibirsk, 5 -9 Jun., 2017): AIP Conference Proceedings. -S.l.: AIP Publishing, 2017. -Vol. 1893 No. 1. -P. 030028. DOI: 10.1063/1.5007486

7. Kislovsky V.A., Zvegintsev V.I. Study of changes in the aerodynamic characteristics of the axisymmetric supersonic vehicle in case of gas blowing from the lateral surface // 18th International Conference on the Methods of Aerophysical Research (ICMAR 2016) (Russia, Perm, 27 Jun.-3 Jul., 2016) : AIP Conference Proceedings. -S.l.: 2016. -Vol. 1770. -P. 030013. DOI: 10.1063/1.4963955

8. Кисловский В.А., Звегинцев В.И. Аэродинамические характеристики осесимметричного летательного аппарата в сверхзвуковом потоке при наличии поперечной газовой струи // Фундаментальные и прикладные проблемы современной механики (ФППСМ-2016): сборник трудов IX Всероссийской научной конференции, посвященной 55-летию полета Ю. А. Гагарина (Томск, 21-25 сент. 2016 г.). -Томск: 2016. - С. 325-327.

9. Кисловский В.А. Исследование образования зон давления на поверхности осесимметричного тела в результате взаимодействия сверхзвукового набегающего потока с поперечно выдуваемой газовой струей // Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии: тезисы докладов XIII Всероссийской конференции молодых ученых (Новосибирск - Шерегеш, 15 - 22 марта 2019 г.). - Новосибирск: 2019. - С. 78-79.

10. Кисловский В.А., Звегинцев В.И. Динамика полета осесимметричного летательного аппарата с выдувом поперечной газовой струи // XII Всероссийский съезд по фундаментальным проблемам теоретической и прикладной механики (Уфа, 19 -24 авг. 2019 г.) : аннот. докл. -Уфа: РИЦ БашГУ, 2019. - С. 100.

11. Кисловский В.А. Исследование влияния выдува продуктов горения твердого топлива на аэродинамические характеристики летательного аппарата осесимметричной конфигурации // Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии: тезисы

докладов XII Всероссийской конференции молодых ученых (Новосибирск - Шерегеш, 16 - 22 марта 2018 г.) / под ред. В.В. Козлова. -Новосибирск: 2018. - С. 81-82.

12. Кисловский В.А. Определяющие параметры выдуваемой с боковой поверхности осесимметричного летательного аппарата струи, предназначенной для формирования аэродинамических сил // Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии: тезисы докладов XI Всероссийской конференции молодых ученых (Новосибирск-Шерегеш, 20 - 23 марта 2017 г.) / под ред. В.В. Козлова. - Новосибирск: Параллель, 2017. - С. 59-60.