Красавин Егор Эдуардович – кандидат физико-математических наук, доцент кафедры «Аэродинамика, динамика и управление летательных аппаратов»
г. Москва
Egor E. Krasavin – Cand. Sci. (Phys.-Math.), Assoc. Prof., Department of Aerodynamics, Dynamics and Control of Aircraft
Moscow
Яско Пётр Андреевич – студент кафедры «Аэродинамика, динамика и управление летательных аппаратов»
г. Москва
Pyotr A. Yasko – Student, Department of Aerodynamics, Dynamics and Control of Aircraft
Moscow
Целью данной работы является оценка результатов расчёта модели Навье – Стокса – Фурье с искусственно введённой точкой торможения для описания обтекания острой кромки при умеренно сверхзвуковых числах Маха.
Методология и методы. В работе использована система уравнений Навье – Стокса – Фурье с использованием искусственной вязкости. Применяемая модель отличается искусственно вводимой точкой торможения. Для реализации модели были использован численный метод решения данных дифференциальных уравнений с использованием противопоточной схемы.
Результаты. Получены результаты расчётов для чисел Маха 2, 3 с разными коэффициентами введения точки торможения бета в диапазоне от 0.1 до 0.2.
Теоретическая и практическая значимость. Полученные результаты подтверждают возможность использования данной модели для расчёта плотности и нормальных напряжений при обтекании острых кромок. Модель может быть использована при расчёте кромок носовых частей летательных аппаратов, воздухозаборников и других подобных поверхностей перспективных аппаратов в области авиационной и космической техники.
Aim. The purpose of this work is to evaluate the results of a Navier–Stokes–Fourier model with an artificially introduced stagnation point to describe flow around a sharp edge at moderate supersonic Mach numbers.
Methodology. This paper utilizes the Navier–Stokes–Fourier equation system with artificial viscosity. The applied model features an artificially introduced stagnation point. A numerical method for solving these differential equations using an upwind scheme was used to implement the model.
Results. Calculated results for Mach numbers of 2 and 3 with different stagnation point coefficient beta in range from 0.1 to 0.2.
Research implications. The obtained results confirm the applicability of this model to calculating the density and normal stresses in flow around sharp edges. The model can be used to calculate the edges of nose cones of aircrafts, air intakes, and other similar surfaces of advanced aircraft in the fields of aerospace engineering.
The authors declare that there are no conflicts of interest present.