Третий ежегодный конкурс по применению высокопроизводительных вычислений «Невозможное стало возможным: реальные приложения для HPC»

перетекания (cross-flow) и потому не дает полного описания пространственного течения.

Требование к вычислительным ресурсам при её решении в настоящее время

Гиперзвуковое обтекание летательных аппаратов сопровождается большим количеством физических явлений: образование ударных волн, химический распад газа и химическое взаимодействие с поверхность обтекаемого аппарата, ионизация, излучение и переизлучение. Все выше перечисленные эффекты в той или иной степени создают тепловые нагрузки, но учет всех механизмов теплопередачи в одной расчетной модели представляется, в настоящее время, крайне затруднительным. Но, даже не прибегая к созданию одной универсальной физической модели, моделирование пространственного гиперзвукового обтекания простых тел вызывает большие сложности. В данной работе потребовалось создать сетку на 50 млн. узлов, для того чтобы разрешить небольшие вихревые структуры за ударной волной. При меньших сетках указанные вихри отсутствуют и физический эффект приводящий к появлению локальных пиков теплопередачи полностью исчезает.

В свою очередь, использование сеточной модели на 50 млн. требует 100 ГБ оперативной памяти, а для расчета одного режима в приемлемые сроки (1 неделя) необходим расчетный ресурс в 1ТФлопп. Кроме того, в работы выполнен расчет на сеточной модели 100млн. узлов, что потребовало наличия 200 ГБ оперативной памяти и две недели астрономического времени.

Суть предлагаемого проекта - что сделано в результате проекта

В работе численно смоделировано гиперзвуковое обтекания схематизированной модели высокоскоростного летательного аппарата, состоящей из треугольного крыла и конуса. Рассмотрены как ламинарные, так и турбулентные режимы обтекания. Продемонстрировано образование высоко- и низкоэнтропийных струй, наличие которых приводит к образованию вторичной вихревой структуры за ударной волной. В случае ламинарного режима обтекания численный эксперимент правильно предсказывает положение вторичного пика теплового потока, но величина последнего сильно занижена по отношению к трубному эксперименту. Турбулентный режим, наоборот, правильно предсказывает величину пика теплопередачи, но не описывает развитие вторичной вихревой структуре, и как следствие, не дает вторичный пик теплопередачи.

Сравнение с имеющимися подходами и преимущества

Человечество использует гиперзвуковые аппараты (спускаемые аппараты) более полувека, с того момента когда началось освоения космоса.

А.В. Ваганов, М.А. Стародубцев, В.И. Шалаев

"Моделирование особенностей обтекания наветренной стороны треугольного крыла с затупленными передними кромками на основе численного решения уравнений Навье-Стокса"

Третий ежегодный конкурс по применению высокопроизводительных вычислений «Невозможное стало возможным: реальные приложения для HPC»

Соответственно, и методики расчета тепловых нагрузок имеют длительную историю. Как правило, используется обширная экспериментальная база данных наряду с эмпирическими закономерностями. Полученные по ним данные широко используются при проектировании новых летательных аппаратов и дают надежные и важные для практики результаты. Тем не менее, объяснить тот или иной эффект они не способны, так как не могут учесть все особенности пространственного течения (пересечение ударных волн, интерференция скачков уплотнения и пограничного слоя). Кроме того, гиперзвуковой эксперимент - это достаточно дорогое мероприятие, на которое уходит, к тому же, много времени. Потому в качестве альтернативы к анализу гиперзвуковых течений все чаще привлекают численный эксперимент, что в конечном итоге позволяет по новому взглянуть на закономерности формирования пространственной структуры течения, использовать полученные данные для изменения формы модели и, тем самым, снизить общее количество экспериментальных испытаний.

Среди численных методик в качестве альтернативы уравнениям Навье-Стокса, часто рассматривают менее затратное по вычислительным ресурсам моделирование уравнений Эйлера, где газ полагается не вязким. Такой подход также дает возможность рассмотреть пространственную структуру течений, но, в отличии от моделирования на базе уравнений Навье-Стокса, не позволяет определить тепловые потоки на поверхности крыла. Кроме того, из-за отсутствия вязкости в области за ударным слоем возникают особые линии, где скорость и завихренность принимают значения, которые в реальности не наблюдаются.

Обоснование необходимости эффективности применения суперкомпьютеров для расчетов в предлагаемых для конкурса проектах

Современный уровень аэродинамических исследований требует широкого применения как трубных, так и численных экспериментов. Появление новых измерительных комплексов и создание низко-шумящих аэродинамических труб приводит к повышению точности экспериментальных исследований. В области расчетной аэродинамики также можно указать два основных направления, по которым идет процесс повышения точности предсказания аэродинамических характеристик, как для натурных аппаратов, так и для трубных моделей. К первому направлению относится разработка новых и усовершенствование существующих моделей турбулентности в пристеночной области и в свободном потоке. Второе направление – повышение качества расчетных сеток. Последнее требует использования больших вычислительных комплексов таких как высокопроизводительные рабочие станции и многоузловые кластера.

В данной работе показано, что при гиперзвуковом обтекании треугольного крыла, для разрешения вторичной вихревой структуры за ударной волной на наветренной поверхности необходима сеточная модель более 50 млн. узлов.

А.В. Ваганов, М.А. Стародубцев, В.И. Шалаев

"Моделирование особенностей обтекания наветренной стороны треугольного крыла с затупленными передними кромками на основе численного решения уравнений Навье-Стокса"

Третий ежегодный конкурс по применению высокопроизводительных вычислений «Невозможное стало возможным: реальные приложения для HPC»

Меньшие модели не способны разрешить образование тонких вихревых структур - что приводит к неверной интерпретации результатов трубного эксперимента.

Описание методов, с помощью которых достигается эта эффективность

Анализ рассматриваемых течений строится на решении полные уравнения Навье-Стокса (усредненные по Фавру в турбулентном случае) вязкого сжимаемого газа в стационарной постановке. При интегрировании уравнений применяется хорошо зарекомендовавший себя метод конечного объема, гарантирующий полное выполнения законов сохранения массы, импульса и энергии для каждого элементарного объема. В работе используется сопряженный решатель программы газодинамического моделирования ANSYS CFX обеспечивающий второй порядок аппроксимации по пространственным переменным. Построение расчетной сетки выполнено блочным методом с помощью пакета программ ANSYS ICEM CFD. В ходе расчета использовалась библиотека межпроцессорного взаимодействия HP-MPI и сеть INFINIBAND. Непосредственный расчет проводился на кластере из 24 узлов в монопольном режиме в течении 1 недели.

Перспективы использования, ожидаемая эффективность от внедрения приложения, практическое применение, потенциальные потребители

Треугольные крылья могут рассматриваться в качестве базовой формы при формировании облика гиперзвукового летательного аппарата. Экспериментальные исследования, как правило, проводятся в достаточно ограниченном диапазоне аэротермодинамических параметров. В связи с этим численное моделирование позволяет расширить параметры моделирования и осуществить в ряде случаев переход от модельных условий к условиям натурного полета. Кроме этого, численное моделирование позволяет разрешать тонкую структуру пространственного течения, которая недоступна в экспериментах вследствие ограниченного набора измерительных методик.

Полученные в работе результаты актуальны для аэрокосмической отрасли и ракетостроения, а также могут быть полезны экспериментаторам, исследующим ламинарно-турбулентный переход и тепловые нагрузки при гиперзвуковом обтекании летательных аппаратов.

А.В. Ваганов, М.А. Стародубцев, В.И. Шалаев

"Моделирование особенностей обтекания наветренной стороны треугольного крыла с затупленными передними кромками на основе численного решения уравнений Навье-Стокса"