ОДНОШАРОВИЙ АЛГОРИТМ МАРШОВОГО РОЗРАХУНКУ НАДЗВУКОВОГО ОБТІКАННЯ РАКЕТ З РОЗБИТТЯМ РОЗРАХУНКОВОЇ ОБЛАСТІ НА ДЕКІЛЬКА ПІДОБЛАСТЕЙ
DOI: https://doi.org/10.15407/itm2025.04.031 This paper presents a single-layer marching algorithm to calculate supersonic flow about rockets that may be equipped with wings, stabilizers, rudders, and superstructures. In this algorithm, the rocket along its axis is divided into sections of two types...
Gespeichert in:
| Datum: | 2025 |
|---|---|
| 1. Verfasser: | |
| Format: | Artikel |
| Sprache: | Ukrainisch |
| Veröffentlicht: |
текст 3
2025
|
| Schlagworte: | |
| Online Zugang: | https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/152 |
| Tags: |
Tag hinzufügen
Keine Tags, Fügen Sie den ersten Tag hinzu!
|
| Назва журналу: | Technical Mechanics |
Institution
Technical Mechanics| _version_ | 1856543612402139136 |
|---|---|
| author | HALYNSKYI, V. P. |
| author_facet | HALYNSKYI, V. P. |
| author_sort | HALYNSKYI, V. P. |
| baseUrl_str | |
| collection | OJS |
| datestamp_date | 2025-12-23T21:59:04Z |
| description | DOI: https://doi.org/10.15407/itm2025.04.031
This paper presents a single-layer marching algorithm to calculate supersonic flow about rockets that may be equipped with wings, stabilizers, rudders, and superstructures. In this algorithm, the rocket along its axis is divided into sections of two types: sections along the rocket structure without additional elements (type 1 sections), which are calculated using a standard one-zone algorithm, and sections along the rocket structure with additional elements, which are calculated using a multizone algorithm. To calculate supersonic flow about additional elements of arbitrary shape (wings, stabilizers, rudders, and superstructures) installed on the rocket body, use is made of a Cartesian system of coordinates with the computational region divided into several computational subregions (CSRs), whose outer boundaries are the rocket structure surface, the surfaces of the additional elements, and the bow shock front. In each specific case, the method of division of the computational region into several CSRs is determined by the shape of the additional elements installed on the rocket structure along the type 2 section under consideration. Five methods are proposed to divide the computational region into CSRs using Cartesian, cylindrical, or polar coordinates for constructing computational meshes in different CSRs, which is a reasonably universal approach to calculating supersonic flow about rockets with variously shaped additional elements. Based on the above algorithm, the development of software is underway, whose use will greatly reduce the time taken for numerical calculations of supersonic flow about rockets with variously shaped wings, stabilizers, rudders, and superstructures to a design accuracy. The advantage of the software under development is the promptness of parametric calculations, which allows one to greatly reduce the time taken for rocket pre-characterization at the tryout stage of the design parameters of rocket components.
REFERENCES
1. Special Course on Missile Aerodynamic. 1994. AGARD-R-804. 350 pp.
2. Liptak P., Jozefek M. Moments having effect on a flying missile. Science&Military. 2010. No. 1. Pp. 51 - 57.
3. Missile Aerodynamics. In two books. M. Hemsch and J. Nielsen (Eds.). Moscow: Mir, 1989. Book 1 - 433 pp. Book 2. - 513 pp. (in Russian).
4. Vasek D., Polacek J., Konecny P. Improved estimation of air-to-air missile aerodynamic characteristics with using CFD method. Advances in Military Technology. 2020. V. 15. No. 2. Pp. 301 - 315. https://doi.org/10.3849/aimt.01373
5. Guzelbey I. A Review of aerodynamic shape optimization for a missile. The Eurasia Proceedings of Science, Technology, Engineering & Mathematics (EPSTEM). 2018. V. 4. Pp. 94 - 102.
6. Şumnu A., Güzelbey I. H., Öğücü O. Aerodynamic shape optimization of a missile using a multiobjective genetic algorithm. International Journal of Aerospace Engineering. 2020. V. 2020. 17 pp. https://doi.org/10.1155/2020/1528435
7. Ocokoljić G. J., Rašuo B. P., Bengin A. Č. Aerodynamic shape optimization of guided missile based on wind tunnel testing and computational fluid dynamics simulation. Thermal Science. 2017. V. 21. No. 3. Pp. 1543 - 1554. https://doi.org/10.2298/TSCI150515184O
8. Shelton A., Martiny C. Characterizing Aerodynamic Damping of a Supersonic Missile with CFD. American Institute of Aeronautics and Astronautics. 2017. N 96TW-2017-0404. 25 pp.
9. Sahu J. Unsteady computational fluid dynamics modeling of free-flight projectile aerodynamics. Computational Ballistics III. WIT Transactions on Modeling and Simulation. 2007. V. 45. 10 pp.https://doi.org/10.2495/CBAL070011
10. Zhang L. A. et al. CFD-based numerical virtual flight simulator and its application in control law design of a maneuverable missile model. Chinese Journal of Aeronautics. 2019. V. 32. No. 12. Pp. 2577 - 2591. https://doi.org/10.1016/j.cja.2019.07.001
11. Timoshenko V. I., Galinskiy V. P. Numerical simulation of a supersonic flow around finned boost vehicles. Space Sci. & Technol. 2017. V. 23. No. 5. Pp. 33 - 43. (in Russian).https://doi.org/10.15407/knit2017.05.033
12. Zarubin A. G. On the accuracy of Galerkin's method in different systems of coordinates. Uchenye Zapiski TsaGi. 1977. V. 8. No. 4. Pp. 110 - 115. (In Russian).
13. Numerical Solution of Multidimensional Gas-Dynamic Problems. S. K. Godunov (Ed.). Moscow: Nauka, 1976. 400 pp. (In Russian).
|
| first_indexed | 2025-12-17T12:05:41Z |
| format | Article |
| id | oai:ojs2.journal-itm.dp.ua:article-152 |
| institution | Technical Mechanics |
| language | Ukrainian |
| last_indexed | 2026-02-08T08:05:59Z |
| publishDate | 2025 |
| publisher | текст 3 |
| record_format | ojs |
| spelling | oai:ojs2.journal-itm.dp.ua:article-1522025-12-23T21:59:04Z SINGLE-LAYER MARCHING ALGORITHM TO CALCULATE SUPERSONIC FLOW ABOUT ROCKETS WITH THE COMPUTATIONAL REGION DIVIDED INTO SEVERAL SUBREGIONS ОДНОШАРОВИЙ АЛГОРИТМ МАРШОВОГО РОЗРАХУНКУ НАДЗВУКОВОГО ОБТІКАННЯ РАКЕТ З РОЗБИТТЯМ РОЗРАХУНКОВОЇ ОБЛАСТІ НА ДЕКІЛЬКА ПІДОБЛАСТЕЙ HALYNSKYI, V. P. algorithm, marching method, rocket, structure, wing, rudder, stabilizer, superstructure, computational region, computational subregion, supersonic flow, numerical calculation, flow field. алгоритм, маршовий метод, ракета, корпус, крило, руль, стабілізатор, надбудова, розрахункова область, розрахункова підобласть, надзвукова течія, числовий розрахунок, поле течії. DOI: https://doi.org/10.15407/itm2025.04.031 This paper presents a single-layer marching algorithm to calculate supersonic flow about rockets that may be equipped with wings, stabilizers, rudders, and superstructures. In this algorithm, the rocket along its axis is divided into sections of two types: sections along the rocket structure without additional elements (type 1 sections), which are calculated using a standard one-zone algorithm, and sections along the rocket structure with additional elements, which are calculated using a multizone algorithm. To calculate supersonic flow about additional elements of arbitrary shape (wings, stabilizers, rudders, and superstructures) installed on the rocket body, use is made of a Cartesian system of coordinates with the computational region divided into several computational subregions (CSRs), whose outer boundaries are the rocket structure surface, the surfaces of the additional elements, and the bow shock front. In each specific case, the method of division of the computational region into several CSRs is determined by the shape of the additional elements installed on the rocket structure along the type 2 section under consideration. Five methods are proposed to divide the computational region into CSRs using Cartesian, cylindrical, or polar coordinates for constructing computational meshes in different CSRs, which is a reasonably universal approach to calculating supersonic flow about rockets with variously shaped additional elements. Based on the above algorithm, the development of software is underway, whose use will greatly reduce the time taken for numerical calculations of supersonic flow about rockets with variously shaped wings, stabilizers, rudders, and superstructures to a design accuracy. The advantage of the software under development is the promptness of parametric calculations, which allows one to greatly reduce the time taken for rocket pre-characterization at the tryout stage of the design parameters of rocket components. REFERENCES 1. Special Course on Missile Aerodynamic. 1994. AGARD-R-804. 350 pp. 2. Liptak P., Jozefek M. Moments having effect on a flying missile. Science&Military. 2010. No. 1. Pp. 51 - 57. 3. Missile Aerodynamics. In two books. M. Hemsch and J. Nielsen (Eds.). Moscow: Mir, 1989. Book 1 - 433 pp. Book 2. - 513 pp. (in Russian). 4. Vasek D., Polacek J., Konecny P. Improved estimation of air-to-air missile aerodynamic characteristics with using CFD method. Advances in Military Technology. 2020. V. 15. No. 2. Pp. 301 - 315. https://doi.org/10.3849/aimt.01373 5. Guzelbey I. A Review of aerodynamic shape optimization for a missile. The Eurasia Proceedings of Science, Technology, Engineering & Mathematics (EPSTEM). 2018. V. 4. Pp. 94 - 102. 6. Şumnu A., Güzelbey I. H., Öğücü O. Aerodynamic shape optimization of a missile using a multiobjective genetic algorithm. International Journal of Aerospace Engineering. 2020. V. 2020. 17 pp. https://doi.org/10.1155/2020/1528435 7. Ocokoljić G. J., Rašuo B. P., Bengin A. Č. Aerodynamic shape optimization of guided missile based on wind tunnel testing and computational fluid dynamics simulation. Thermal Science. 2017. V. 21. No. 3. Pp. 1543 - 1554. https://doi.org/10.2298/TSCI150515184O 8. Shelton A., Martiny C. Characterizing Aerodynamic Damping of a Supersonic Missile with CFD. American Institute of Aeronautics and Astronautics. 2017. N 96TW-2017-0404. 25 pp. 9. Sahu J. Unsteady computational fluid dynamics modeling of free-flight projectile aerodynamics. Computational Ballistics III. WIT Transactions on Modeling and Simulation. 2007. V. 45. 10 pp.https://doi.org/10.2495/CBAL070011 10. Zhang L. A. et al. CFD-based numerical virtual flight simulator and its application in control law design of a maneuverable missile model. Chinese Journal of Aeronautics. 2019. V. 32. No. 12. Pp. 2577 - 2591. https://doi.org/10.1016/j.cja.2019.07.001 11. Timoshenko V. I., Galinskiy V. P. Numerical simulation of a supersonic flow around finned boost vehicles. Space Sci. & Technol. 2017. V. 23. No. 5. Pp. 33 - 43. (in Russian).https://doi.org/10.15407/knit2017.05.033 12. Zarubin A. G. On the accuracy of Galerkin's method in different systems of coordinates. Uchenye Zapiski TsaGi. 1977. V. 8. No. 4. Pp. 110 - 115. (In Russian). 13. Numerical Solution of Multidimensional Gas-Dynamic Problems. S. K. Godunov (Ed.). Moscow: Nauka, 1976. 400 pp. (In Russian). DOI: https://doi.org/10.15407/itm2025.04.031 Розроблено одношаровий алгоритм маршового розрахунку надзвукового обтікання компонувань ракет, які можуть бути оснащені крилами, стабілізаторами, рулями та надбудовами. У цьому алгоритмі ракета вздовж осі її корпусу розбивається на ділянки двох типів: перший тип – це ділянки вздовж корпусу без додаткових елементів, які розраховуються з використанням стандартного однозонного алгоритму; та другий тип – це ділянки вздовж корпусу з додатково розміщеними на ньому елементами компонування, які розраховуються з використанням багатозонного алгоритму. При розрахунку надзвукового обтікання елементів компонування довільної форми (крил, рулів, стабілізаторів, надбудов), що розміщені на корпусі ракети, використовується декартова система координат з розбиттям розрахункової області на декілька розрахункових підобластей (РПО), елементами зовнішніх меж яких є поверхня корпусу ракети, поверхні елементів компонування та фронт головної ударної хвилі. У кожному конкретному випадку спосіб розбиття розрахункової області на декілька РПО визначається формою додаткових елементів, що розміщуються на корпусі ракети вздовж ділянки другого типу, яка розглядається. Запропоновано п’ять способів розбиття розрахункової області на РПО з використанням декартових, циліндричних або полярних систем координат для побудови розрахункових осередків в різних РПО, що є досить універсальним підходом до розрахунку надзвукового обтікання ракет з елементами компонування різної форми. На базі розробленого алгоритму створюється програмне забезпечення, використання якого дозволить суттєво зменшити витрати часу на проведення числових розрахунків надзвукового обтікання ракет з крилами, стабілізаторами, рулями та надбудовами різної форми з прийнятною для проєктування точністю. Перевагою створюємого програмного забезпечення є оперативність проведення параметричних розрахунків, що дозволяє значно скоротити час попереднього визначення параметрів ракет на етапі проєктного відпрацювання конструктивних параметрів складових частин ракет. ПОСИЛАННЯ 1. Special Course on Missile Aerodynamic. 1994. AGARD-R-804. 350 p. 2. Liptak P., Jozefek M. Moments Having Effect on a Flying Missile. Science&Military. 2010. № 1. P. 51–57. 3. Аэродинамика ракет. В 2-х книгах / под общ. редакцией М. Хемша и Дж. Нилсена. М.: Мир, 1989. Кн. 1 – 433 с. Кн. 2 – 513 с. 4. Vasek D., Polacek J., Konecny P. Improved Estimation of Air-to-Air Missile Aerodynamic Characteristics with Using CFD Method. Advances in Military Technology. 2020. V. 15, No. 2. P. 301–315. https://doi.org/10.3849/aimt.01373 5. Guzelbey I. A Review of Aerodynamic Shape Optimization for a Missile. The Eurasia Proceedings of Science, Technology, Engineering & Mathematics (EPSTEM). 2018. V. 4. P. 94–102. 6. Şumnu A., Güzelbey I. H., Öğücü O. Aerodynamic Shape Optimization of a Missile Using a Multiobjective Genetic Algorithm. International Journal of Aerospace Engineering, 2020. V. 2020. 17 p. https://doi.org/10.1155/2020/1528435 7. Ocokoljić G. J., Rašuo B. P., Bengin A. Č. Aerodynamic shape optimization of guided missile based on wind tunnel testing and computational fluid dynamics simulation. Thermal science. 2017. V. 21, No. 3. P. 1543–1554. https://doi.org/10.2298/TSCI150515184O 8. Shelton A., Martiny C. Characterizing Aerodynamic Damping of a Supersonic Missile with CFD. American Institute of Aeronautics and Astronautics. 2017. N 96TW-2017-0404. 25 p. 9. Sahu J. Unsteady computational fluid dynamics modeling of free-flight projectile aerodynamics. Computational Ballistics III. WIT Transactions on Modeling and Simulation. 2007. V. 45. 10 p. https://doi.org/10.2495/CBAL070011 10. Zhang L. A. et al. CFD-based numerical virtual flight simulator and its application in control law design of a maneuverable missile model. Chinese Journal of Aeronautics. 2019. V. 32, No. 12. P. 2577–2591. https://doi.org/10.1016/j.cja.2019.07.001 11 Тимошенко В. И., Галинский В. П. Численное моделирование сверхзвукового обтекания ракет-носителей, оснащенных тонкими органами управления и стабилизации. Космическая наука и технология. 2017. Т. 23, № 5. С. 33–43. https://doi.org/10.15407/knit2017.05.033 12 Зарубин А. Г. О точности метода Годунова в различных системах координат. Ученые записки ЦАГИ. 1977. Т. 8, № 4. С. 110–115. 13 Численное решение многомерных задач газовой динамики. Под общ. редакцией Годунова С. К. М.: Наука, 1976. 400 с. текст 3 2025-12-11 Article Article application/pdf https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/152 Technical Mechanics; No. 4 (2025): Technical Mechanics; 31-42 Институт технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины; № 4 (2025): Technical Mechanics; 31-42 ТЕХНІЧНА МЕХАНІКА; № 4 (2025): ТЕХНІЧНА МЕХАНІКА; 31-42 uk https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/152/62 Copyright (c) 2025 Technical Mechanics |
| spellingShingle | алгоритм маршовий метод ракета корпус крило руль стабілізатор надбудова розрахункова область розрахункова підобласть надзвукова течія числовий розрахунок поле течії. HALYNSKYI, V. P. ОДНОШАРОВИЙ АЛГОРИТМ МАРШОВОГО РОЗРАХУНКУ НАДЗВУКОВОГО ОБТІКАННЯ РАКЕТ З РОЗБИТТЯМ РОЗРАХУНКОВОЇ ОБЛАСТІ НА ДЕКІЛЬКА ПІДОБЛАСТЕЙ |
| title | ОДНОШАРОВИЙ АЛГОРИТМ МАРШОВОГО РОЗРАХУНКУ НАДЗВУКОВОГО ОБТІКАННЯ РАКЕТ З РОЗБИТТЯМ РОЗРАХУНКОВОЇ ОБЛАСТІ НА ДЕКІЛЬКА ПІДОБЛАСТЕЙ |
| title_alt | SINGLE-LAYER MARCHING ALGORITHM TO CALCULATE SUPERSONIC FLOW ABOUT ROCKETS WITH THE COMPUTATIONAL REGION DIVIDED INTO SEVERAL SUBREGIONS |
| title_full | ОДНОШАРОВИЙ АЛГОРИТМ МАРШОВОГО РОЗРАХУНКУ НАДЗВУКОВОГО ОБТІКАННЯ РАКЕТ З РОЗБИТТЯМ РОЗРАХУНКОВОЇ ОБЛАСТІ НА ДЕКІЛЬКА ПІДОБЛАСТЕЙ |
| title_fullStr | ОДНОШАРОВИЙ АЛГОРИТМ МАРШОВОГО РОЗРАХУНКУ НАДЗВУКОВОГО ОБТІКАННЯ РАКЕТ З РОЗБИТТЯМ РОЗРАХУНКОВОЇ ОБЛАСТІ НА ДЕКІЛЬКА ПІДОБЛАСТЕЙ |
| title_full_unstemmed | ОДНОШАРОВИЙ АЛГОРИТМ МАРШОВОГО РОЗРАХУНКУ НАДЗВУКОВОГО ОБТІКАННЯ РАКЕТ З РОЗБИТТЯМ РОЗРАХУНКОВОЇ ОБЛАСТІ НА ДЕКІЛЬКА ПІДОБЛАСТЕЙ |
| title_short | ОДНОШАРОВИЙ АЛГОРИТМ МАРШОВОГО РОЗРАХУНКУ НАДЗВУКОВОГО ОБТІКАННЯ РАКЕТ З РОЗБИТТЯМ РОЗРАХУНКОВОЇ ОБЛАСТІ НА ДЕКІЛЬКА ПІДОБЛАСТЕЙ |
| title_sort | одношаровий алгоритм маршового розрахунку надзвукового обтікання ракет з розбиттям розрахункової області на декілька підобластей |
| topic | алгоритм маршовий метод ракета корпус крило руль стабілізатор надбудова розрахункова область розрахункова підобласть надзвукова течія числовий розрахунок поле течії. |
| topic_facet | algorithm marching method rocket structure wing rudder stabilizer superstructure computational region computational subregion supersonic flow numerical calculation flow field. алгоритм маршовий метод ракета корпус крило руль стабілізатор надбудова розрахункова область розрахункова підобласть надзвукова течія числовий розрахунок поле течії. |
| url | https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/152 |
| work_keys_str_mv | AT halynskyivp singlelayermarchingalgorithmtocalculatesupersonicflowaboutrocketswiththecomputationalregiondividedintoseveralsubregions AT halynskyivp odnošarovijalgoritmmaršovogorozrahunkunadzvukovogoobtíkannâraketzrozbittâmrozrahunkovoíoblastínadekílʹkapídoblastej |