Структуры течения в ударном слое около ромбовидных крыльев при их несимметричном обтекании

Язык труда и переводы:
УДК:
533.69
Дата публикации:
12 января 2022, 22:50
Категория:
Секция 07. Развитие космонавтики и фундаментальные проблемы газодинамики, горения и теплообмена
Авторы
Максимов Федор Александрович
НИИ механики МГУ имени М.В. Ломоносова
Зубин Михаил Адольфович
НИИ механики МГУ имени М.В. Ломоносова
Аннотация:
Представлены результаты численного и экспериментального исследований несимметричного обтекания ромбовидных крыльев на режимах со сверхзвуковыми передними кромками при числе Маха М = 3. В численном исследовании в рамках модели идеального газа сверхзвукового несимметричного обтекания ромбовидного крыла обнаружены разнообразные структуры течения в ударном слое в зависимости от числа Маха, углов атаки и скольжения, обусловленные наличием точки излома поперечного контура крыла. Эксперименты с применением различных методик показали, что в реальном течении режимы с единственной особенностью Ферри не существуют. Установлено, что при обтекании ромбовидного крыла с центрированной волной разрежения в окрестности центральной хорды на подветренной консоли реализуются режимы с отрывом пограничного слоя. Расчеты показали, что при учете вязкости численное решение хорошо согласуется с экспериментальными данными.
Ключевые слова:
сверхзвуковое обтекание, ромбовидное крыло, вихревые структуры, эксперимент, численное моделирование
Основной текст труда

В численном исследовании в рамках модели идеального газа [1] сверхзвукового несимметричного обтекания ромбовидного крыла (V-образное крыло с углом раскрытия большим 180°) были обнаружены разнообразные, ранее неизвестные структуры течения в ударном слое в зависимости от числа Маха, углов атаки и скольжения, обусловленные наличием точки излома поперечного контура крыла. В частности, в экспериментах при числе Маха М = 3 [2] подтверждено существование режимов течения со срывом потока с наветренной консоли и наличием вихря за точкой излома поперечного контура на режимах обтекания со скольжением при дозвуковом поперечном течении в окрестности центральной хорды крыла.

При реализации в окрестности точки излома контура условий, допускающих существование центрированной волны разрежения, вихрь сдвигается вниз по потоку вдоль поверхности крыла, а перед ним образуется ударная волна.

При увеличении угла скольжения режимы течения со смещенным вниз по потоку вихрем, перед которым существует ударная волна, сменяются режимами с единственной вихревой структурой и ударной волной перед ней (вихревой особенностью Ферри, в которую входят все линии, попавшие от двух передних кромок в ударный слой).

Для умеренных чисел Маха при дальнейшем увеличении угла скольжения либо сохраняется режим с единственной особенностью Ферри, либо сменяется режимом с еще более смещенным вниз по потоку вихрем, сопровождаемым лямбда-конфигурацией ударных волн, подобной структуре, реализующейся при отрыве турбулентного пограничного слоя.

Эксперименты при числе Маха М = 3 с применением различных методик, в частности, визуализации картин предельных линий тока на поверхности крыла, показали, что в реальном течении режимы с единственной особенностью Ферри не существуют.

Установлено, что при обтекании ромбовидного крыла с центрированной волной разрежения в окрестности центральной хорды на подветренной консоли реализуются режимы с отрывом пограничного слоя. Образующиеся линии стекания и растекания ограничивают коническую область отрыва (возвратного течения), передняя граница которой — линия отрыва (стекания) либо совпадает с линией излома контура крыла, либо располагается на некотором удалении от нее.

Для учета эффектов вязкости и моделирования турбулентного пограничного слоя, расчетная модель была расширена до уравнений Навье-Стокса в приближении тонкого слоя [3] с введением турбулентной вязкости согласно модели [4]. Если рассматривается крыло с передними кромками нулевой стреловидности, то реализованный метод построения расчетной сетки [1] и граничное условие коничности течения на боковых границах могут быть применены не только для невязкой задачи, но и для вязкой. Для адекватного описания функций в пограничном слое, узлы при построении сетки сгущаются по нормали к поверхности тела. Фактически, в вязкой задаче дополнительно рассчитываются основные члены диссипативной функции и ставится условие прилипания на поверхности крыла.

Расчеты, проведенные для чисел Маха М = 3 и Рейнольдса Re ≈ 1,3·107, показали, что при учете вязкости численное решение хорошо согласуется с экспериментальными данными. Есть соответствие по положению линий стекания (линия отрыва на удалении от точки излома контура крыла) и растекания (ограничивающей область отрыва), по распределению давления на поверхности крыла.

Литература
  1. Максимов Ф.А., Остапенко Н.А. V-образные крылья с углом раскрытия, большим π, при сверх- и гиперзвуковом обтекании // Доклады РАН. 2016. Т. 469. № 6. С. 680–685.
  2. Зубин М.А., Максимов Ф.А., Остапенко Н.А. О режимах обтекания ромбовидного крыла со срывным вихрем в ударном слое // Доклады РАН. 2017. Т. 477. № 4. С. 410–414.
  3. Максимов Ф.А., Чураков Д.А., Шевелев Ю.Д. Разработка математических моделей и численных методов для решения задач аэродинамического проектирования на многопроцессорной вычислительной технике // Журнал вычислительной математики и математической физики. 2011. Т. 51. № 2. С. 303–328.
  4. Baldwin B., Lomax H. Thin layer approximation and algebraic model for separated turbulent flow // AIAA 16th Aerospace Sciences Meeting. AIAA, 1978. Vol. 257. DOI: 10.2514/6.1978-257
Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.