Влияние локального нагрева и охлаждения поверхности на ламинарно-турбулентный переход в гиперзвуковом пограничном слое тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

гг: о/ьеь:2 экзешш

На правах рукописи

9 15-1/201

ГРОМЫКО ЮРИЙ ВЛАДИМИРОВИЧ

ВЛИЯНИЕ ЛОКАЛЬНОГО НАГРЕВА И ОХЛАЖДЕНИЯ ПОВЕРХНОСТИ НА ЛАМИНАРНО-ТУРБУЛЕНТНЫЙ ПЕРЕХОД В ГИПЕРЗВУКОВОМ ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук

Новосибирск - 2015

Работа выполнена в Федеральном государственном бюджетном учреждении науки Институте теоретической и прикладной механики им. С.А. Христианови-ча Сибирского отделения Российской академии наук.

Научный руководитель: Сидоренко Андрей Анатольевич - кандидат физико-математических наук, старший научный сотрудник, Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук.

Официальные оппоненты:

Бердников Владимир Степанович - доктор физико-математических наук, профессор, заведующий лабораторией свободноконвективного теплообмена, Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теплофизики им. С. С. Кутателадзе Сибирского отделения Российской академии наук.

Чумаков Юрий Сергеевич - доктор физико-математических наук, профессор кафедры гидроаэродинамики института прикладной математики и механики. Федерального государственного автономного образовательного учреждения высшего образования "Санкт-Петербургский политехнический университет Петра Великого".

Ведущая организация:

Московский государственный университет имени М. В. Ломоносова (Научно-исследовательский институт механики).

Защита состоится « 09 » октября 2015 г. в 14:00 часов на заседании диссертационного совета Д 003.035.02 в Институте теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук по адресу: 630090, Новосибирск, ул. Институтская, 4/1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке и на сайте Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН по адресу ул. Институтская, 4/1, Новосибирск, 630090, http://itam.nsc.ru/nj/thesis/.

Отзыв на автореферат в двух экземплярах, заверенный печатью учреждения, просьба направлять на имя ученого секретаря диссертационного совета. Автореферат разослан «_»_20 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

доктор техн. наук

Засыпкин И. М.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ , !

Актуальность работы. Полет летательного аппарата с гиперзвуковой ско-------'

ростью сопряжен с интенсивным нагревом его обшивки. Величина этого нагрева в немалой степени зависит от режима течения в пограничном слое. При переходе изначально ламинарного пограничного слоя в турбулентное состояние тепловой поток к поверхности увеличивается в несколько раз. При этом пространственное распределение теплового потока неравномерно, и максимум приходится на зону, непосредственно следующую за положением ламинарно-турбулентного перехода. Поскольку температура торможения при гиперзвуковом полете значительно превышает температуру потери прочности конструкционных материалов, применение активной либо пассивной систем теплозащиты становится обязательным условием при создании гиперзвукового летательного аппарата. В случае, если поверхность теплозащитных элементов является неоднородной или имеются соединения отдельных элементов, неизбежно возникают локальные неоднородности температуры поверхности.

Известно, что температура поверхности значительно влияет на развитие неустойчивых мод возмущений в пограничном слое, усиление которых приводит к возникновению ламинарно-турбулентного перехода. Исследованию этого вопроса посвящено достаточно большое число как теоретических, так и экспериментальных работ. Однако, как правило, рассматривались случаи равномерно нагретой или охлажденной поверхности. Влиянию неравномерного распределения температуры стенки на устойчивость и переход гиперзвукового пограничного слоя посвящено лишь небольшое число теоретических работ. Неравномерности распределения температуры могут значительно влиять на развитие возмущений в гиперзвуковом пограничном слое и приводят к изменению положения ламинарно-турбулентного перехода. До настоящего времени эти эффекты детально не исследовались, а экспериментальные работы, подтверждающие их существование, неизвестны.

Исследованию проблемы влияния локального нагрева и охлаждения поверхности на переход в гиперзвуковом пограничном слое был посвящен международный проект ТгапвНуВепЛЫ, в рамках которого выполнялась экспериментальная часть данной работы.

Цель работы. Экспериментальное и численное исследование влияния локального нагрева и охлаждения поверхности на положение ламинарно-турбулентного перехода в гиперзвуковом пограничном слое.

Задачи диссертационной работы.

- Проектирование, изготовление и оснащение измерительным оборудованием экспериментальных моделей и разработка методов проведения измерений.

- Исследование пульсационных характеристик течения в свободном потоке аэродинамических труб, влияющих на начальный уровень возмущений в пограничном слое.

- Проведение модельных физических экспериментов в аэродинамической трубе для исследования эволюции течения и развития возмущений в пограничном слое моделей при локальном изменении температуры стенки модели.

- Численное моделирование развития возмущения на поверхности с локальным нагревом/охлаждением при граничных условиях, отвечающих параметрам эксперимента.

- Исследование механизмов воздействия локального нагрева/охлаждения на ламинарно-турбулентный переход.

Научная новизна работы.

- Получены пространственные и спектральные характеристики аэродинамического шума в установке кратковременного действия «Транзит-М». Показано, что с уменьшением единичного числа Рейнольдса уровень пульсаций давления в свободном потоке растет.

- Впервые выполнено экспериментальное исследование влияния неравномерного распределения температуры поверхности на устойчивость и ламинарно-турбулентный переход гиперзвукового пограничного слоя. Показано, что локальное охлаждение поверхности на ламинарном участке течения способно затягивать переход в пограничном слое.

- При помощи решения линейной задачи устойчивости и прямого численного моделирования выполнено параметрическое исследование влияния различных факторов на усиление возмущений в гиперзвуковом пограничном слое, развивающемся на поверхности с неравномерным распределением температуры.

Научная и практическая ценность работы.

- Показано, что сильные продольные градиенты температуры поверхности могут значительно влиять на положение ламинарно-турбулентного перехода в гиперзвуковом пограничном слое.

- Показано, что механизмом влияния неравномерного распределения температуры стенки является изменение условий развития второй моды возмущений, которая ответственна за ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое.

- Показано, что полученные эффекты зависят от величины перепада температуры, а также пространственного расположения неоднородностей и их протяженности.

Личный вклад автора заключается в планировании и проведении экспериментов, проектировании экспериментальных моделей и оборудования, выполнении обработки и анализа экспериментальных данных, выполнении численного моделирования изучаемого явления, а также в выполнении сравнения расчетных и экспериментальных данных.

Основные положения, выносимые на защиту.

- Результаты экспериментального исследования пульсаций в свободном потоке аэродинамической трубы «Транзит-М».

- Результаты расчета развития возмущений в гиперзвуковом пограничном слое на поверхности с продольными неоднородностями температуры, выполненные на основе линейной теории устойчивости и при помощи прямого численного моделирования.

- Результаты экспериментального исследования влияния неоднородного распределения температуры стенки на развитие возмущений и ламинар-но-турбулентный переход в пограничном слое конуса при М = 6.

Достоверность полученных результатов подтверждается их сравнением с данными, полученными в различных экспериментальных установках, а также их сравнением с результатами численного моделирования. Основная часть исследования выполнялась в рамках международного сотрудничества по проекту TransHyBeriAN. Обнаруженные в работе эффекты были подтверждены в результате экспериментов, выполненных в установках научных центров DLR HEG (Кельн) и Н2К (Геттинген), а также получены в результате численного моделирования (SFBTRR40, Мюнхен).

Апробация основных результатов: в российских журналах «Прикладная механика и техническая физика», «Вестник НГУ: Физика», «Теплофизика и аэромеханика». Основные результаты диссертационной работы докладывались на российских и международных научных конференциях и семинарах, в том числе на летней научной школе SFBTRR40 (Германия, Мюнхен, 2012), на 5 Международной конференции по аэронавтике «5th European Conference for for Aeronautics and Space Sciences» (EUCASS, Германия, Мюнхен, 2013), на семинаре «TransHyBeriAN Final Meeting» (VKI, Брюссель, Бельгия, 2013), на Международной конференции "Авиация и Космос" «The Third German-Russian Week of the Young Researcher "Aviation and Space"» (Россия, Новосибирск, 2013), на 8 Международной конференции по высокоскоростным течениям (8th Sino-Russia Hypersonic Flow Conference, Китай, Шанхай, 2011), на семинаре по аэрогидромеханике (фундаментальные исследования) - видеоконференция ЦАГИ -ИТПМ - СПбГПУ - НИИМ МГУ (Новосибирск, 2013), на XXIX Сибирском теплофизическом семинаре (Новосибирск, 2010), на Международной конференции по методам аэрофизических исследований ICMAR'2010, ICMAR'2012, ICMAR'2014, на Всероссийской конференции молодых ученых «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии» (Новосибирск, 2012), на XII Международной конференции молодых ученых «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики» в рамках XXX Сибирского тепло-физического семинара (Новосибирск, 2012), на Международной конференции «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии», на X Всерос-

сийской конференции молодых ученых, посвященной 100-летию со дня рождения академика В. В. Струминского (Новосибирск, 2014), на Международном Конгрессе международного совета по вопросу аэронавтики (29th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences, Russia, St. Petersburg, 7-12 Sept., 2014)

Структура и объем работы. Диссертационная работа состоит из введения, 4-х глав, заключения и списка литературы из 155 ед. Объем работы составляет 138 страниц, в том числе 84 рисунка.

Публикации. Основные результаты диссертации представлены в 20 печатных работах, в том числе 3 публикациях в ведущих научных журналах из перечня ВАК.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во Введении Сформулирована цель работы и обоснована актуальность темы, представлены научная и практическая ценность работы, основные положения выносимые на защиту. Представлено также кратное описание структуры диссертации.

В главе 1 выполнен обзор литературы по существующим результатам исследований в области ламинарно-турбулентного перехода в гиперзвуковом пограничном слое, а также влиянию на положение перехода основных факторов, таких как шероховатость, температура поверхности модели, притупление передней кромки.

Анализ имеющихся работ по теме исследования показывает, что к настоящему времени достигнуты значительные успехи в понимании механизмов, приводящих к ламинарно-турбулентному переходу, как в несжимаемых, так и в сжимаемых течениях. На основании известных работ можно заключить, что при гиперзвуковых скоростях потока и низком уровне внешних возмущений основным механизмом перехода является развитие неустойчивых волн в пограничном слое, известных как первая и вторая мода Мэка. Основной зоной генерации таких волн является носовая часть обтекаемого тела, а наиболее эффективным возбудителем - акустические возмущения, присутствующие во внешнем потоке либо возникающие на головной ударной волне.

Было показано, что температура поверхности оказывает большое влияние на устойчивость второй моды, развитие которой определяет переход в гиперзвуковом пограничном слое. Несмотря на то, что в реальных условиях наличие больших продольных градиентов температуры поверхности весьма вероятно, влияние неоднородностей температурного фактора на переход гиперзвукового пограничного слоя исследовалось только численно. Поэтому экспериментальное исследование влияния локального нагрева и охлаждения поверхности на

ламинарно-турбулентный переход в гиперзвуковом пограничном слое является актуальной задачей.

Глава 2 посвящена описанию экспериментального оборудования и методов исследования ламинарно-турбулентного перехода. Эксперименты проводились в двух гиперзвуковых аэродинамических трубах ИТГ1М СО РАН: ИТ-302М и «Транзит-М». Для анализа результатов экспериментов по изучению влияния локального нагрева и охлаждения на ламинарно-турбулентный переход были выполнены предварительные методические работы по исследованию параметров свободного потока в гиперзвуковых аэродинамических трубах.

В п. 2.1 проведено описание характеристик и принципа работы гиперзвуковой аэродинамической трубы ИТ-302М.

Данная установка является высокоэнтальпийной аэродинамической трубой, в которой температура торможения может превышать 3000 К. Прямое измерение параметров свободного потока для данной установки является невозможным или связано со значительными трудностями. Поэтому для расчета параметров потока был разработан алгоритм, интегрированный в программное обеспечения управления установкой. Алгоритм учитывает свойства реального газа и использует в качестве входных данных аппроксимации экспериментальных измерений давления в первой и второй форкамерах, а также измерений давления трубкой Пито в ядре потока.

Валидация алгоритма выполнялась путем сравнения скорости в рабочей части, измеренной с помощью метода Р1У, с расчетным значением скорости для чисел Маха 6 и 8. Схема измерения скорости методом Р1У представлена на рис. 1, полученные результаты - на рис. 2. Среднеквадратичное отклонение вычисленных скоростей потока от экспериментальных значений составляет

1900

V, м/с

■ 1

□ Vexp М8

л Vexp Мб

-*—Vcalc М8

® -, — Vcalc Мб I

1,3

1,6

1,9 2,2

Н, МДж

Рис. 1. Схема измерений PIV 1 - профилированное сопло, 2 - рабочая часть ИТ-302М, 3 - лазерный нож, 4 - область измерений камер, 5 -камеры Hamamatsu С8484-52 и Phantom v31()m, 6-призма, 7 - лазер Litron NanoL 135-15, 8 - набегающий поток, насыщенный частицами

Рис. 2. Скорость потока на срезе сопла в зависимости от энтальпии

5=3,11%. Видно, что предложенный алгоритм оценки параметров потока дает удовлетворительное совпадение с измеренным значением скорости.

Проверка алгоритма осуществлялась также с помощью сравнения рассчитанного и измеренного расхода газа в свободном потоке. Эксперименты выполнялись для числа Маха 8 при помощи расходомера, принцип действия которого основан на заполнении фиксированного объема за известное время. Среднее отклонение экспериментально полученных значений расхода от результатов расчета для всех опытов составляет 3,4 %, что является удовлетворительным результатом.

В п.п. 2.2 - 2.3 приведено описание принципа работы и характеристики гиперзвуковой аэродинамической трубы «Транзит-М», а также описаны экспериментов по исследованию характеристик аэродинамического шума установки. Измерение уровня и спектрального состава возмущений в свободном потоке аэродинамической установки необходимо для последующего учета этих параметров при анализе результатов исследования устойчивости пограничного слоя ламинарно-турбулентного перехода. Было измерено пространственное распределение интенсивности шума в потоке установки "Транзит-М" и получены его частотные характеристики. Сбор данных осуществлялся с помощью измерительной гребенки (рис. 3, 4), в которой размещались датчики. В ходе экспериментов положение гребенки варьировалось по продольной (х), радиальной (у) и угловой (а) координатам. Измерение пульсаций давления осуществлялось высокочастотными пьезодатчиками PCB 113В28 и PCB 132А31, измерение пульсаций теплового потока - высокочастотным датчиком ALTP, пульсации температуры торможения в набегающем потоке измерялись при помощи термоанемометра постоянного тока, настроенного на малый перегрев. Сбор данных осуществлялся при частоте/= 500 - 1000 кГц. Измерения велись в выделенном временном диапазоне, в котором параметры потока были квазистационарны.

I Iotok

Рис. 3. Измерительная гребенка Рис. 4. Схема измерительной гребенки

/ - насадки датчиков давлении РСВ, 2 - гребенка, 3 - державка, 4 - насадок датчика АЬТР, 5 - профилированное сопло

Для повышения точности измерений возмущений требовалось обеспечить постоянство параметров по всей площади датчиков. Поэтому датчики были вмонтированы в насадки, форма которых полностью удовлетворяла этому требованию, что было дополнительно проверено с помощью численного моделирования.

Полученные результаты показали, что распределение пульсации давления имеют асимметричность по сечению сопла. Полученные спектры пульсаций давления (рис. 5) и теплового потока показывают, что интенсивность шума уменьшается с ростом частоты, а также увеличивается с уменьшением числа Рейнольдса (рис. 6). Уровень пульсаций давления и температуры не превышает 3%, что соответствует уровню обычных аэродинамических труб. Результаты спектральных измерений давления впоследствии использовались при обработке данных численного моделирования.

В п. 2.4 описана экспериментальная модель остроконечного конуса с углом полураствора 7° (рис. 7, 8), на которой проводилось исследование влияния локальных неравномерностей температуры поверхности на ламинарно-турбулентный переход пограничного слоя. Модель была оснащена нагревателем и охладителем (медная секция на рис. 7), которые были встроены в поверхность модели в зоне ламинарного течения. Положение и протяженность обечайки были выбраны в соответствии с результатами прямого численного моделирования (п. 3.1). Нагрев осуществлялся с помощью электрического тока, охлаждение осуществлялось жидким азотом. Эксперименты проводились при различных температурах медной обечайки, в данном исследовании было выбрано 5 температурных режимов (Т„~ 440; 380; 300; 160; 90 К), при температуре остальной поверхности примерно равной 300 К.

Re,=13 8x106 1/м, Х=0 мм

<Р>/Р0',%

<Р>, кПа

0 01 <

Y= 0 мм

о о °Y=100 мм о о °y=50 ММ о л л 4Y=0 мм

Х=5 мм

1Е-0081 1Е-0091 1Е-010 -

о 0

S

2"

1 -

а д ¿Y=0MM

О

Рис. 5. Спектры мощности пульсаций

—•—i—1—i—■—i—■—i—■—i 0 100 200 300 400 500

давления

f, кГц

0 i 1 | 1 I 1 I 1 | 1 |

4 8 12 16 20 24

Rei*106,1/ м

Рис. 6. Распределение пульсаций давления в зависимости от Reí

•PCB2 «PCB3

■•РСВ4 .PCB«

Рис. 7. Основные размеры модели Рис. 8. Модель конуса в рабо-

чей части «Транзит-М»

Для измерения температуры поверхности с помощью тепловизора, основное тело модели было выполнено из высокотемпературного пластика РЕЕК. Для измерения пульсаций давления на поверхности модели в носовой и основной секции были установлены 6 высокочастотных датчиков давления PCB 132А31. Датчик РСВ1 был расположен перед обечайкой охладителя/нагревателя, а остальные датчики PCB располагались за обечайкой ниже по потоку (см. рис. 7).

В п. 2.5 представлено описание экспериментальных методов исследования. На установке «Транзит-М» был выполнен полный комплекс исследований, включающий измерения пульсаций давления на стенках модели, измерения тепловых потоков и теневую визуализацию течения. В установке ИТ-302М из-за запылённости потока было возможно использование только теневой визуализации.

Теневой шлирен-метод использовался для регистрации турбулентных пятен

и нахождения мгновенного и осредненного положения ламинар-но-турбулентного перехода в пограничном слое. Регистрация изображений выполнялась при разрешении «900x200 пике, и экспозиции 1 -2 мке, с частотой /* 44 кГц.

Мгновенное положение начала ламинарно-турбулентного перехода на кадре xaJ определялось как начало турбулентного пятна (рис. 9). В каждой координате х, присваивалось значение >/7{х,) = 0, если пограничный слой был ламинарным, и значение fjf/x,)= 1, если погранич-

V

0 I |--1--г

ISO 200 250 300 390

Рис. 9. Турбулентное пятно в пограничном слое, зафиксированное методом теневой съемки

ный слой был турбулентный. Далее рассчитывался коэффициент перемежаемости, как Т7(х,) = y)i)/N, где N - полное число кадров для выбранного временного диапазона.

Измерения температуры поверхности модели были выполнены с помощью тепловизора ТКВр-ИФП СВИТ с матрицей, состоящей из 128*128 элементов. Спектральный диапазон прибора 2,6 - 3,05 мкм, температурный диапазон измерений 20 - 42°С, разрешение составляет 0,04°С. По измеренным полям температуры вычислялись распределения нестационарного теплового потока вдоль поверхности конуса с использованием модели распространения тепла в полубесконечном теле. Координата окончания ламинарно-турбулентного перехода хи end определялась как координата максимума теплового потока.

Глава 3 посвящена численному исследованию влияния продольных градиентов температуры стенки на развитие возмущений в пограничном слое. В работе выполнялось исследование устойчивости пограничного слоя на основе линейной теории развития возмущений (LST - Linear Stability Theory) и прямого численного моделирования (DNS - Direct Numerical Simulation). Принимая во внимание двумерный характер волн второй моды, DNS-моделирование выполнялось в двухмерной постановке при помощи коммерческого программного обеспечения Fluent/Ansys. Для изучения вопроса о влиянии локального охлаждения/нагрева поверхности на развитие возмущений первой моды (которая является наименее устойчивой при ненулевом угле наклона) использовался LST-подход.

На фазе планирования экспериментов предварительные расчеты были выполнены для случая течения на пластине, где граничные условия выбирались соответствующими обтеканию конуса с углом полураствора 7 градусов и параметрам течения в установке «Транзит-М» при М = 6.

В п. 3.1 описаны результаты прямого численного моделирования развития возмущений, которое было выполнено для пластины длинной 300 мм и параметров потока: М», = 5,365, Р„ = 389,35 Па, Тх = 59,45 К. Моделирование выполнялось в двумерной постановке на сетке размером 3100x137 ячеек, соответствовавшей физической области 310x45 мм. Такая сетка позволяет рассчитывать развитие волн второй моды с частотами до 175 кГц. На левой границе расчетной области вводились искусственные возмущения в виде линейной комбинации медленных акустических волн с частотами от 55 до 175 кГц с шагом 10 кГц.

Было исследовано влияние величины температурного фактора, местоположения и протяженности нагревателя/охладителя на развитие возмущений в пограничном слое. Показано, что охлаждение поверхности приводит к локальному росту возмущений выделенных частот. В следе за охлажденным участком рост возмущений значительно ослабляется. Локальный нагрев поверхности приводит к обратному эффекту. Показано, что эффекты стабилизации/дестабилизации второй моды тесно связаны с характером изменения толщины пограничного слоя. Расчеты показали, что смещение охладите-

ля/нагревателя вниз по потоку, увеличение его размера, а также увеличение перепада температур приводят к более сильному эффекту стабилизации/дестабилизации второй моды.

В зоне нагревателя (х- 0,1 -0,15 м, рис. 10, а) происходит быстрое увеличение толщины пограничного слоя, что препятствует усилению отдельных волн пакета и вызывает уменьшение уровня среднеквадратичных пульсаций. При увеличении температуры стенки ускоряется изменение толщины пограничного слоя, что приводит к большему проявлению эффекта стабилизации волн. В следе за нагревателем пограничный слой релаксирует к своему невозмущенному состоянию, поэтому его толщина вдоль модели изменяется медленнее, чем в базовом случае. Это способствует продолжительному росту некоторых волн пакета.

В зоне охладителя (х = 0,1 - 0,15 м, рис. 10, б) формируются благоприятные условия для роста пульсаций. Низкая температура поверхности охладителя приводит к замедлению роста толщины пограничного слоя, что приводит к созданию благоприятных условий для роста некоторых волн. В следе охладителя наблюдается ускоренный рост пограничного слоя, препятствующий продолжительному усилению отдельных волн, что приводит к интегральному уменьшению уровня пульсаций.

В п. 3.2 представлены результаты расчета развития возмущений в пограничном слое методом LST. Исследование выполнялось для всей зоны развития возмущений, исключая район передней кромки. В каждой точке течение предполагалось локально-параллельным. Для LST-анализа использовалось данные о распределении параметров в интересующем профиле, взятые из стационарного решения DNS. Для каждого расчетного случая анализировалось 105 профилей с координатами х от 40 мм до 300 мм с шагом 2,5 мм. Рассматривалось три случая: базовый, с однородным распределением температуры вдоль поверхности (Tw = 300 К); локальный нагрев (Tw = 440 К); локальное охлаждение (Г№= 100 К).

а б

Рис. 10. Распределение пульсаций давления на стенке и ¿> для различных температур нагревателя (я) и охладителя (б)

Предварительные расчеты показали, что максимальный рост возмущений первой моды происходит при угле наклона волны % = 55°. Поэтому при анализе учитывались только возмущения, имеющие углы наклона х=0° и 55°, то есть наиболее неустойчивые волны второй и первой моды соответственно.

Рисунки 1 \ ,а и б иллюстрируют относительный вклад первой и второй мод возмущений при нагреве и охлаждении участка стенки. Здесь, также как и в расчетах DNS, рассматривается интегральное усиление волнового пакета, состоящего из волн с частотами от 0 до 300 кГц. При нагреве возмущения первой моды сильно растут и могут превысить уровень возмущений второй моды, что говорит о возможности оказывать определяющее влияние на ламинарно-турбулентный переход. Полученный эффект для второй моды качественно совпадает с результатами прямого численного моделирования. Волны второй моды при нагреве значительно усиливаются ниже по течению, а при охлаждении соответственно затухают.

В п. 3.3 представлены результаты прямого численного моделирования развития возмущений второй моды в пограничном слое конуса для Rei =5,75х106м ' и М=5,95. Моделирование выполнялось в осесимметричной двумерной постановке на сетке размером 7500x271 ячеек, которая соответствует физической области 450x98 мм. Такая сетка позволяет рассчитывать развитие волн второй моды с частотами до 300 кГц. Генерация возмущений осуществлялась с помощью периодического вдува-отсоса. Рассматривались расчетные случаи, описанные в п. 3.2. Было показано, что поведение возмущений качественно соответствует случаю плоской пластины. Выявлен частотный состав неустойчивых возмущений второй моды и локализация их роста. Показа-

Рис. 11. Распределение амплитуды возмущений первой моды (а) и второй моды (б)

вдоль пластины

но, что охлаждение поверхности может приводить к экстремальному локальному усилению возмущений отдельных частот. В целом локальное охлаждение поверхности стабилизирует развитие возмущений второй моды в широкой полосе частот.

Для сравнения экспериментальных и расчетных данных измеренные спектры пульсаций были пронормированы на спектры пульсаций в свободном потоке установки «Транзит-М» (рис. 5). Результаты сравнения см. в главе 4.

В Главе 4 представлены результаты экспериментальных исследований выполненных на установках ИТ-302М и «Транзит-М».

В п. 4.1 описаны результаты экспериментов в аэродинамической трубе ИТ-302М по исследованию влияния локального нагрева и охлаждения поверхности модели на положение ламинарно-турбулентного перехода, которое определялось с помощью теневой визуализации.

В п. 4.2 представлены результаты экспериментов в аэродинамической трубе «Транзит-М», которые включали в себя измерения пульсаций давления на стенке модели, измерения тепловых потоков и теневую визуализацию течения.

Теневая визуализация течения в зоне перехода показывает, что коэффициент перемежаемости возрастает с увеличением единичного числа Рейнольдса для всех случаев, исследованных в эксперименте. Это свидетельствует о смещении положения ламинарно-турбулентного перехода вверх по потоку. На рис. 12, а и б представлены результаты измерения коэффициента перемежаемости вдоль образующей конической модели для экспериментов в аэродинамических трубах «Транзит-М» и ИТ-302М соответственно. В зоне перехода коэффициент перемежаемости изменяется от нуля для ламинарного пограничного слоя до единицы, что соответствует полностью турбулентному пограничному слою. Локаль-

а б

100 150 200 250 300 350 240 280 320 360 400 440 480

X, мм X, мм

Рис. 12. Распределение коэффициента перемежаемости вдоль модели в установке «Транзит-М» (и) и ИТ-302М (б)

Re,=11*10e 1/м — TJT=0.56

П 1 -,

0.8

0.6

0.4

Re,=16x10е 1/м Вазовый в сборке с охлад. (Т/Г,= 0.94) Базовый в сборке с нагр. (JJJ,- 0.94) Охлаждение (TJT,= 0.3) Нагрев (Т„=1.41)

ное охлаждение поверхности приводит к резкому уменьшению коэффициента перемежаемости и, следовательно, задержке ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое. Влияние локального нагрева имеет противоположный характер: нагревание поверхности значительно увеличивает коэффициент перемежаемости и приводит к преждевременному переходу. Число Рейнольдса перехода Retr. cnj, полученное по результатам измерения распределения теплового потока представлено на рис. 13 в зависимости от Re^ Тенденция, описанная выше, ясно прослеживается на графиках: охлаждение обечайки приводит к задержке перехода, а нагрев имеет противоположный, но более слабый эффект. Полученные данные совпадают с результатами измерений перемежаемости в пограничном слое оптическими методами

На рис. 14 представлены спектры пульсаций давления, нормированного на давление на границе пограничного слоя, для пяти датчиков (см. рис. 7). При достаточно низком Reí =4,4-106 м'1 пограничный слой на модели является ламинарным, поэтому на спектрах всех датчиков, кроме первого, заметно присутствие пульсаций второй моды. Частота максимума пульсаций лежит в диапазоне 138 -180 кГц и уменьшается в направлении вниз по потоку, при этом явно виден рост возмущений второй моды. Изменение частоты второй моды объясняется увеличением толщины пограничного слоя. На спектрах датчиков, расположенных в координатах х = 348 мм и х = 413 мм можно заметить дополнительные пики в районе 270 - 280 кГц, возможно, связанные с началом нелинейных процессов и образованием гармоники второй моды.

На рис. 15 представлена зависимость спектров пульсаций давления от Reí для датчика, расположенного в середине модели. Хорошо заметно, что при изменении единичного числа Рейнольдса амплитуда и частота пика второй моды изменяются. В зонах с ламинарным пограничным слоем при увеличении Reí вплоть до Reí = 12,92x106 м 1 происходит рост пика второй моды и его смещение в высокочастотную область. Далее видно затухание второй моды для случая Reí = 17,1 Ох 106 м 1 и наполнение спектра при Reí = 20,33x106 м ', которое обычно связывают с состоявшимся ламинарно-турбулентным переходом. Анализируя результаты, полученные с помощью тепловизионных измерений, можно утверждать, что координата конца перехода для Reí = 20х 106 м 1 x,r. cnd = 0,3 м, что объясняет существование наполненного турбулентного спектра в точке

10 9 8" 7 65 4

-аппроксимация нет перехода Т„= 1.41 Т.» 1 20 Т„= 0.95(баэовый) Т. = 0.51 Т = 0.30

8 12 16 20

Re„ 1/м

Рис. 13. Число Рейнольдса перехода Retr cnd в зависимости от Re,

О 100 200 300 400 500 1, кГц

Рис. 15. Изменение спектров пульсаций давления в зависимости от единичного числа Рейнольдса для TJTr = 0,95

0001

0.0001 —.—г—1—1—*

400 500 Г кГц

Рис. 14. Спектры пульсаций давления на стенке для базового случая

Р'/Ре 1

0.1

0.01

Ги»Т(= 0.94, Reí - 4.41-106 Vm

-х=111 мм

-х=218 мм

х-283 мм х=348 мм х=413 мм

х = 0,284 м. Для датчиков, расположенных ниже по потоку, затухание второй моды и наполнение спектра происходит при меньших значениях Reí.

Проанализировав спектры пульсаций давления для базового случая, можно утверждать, что наполненный спектр без явных пиков второй моды, в случае обтекания аэродинамически гладкой остроконечной модели, стоящей под нулевым углом атаки, является достоверным показателем окончания ламинарно-турбулентного перехода в гиперзвуковом пограничном слое.

На рис. 16 представлены результаты измерений спектров в точке х = 0,284 м для различных температурных факторов. В случае охлаждения участка стенки наблюдается уменьшение пика второй моды и перемещение его в более высокочастотную область. Эти эффекты усиливаются при уменьшении температурного фактора. Локальный нагрев приводит к противоположному результату, причем в случае максимального нагрева для 7'н/7,г=1,43 можно видеть, что происходит наполнение спектра в диапазоне частот/= 50 - 150 кГц.

На рис. 17 показано сравнение спектров пульсаций давления для х = 0,284 м, полученных в эксперименте, с результатами прямого численного моделирования. В целом моделирование удовлетворительно предсказывает тенденции изменения амплитуды и частоты второй моды возмущений при изменении температурного фактора. Из рисунка видно, что охлаждение поверхности (Т„ = 90 К) уменьшает амплитуду второй моды по сравнению с базовым случаем (Tw = 300 К). В случае нагрева (Tw = 450 К) происходит смещение второй моды в низкочастотную область.

Таким образом, спектральный анализ пульсаций давления показывает, что локальный нагрев ускоряет процесс наполнения спектров по сравнению с базовым случаем. Это связано либо с ростом первой моды, либо с более ранней гурбулизацией пограничного слоя. Интересно отметить, что в случае нагрева максимумы пиков второй моды для всех датчиков имели меньшую амплитуду,

чем в базовом случае. Это совпадает с результатами расчетов, описанных в разделе 3.3. Кроме того, заполнение низкочастотной части спектра косвенно свидетельствует о возможном усилении возмущений первой моды, что предсказывается линейной теорией устойчивости.

0.01 -

0 001

0.0001

Ре, = 8.6'Ю' 1/м, -туг= 1.43 Т.Я = 1.24 — Т.Л> 0.95 Т,/Т,= 0.47 ТуТ,= 0.28

х=284мм

0.01

т

400 500 I кГц

Рис. 16. Изменение спектров пульсаций давления в зависимости от Т„/Тг для датчика, расположенного в точке х :

X = 284 мм Т» = 293 К (□N5) Т. = 90 К (О^) т. = 450 к да^) Т. = 290 К Т. = 90 К т = 440 К

0.001 -

: 284 мм,Ке,=8,60хЮ6 м"'

0.0001

---г

0 100 200 300 400 Ъ кГц

Рис. 17. Сравнение экспериментальных и расчетных спектров пульсаций давления для датчика, расположенного в точке х = 284 мм, Яе,=5,50х10б м~'

В заключении сформулированы основные выводы диссертационной работы.

- Полученные результаты свидетельствуют о том, что локальный нагрев и охлаждение поверхности оказывают большое влияние на развитие возмущений и ламинарно-турбулентный переход в гиперзвуковом пограничном слое при числе Маха М=6.

- При помощи численного моделирования было показано, что в области локального охлаждения поверхности происходит рост возмущений выделенных частот, который значительно ослабляется в следе за охлажденным участком. Локальный нагрев поверхности приводит к обратному эффекту. В целом локальное охлаждение поверхности стабилизирует развитие возмущений второй моды в широкой полосе частот. Показано, что эффекты стабилизации/дестабилизации второй моды тесно связаны с характером изменения толщины пограничного слоя.

- Выполнено экспериментальное исследование влияния локального нагрева и охлаждения поверхности на устойчивость и переход гиперзвукового пограничного слоя, развивающегося на модели конуса. Исследование развития возмущений в пограничном слое показало, что локальный нагрев и охлаждение стенки модели влияют на частоту и амплитуду наиболее усиливающихся возмущений второй моды ниже по потоку. В случае охлаждения стенки происходит значительное замедление роста возмущений второй моды.

- В экспериментах показано, что локальный нагрев стенки модели приводит к преждевременному ламинарно-турбулентному переходу в пограничном слое ниже по течению. Локальное охлаждение способствует затягиванию перехода. Показано, что наблюдаемый эффект зависит от температурного фактора.

ОСНОВНЫЕ МАТЕРИАЛЫ ДИССЕРТАЦИИ ОПУБЛИКОВАНЫ В СЛЕДУЮЩИХ РАБОТАХ

Ведущие рецензируемые научные журналы, входящие в перечень ВАК:

1. Громыко Ю.В., Маслов A.A., Сидоренко A.A., Поливанов П.А., Цырюльников И.С. Расчет параметров потока в гиперзвуковых аэродинамических трубах // Вестн. НГУ. Сер. Физика. 2011. Т. 6, № 2. С. 10-16.

2. Громыко Ю.В., Маслов A.A., Поливанов П.А., Цырюльников И.С., Шумский В.В., Яро-славцев М.И. Экспериментальная проверка метода расчета параметров потока в рабочей части импульсной аэродинамической трубы // Прикладная механика и техническая физика. 2012. Т. 53, № 5. С. 79-89.

3. Громыко Ю.В., Поливанов П.А., Сидоренко A.A., Бунтин Д.А., Маслов A.A. Экспериментальное исследование естественного шума гиперзвуковой аэродинамической трубы «Транзит-М» // Теплофизика и аэромеханика. 2013. Т. 20, № 4. С. 491-504.

Статьи в трудах, материалах международных и всероссийских конференций, в сборниках научных трудов:

1. Маслов A.A., Громыко Ю.В., Цырюльников И.С., Поливанов Г1.А., Сидоренко A.A. Расчет параметров потока в гиперзвуковой аэродинамической трубе ИТ-302 // XXIX Сибирский теплофизический семинар: тез. докл. всерос. конф. Новосибирск, 2010. С. 125-126.

2. Маслов A.A., Громыко Ю.В., Цырюльников И.С., Поливанов П.А., Сидоренко A.A. Расчет параметров потока в гиперзвуковой аэродинамической трубе И'Г-302 [Электронный ресурс] // International Conference on the Methods of Aerophysical Research: Proceedings, Novosibirsk, 2010. No. 155. 6 p. CD-ROM.

3. Громыко Ю.В., Поливанов П.А., Сидоренко A.A. Влияние локального охлаждения/нагрева поверхности на устойчивость гиперзвукового пограничною слоя // Проблемы механики : теория, эксперимент и новые технологии : доклады IX Всероссийской конференции молодых ученых / под ред. В.В. Козлова. Новосибирск, 2012. С. 73-76.

4. Громыко Ю.В., Поливанов П.А., Сидоренко A.A. Влияние локального охлаждения/нагрева поверхности на устойчивость гиперзвукового пограничного слоя // Акгуаль-ные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики : тез. докл. XII Междунар. конф. молод, учёных в рамках Всерос. науч. конф. "XXX Сибирский теплофизический семинар". Новосибирск, 2012. С. 36.

5. Громыко Ю.В., Поливанов П.А., Сидоренко A.A. Экспериментальное исследование естественного шума гиперзвуковой аэродинамической грубы «Транзит-М» // Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики : тез. докл. XII Междунар. конф. молод, учйных в рамках Всерос. науч. конф. "XXX Сибирский теплофизический семинар". Новосибирск, 2012. С. 37.

6. Громыко Ю.В., Бунтин Д.А., Поливанов H.A., Сидоренко A.A., Маслов A.A. Исследование влияния локального охлаждения/нагрева на положение ламинарно-турбулентного

перехода с помощью теневых методов // Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии : доклады X Всероссийской конференции молодых ученых, посвященной 100-летию со дня рождения академика В.В. Струминского. Новосибирск, 2014. С. 65-66.

7. Maslov A.A., Gromyko Y.V., Tsirulnikov I.S., Polivanov P.A., Sidorenko A.A. Estimation of the flow parameters in hypersonic wind tunnel 1T-302 // International Conference on the Methods of Aerophysical Research: abstracts. Pt. 2. Novosibirsk, 2010. P. 163-164.

8. Gromyko Y.V., Tsirulnikov I.A., Polivanov P.A., Sidorenko A.A., Maslov A.A. Estimation of the flow parametrs in hypersonic wind tunnel it-302 // 8th Sino-Russia Hypersonic Flow Conference: Proceedings. S. 1. Shanghai, 2011. P. 374-375.

9. Gromyko Yu.V., Maslov A.A., Polivanov P.A., Tsyryulnikov I.S., Shumskii V.V., Yaroslav-tsev M.I. Estimation of test gas parameters in the test section of the high-enthalpy wind tunnel // International Conference on the Methods of Aerophysical Research: abstracts. Pt. 1. Kazan,

2012. P. 133-134.

10. Gromyko Y.V., Polivanov P.A., Sidorenko A.A. The effect of the local wall cooling/heating on hypersonic boundary layer stability // 16th International Conference on the Methods of Aerophysical Research: abstracts. Pt. II. Kazan, 2012. P. 118-119.

11. Sidorenko A.A., Polivanov P.A., Gromyko Y.V., Bountin D.A., Maslov A.A. Effect of the local wall cooling/heating on the hypersonic boundary layer stability and transition // 5th European Conference for Aeronautics and Space Sciences: Proceedings & abstracts. S. 1. Munich,

2013.P.3U.

12. Gromyko Y.V., Bountin D.A., Sidorenko A.A., Polivanov P.A., Maslov A.A., Kudrya-vtsev V.V. Noise characterization of short duration and conventional hypersonic wind tunnels // 5th European Conference for for Aeronautics and Space Sciences: Proceedings & abstracts. S.I. Munich, 2013. P. 126.

13. Gromyko Yu.V., Bountin D.A., Sidorenko A.A., Kovalev R.V., Kudryavtsev V.V., Kusov A.L., Rudin N.F. Experimental investigations of local heating/cooling effect on laminar-turbulent boundary layer transition over 7°-half angle cone model in U-6 hypersonic wind tunnel // International Conference on the Methods of Aerophysical Research: Abstracts. Pt I. Novosibirsk. 2014. P. 95-96.

14. Gromyko Y.V., Bountin D.A., Polivanov P.A., Sidorenko A.A., Maslov A.A. Investigation of effects of local wall heating and cooling on hypersonic boundary-layer transition by means of Schlieren visualization // International Conference on the Methods of Aerophysical Research: abstracts. Pt. II. Novosibirsk, 2014. P. 78.

15. Fedorov A.V., Soudakov V.G., Egorov I.V., Sidorenko A.A., Gromyko Y.V., Bountin D.A. Laminar flow control of a high-speed boundary layer by localized wall heating or cooling // 29th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences: Proceedings. No.2014_0289_paper. S. I. 2014. P. 1-9.

16. Fedorov A. V., Soudakov V., Egorov 1., Sidorenko A., Gromyko Y., Bountin D., Polivanov P., Maslov A. Numerical and experimental studies of high-speed boundary-layer stability on a sharp cone with localized wall heating or cooling : AIAA paper 2014-1271.

17. Polivanov P.A., Gromyko Y.V., Sidorenko A.A., Maslov A.A., Keller M„ Groskopf G., Kloker M.J. Effects of local wall heating and cooling on hypersonic boundary-layer stability // SFB/TRR 40: Proceedings of the Summer Program 2011. S. 1. Munich, 2012. P. 121-138. [URL: http://citeseerx.ist.psu.edu/viewdoc/download7doiH0.1.1.221,6280&rep=rep 1 &type=pdf]

. ü - - 8 7 2 7

Ответственный за выпуск Ю.В. Громыко

Подписано в печать 08.07.2015 Форматбумаги 60 x 84/16, Усл. печ. л. 1.16, Уч.-изд. л. 1.0, Тираж 100 экз., Заказ №9

Отпечатано в типографии ООО «Параллель» 630090, Новосибирск. Институтская. 4/1

2015674755

2015674755