Экспериментальное исследование нестационарных явлений при взаимодействии ударной волны с турбулентным пограничным слоем тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

На правах рукописи

Поливанов Павел Александрович

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ НЕСТАЦИОНАРНЫХ ЯВЛЕНИЙ ПРИ ВЗАИМОДЕЙСТВИИ УДАРНОЙ ВОЛНЫ С ТУРБУЛЕНТНЫМ ПОГРАНИЧНЫМ СЛОЕМ

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

4856110

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук

2 4 ФЕВ 2011

Новосибирск - 2011

4856110

Работа выполнена в Институте теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (г. Новосибирск)

Научный руководитель:

кандидат физико-математических наук Сидоренко Андрей Анатольевич

Официальные оппоненты:

доктор физико-математических наук Косинов Александр Дмитриевич

доктор технических наук Скуратов Аркадий Сергеевич

Ведущая организация:

Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова

Защита состоится «11» марта 2011 г. в 9 часов на заседании диссертационного совета Д003.035.02 в Институте теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича СО РАН по адресу: 630090, г. Новосибирск, ул. Институтская, 4/1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Института теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича СО РАН.

Ваш отзыв на автореферат в двух экземплярах, заверенный печатью учреждения, просим высылать по адресу: Ученому секретарю диссертационного совета Д003.035.02, ИТПМ им. С. А. Христиановича СО РАН, 630090, Новосибирск, ул. Институтская, 4/1.

Автореферат разослан «■?> » ■г^/лу г 20И г.

Ученый секретарь Диссертационного совета,

д.т.н.

И.М. Засыпкин

/

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. При обтекании элементов летательного аппарата сверхзвуковым потоком образующиеся скачки уплотнения и волны разрежения часто взаимодействуют с пограничным слоем, развивающимся на его поверхности. В случае достаточно сильного взаимодействия (интенсивных ударных волн, высоких чисел Маха) возникают обширные отрывные зоны, существенно перестраивающие картину течения в целом и изменяющие местные динамические и тепловые нагрузки. Поэтому в процессе проектирования и оптимизации форм летательных аппаратов очень важно точно предсказывать параметры течения в окрестности точек отрыва и присоединения потока. От правильного расчета параметров локальных отрывных зон зависит эффективность трансзвуковых несущих профилей, компрессоров, органов управления, сопел и воздухозаборников. Необходимо заметить, что для большинства реальных приложений пограничный слой является турбулентным. Изучению свойств турбулентного отрыва в сверхзвуковых течениях посвящено большое число экспериментальных и расчетных исследований.

Наименее исследованной проблемой в этой области в настоящее время остаются нестационарные явления, возникающие при взаимодействии ударной волны с пограничным слоем в сверхзвуковых течениях. В экспериментах было показано, что в этом случае отрывная ударная волна колеблется со значительной амплитудой и её движение является трехмерным и низкочастотным по сравнению со всеми характерными частотами потока. При этом возникают крупномасштабные флуктуации течения, сносящиеся вниз по потоку, которые, вполне вероятно, связаны с низкочастотным движением ударной волны.

На настоящий момент существуют две конкурирующие гипотезы, объясняющие природу низкочастотных колебаний отрывной ударной волны. Первая гипотеза связывает осцилляции ударной волны с пульсациями в набегающем турбулентном пограничном слое. Низкая частота колебаний ударной волны объясняется тем, что они вызываются крупномасштабными структурами (порядка 30£ и более). Слабыми местами данной теории являются низкий уровень корреляций между пульсациями в набегающем пограничном слое и колебаниями ударной волны, а также зависимость частоты колебаний ударной волны от размеров отрыва при фиксированных параметрах набегающего пограничного слоя.

Вторая гипотеза объясняет низкочастотные колебания механизмом обратной связи через "слой смешения", создаваемый отрывным пузырем, и область обратного течения в отрыве. Данная гипотеза хорошо объясняет зависимость частоты от размеров отрывного пузыря, но обнаруженный уровень пульсаций, распространяющихся вверх по потоку, является небольшим. Кроме того, эта теория предполагает наличие резонансной частоты, что с большой вероятностью должно сопровождаться гармоничностью колебаний ударной волны.

В действительности колебания отрывной ударной волны являются хаотическими. Вполне возможно, что реальная природа низкочастотных колебаний отрывной ударной волны может быть объяснена комбинацией описанных выше явлений.

На настоящий момент уровень экспериментальных и численных методов позволяет произвести углубленное изучение низкочастотных колебаний в зоне взаимодействия. Недостаток экспериментальных данных, пригодных для верификации современных численных методов, делает актуальным проведение экспериментов в условиях, при которых возможно прямое сравнение с результатами численного моделирования.

Целью диссертационной работы является экспериментальное исследование нестационарных явлений, возникающих при взаимодействии падающей ударной волны с турбулентным пограничным слоем.

Задачи диссертационной работы:

1. изучение механизма возникновения низкочастотных колебаний отрывной зоны и отрывной ударной волны;

2. исследование динамики колебаний отрывной ударной волны и распространения низкочастотных пульсаций в зоне взаимодействия;

3. исследование взаимосвязи низкочастотных пульсаций отрывной ударной волны с пульсациями внутри зоны взаимодействия и с пульсациями в набегающем пограничном слое;

4. разработка метода введения искусственных возмущений в турбулентный пограничный слой и исследование восприимчивости отрывной ударной волны к искусственным возмущениям;

5. получение максимально достоверных и подробных данных о средних и пульсационных характеристиках исследуемого течения для верификации методов численного моделирования.

Научная новизна

1. На основе корреляционных термоанемометрических измерений показано наличие в набегающем пограничном слое низкочастотных возмущений и их взаимосвязь с колебаниями отрывной ударной волны и отрывной зоны. Доказано существование и доминирование механизма инициации колебаний отрывной ударной волны возмущениями набегающего пограничного слоя. Показано, что отрывная ударная волна не чувствительна к высокочастотным пульсациям набегающего пограничного слоя.

2. Исследована трехмерная структура низкочастотных хаотических колебаний отрывной ударной волны и показано, что при квазидвумерном взаимодействии колебания ее фронта носят трехмерный характер.

3. Разработан метод введения искусственных возмущений в сверхзвуковой турбулентный пограничный слой и впервые получены экспериментальные данные о восприимчивости отрывной ударной волны к возмущениям набегающего пограничного слоя. Показано, что восприимчивость отрывной ударной волны к искусственным возмущениям монотонно уменьшается с ростом частоты.

Научная и практическая ценность работы

1. Выполнено комплексное экспериментальное исследование нестационарных процессов, возникающих при взаимодействии ударной волны со сверхзвуковым турбулентным пограничным слоем.

2. Получены результаты, расширяющие представления о механизмах возникновения низкочастотных колебаний в сверхзвуковых отрывных течениях.

3. Разработаны и реализованы методики, позволяющие применять метод искусственных возмущений для исследования восприимчивости сжимаемых турбулентных сдвиговых течений.

4. Получены подробные экспериментальные данные о средних и пульса-ционных характеристиках исследованного течения, необходимые для верификации методов численного моделирования.

Достоверность полученных результатов обеспечивается использованием в экспериментальных исследованиях хорошо отработанного метода термоане-мометрических измерений, применением известного метода контролируемых искусственных возмущений, а также сопоставлением данных измерений с результатами численного моделирования методами RANS (Reynolds-averaged Navier-Stokes) и LES (Large eddy simulation).

На защиту выносятся следующие научные положения диссертации:

- результаты экспериментального исследования средних и пульсационных характеристик течения при взаимодействии турбулентного пограничного слоя с ударной волной;

- результаты экспериментального исследования взаимосвязи пульсаций внутри области взаимодействия и набегающем пограничном слое;

- результаты исследования восприимчивости отрывной ударной волны к искусственным возмущениям.

Апробация работы

Основные результаты работы докладывались на Международной конференции по методам аэрофизических исследований ICMAR (Новосибирск 2008, 2010), на конференции AIAA (Орландо, 2009), на Всероссийской молодёжной конференции (Новосибирск, 2008), на Всероссийской школе-конференции молодых ученых (Новосибирск, 2008), на Всероссийской конференции молодых ученых (Новосибирск, 2009), на Международном симпозиуме по ударным волнам (Санкт Петербург, 2009), на Научно-технической конференции: "Аэрогидродинамика и аэроакустика: проблемы и перспективы" (Харьков, 2009), на Международном симпозиуме по прикладной аэродинамике (Марсель, 2010), на семинарах ИТПМ СО РАН по аэрогазодинамике, а также на семинарах проекта UFAST, выполнявшегося в рамках б-й Европейской рамочной программы.

Личный вклад автора

Автор участвовал в постановке задач экспериментальных исследований, планировании и выполнении экспериментов. Им созданы алгоритмы и программы обработки данных измерений, выполнена обработка результатов экспе-

риментов. Автором выполнены расчеты поля течения в рабочей части экспериментальной установки, проведено сравнение экспериментальных данных с результатами численного моделирования. Представление изложенных в диссертации и выносимых на защиту результатов, полученных в совместных исследованиях, согласовано с соавторами.

Публикации

Результаты исследований автора опубликованы в 15 научных работах, в том числе в международных и российских журналах (Вестник НГУ, 2008; Письма в журнал технической физики, 2010; Shock Waves, 2010), а также в монографиях: Unsteady Effects of Shock Wave Induced Separation UFAST / P. Doerffer, Ch. Hirsch, J.-P. Dussauge, H. Babinsky, G. Barakos. Gdansk: Instytut Maszyn Przeplywowych, 2009; Unsteady Effects of Shock Wave Induced Separation / P. Doerffer, C. Hirsch, J.-P. Dussauge, H. Babinsky, G.N. Barakos. Vol. 114: Notes on Numerical Fluid Mechanics and Multidisciplinary Design. Heidelberg et al: Springer, 2011.

Структура и объем диссертации

Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения и списка литературы. Объем диссертации составляет 134 страницы, включая 99 иллюстраций и 125 наименований цитируемой литературы.

Содержание работы

Во введении обоснована актуальность исследований, сформулированы цели работы, отмечена научная новизна и практическая значимость работы, приведены основные положения, выносимые на защиту, кратко описана структура диссертации.

В главе 1 рассмотрены подходы и результаты выполненных ранее теоретических и экспериментальных исследований нестационарных явлений, возникающих при взаимодействии ударной волны с турбулентным пограничным слоем. В обзоре показано, что отсутствие учета данных явлений не позволяет современным инженерным расчетным методам (RANS и др.) достоверно предсказывать характеристики подобных течений. Применение методов LES и DNS (Direct numerical simulation) позволяет моделировать нестационарные характеристики потока и рассчитывать среднее течение с необходимой точностью. Однако современные вычислительные мощности не позволяют применять эти методы для инженерных приложений. Поэтому прогресс в расчете подобных течений может быть достигнут при условии построения теоретической модели нестационарного течения и внесения необходимых поправок при расчете методом RANS. Из обзора следует, что в настоящий момент наименее исследованным среди нестационарных процессов является низкочастотное движение отрывной ударной волны. Это явление является крупномасштабным и доминирующим в течении, поэтому без понимания его первопричин любая теоретическая модель будет неполной. Существуют две конкурирующие гипотезы, объясняющие природу низкочастотных колебаний отрывной ударной волны. В соответствии с первой гипотезой, осцилляции ударной волны могут быть объяснены влиянием пульсаций набегающего турбулентного пограничного слоя, вторая гипотеза объясняет низкочастотные колебания механизмом обратной связи.

На основании анализа опубликованных работ сделан вывод, что наибольший успех в разработке теоретической модели нестационарных процессов может быть достигнут при комплексном расчетно-экспериментальном подходе к проблеме. Несмотря на продолжительные исследования по данной тематике и большой объем накопленных данных, существует нехватка результатов, пригодных для такого рода анализа. Причиной этого является то, что большинство экспериментальных работ выполнены при больших числах Re, то есть для условий, при которых вычислительные ресурсы не позволяют применять методы LES и DNS. На основании этого делается вывод о необходимости экспериментальных исследовании отрывных течений в сверхзвуковых потоках при низких числах Рейнольдса с получением достоверных количественных экспериментальных данных.

В главе 2 описаны экспериментальное оборудование, модели и методы диагностики течения. Эксперименты проводились в аэродинамической трубе Т-325 ИТПМ СО РАН при числе Маха набегающего потока М,„ = 2, давлении

торможения Рй = 0,79-105 Па и единичном числе Рейнольдса Кв[= 10,5-10 м . I Рабочая часть аэродинамической трубы имеет квадратное сечение 200 х 200 мм. Уровень пульсаций массового расхода при Мю = 2 в рабочей части составляет 0,07%, что позволяет отнести данную установку к малошумным аэродинамическим трубам. Установка оснащена координатным устройством, | позволяющим перемещать измерительные устройства и датчики в трех направлениях.

Экспериментальная модель и упрощенная схема течения показаны на рис. 1 и представляют собой плоскую пластину, на которой развивается турбулент- | ный пограничный слой. Ударная волна генерируется клином с углом разворота , потока 7 - 8°, расположенным над моделью. Пластина и клин занимают всю ширину рабочей части аэродинамической трубы. Для получения развитого тур- | булентного пограничного слоя вблизи передней кромки пластины установлен турбулизатор.

Для исследования восприимчивости зоны взаимодействия к возмущениям пограничного слоя была изготовлена модель, оснащенная источником возмущений. Для генерации искусственных возмущений применялся электрогазодинамический метод на основе диэлектрического барьерного разряда (ДБР). Модель имеет геометрию, сходную с представленной на рис. 1. В носовой части модели, изготовленной из полиамида, располагается линейный разрядник ДБР. Ниже по потоку установлен турбулизатор. Такая комбинация устройств позволяет смещать точку перехода ближе к передней кромке при подаче напряжения на разрядник.

Параметры пограничного слоя и зоны взаимодействия

№ ¿0, ММ 8*, мм в, мм иь м/с С/ Угол клина Х„, мм Ь, мм и.

1 3,1 0,757 0,228 2,7-103 25,7 5,06-10"3 8° 176,5 28 0,033

2 4,3 1,079 0,332 3,5-103 23,8 4,41-10"3 262 41 0,031

3 7° 281 23 0,036

Эксперименты выполнялись для трех сочетаний толщины набегающего пограничного слоя перед зоной взаимодействия ¿ь и угла поворота потока в ударной волне, которые представлены в таблице. Величина ¿ь варьировалась путем изменения длины модели и измерялась в сечении X = 160 мм для "короткой" и X = 260 мм для "длинной" модели. Также приведены среднее положение отрывной ударной волны Х0 и длина зоны взаимодействия Ь. Безразмерная продольная координата определяется как X* = (Х-Х0)/Ь.

Основной объем экспериментальных данных в работе был получен при помощи термоанемометрических измерений. Особенностью применения термоанемометрии в данной работе является необходимость обеспечения широкого частотного диапазона для правильного измерения характеристик пульсаций в тонком турбулентном пограничном слое. Поскольку частотный диапазон термоанемометра постоянного сопротивления (ТПС) недостаточен для решаемой задачи, а использование термоанемометра постоянного тока (ТПТ) не оправдано для выполнения детального исследования всего течения, в работе был применен комплексный подход. В набегающем пограничном слое выполнялись измерения при помощи ТПС и ТПТ, на основании этих данных вычислялась корректировочная функция для ТПС, который использовался для измерений в зоне взаимодействия. Такой подход позволил выполнить детальное исследование течения и расширить частотный диапазон измерений.

Для выполнения двухточечных корреляционных измерений проволочный датчик термоанемометра применялся совместно с поверхностным датчиком. Поверхностный датчик располагался в характерных точках течения (набегающем пограничном слое, вблизи отрывной ударной волны и т.д.), а проволочный датчик сканировал зону взаимодействия. Для обеспечения достаточного частотного диапазона в качестве чувствительного элемента поверхностного датчика была использована микротрубочка с диаметром 10 мкм и толщиной стенки менее 1 мкм.

Кроме термоанемометрических измерений для диагностики течения использовалась высокоскоростная шлирен-визуализация, визуализация предельных линий тока на поверхности модели и измерение поверхностного давления на линии симметрии модели.

В главе 3 приведены результаты исследования течения в области взаимодействия ударной волны с пограничным слоем, а также выполнено сравнение экспериментальных данных с результатами численного моделирования. Поскольку состояние набегающего пограничного слоя имеет большое значение для изучаемого течения, его исследованию было уделено особое внимание. Кроме того, были измерены профили пограничного слоя на боковых стенках рабочей части, необходимые для задания граничных условий при 30 численном моделировании.

Для обеспечения равновесного состояния пограничного слоя перед зоной взаимодействия была произведена поисковая работа по выбору оптимального турбулизатора. На рис. 2,а представлен пример профиля скорости в набегаю-

щем пограничном слое. Хорошо видно наличие стандартного логарифмического участка в распределении скорости. Для сравнения на рисунке приведены результаты моделирования течения методами RANS и LES, выполненного для данного тестового случая в Институте проблем машиностроения им. Подгорного (Украина) и в университете г. Саутгэмптон (Великобритания) соответственно. Оба расчета дают хорошее совпадение с экспериментом, расхождения в зоне вязкого подслоя связаны с погрешностью термоанемометрического метода из-за влияния стенки. Величина пульсаций, полученная во внешней части пограничного слоя, хорошо совпадает с известным распределением Клебанова и DNS расчетом (рис. 2,6). Дефицит энергии пульсаций в пристеночной зоне пограничного слоя связан с недостаточным частотным диапазоном термоанемометра. В целом, полученные данные указывают на наличие равновесного турбулентного пограничного слоя перед зоной взаимодействия.

U, М/С y/San

а 0

Рис. 2. Сравнение экспериментальных и расчетных профилей скорости (а) и пульсаций скорости (б) в набегающем пограничном слое

Полученные в работе распределения давления являются характерными для данного вида взаимодействия (рис. 3). Имеется начальный рост давления, вызванный формированием отрывной ударной волны, далее наблюдается характерное для отрыва плато, после чего происходит рост давления, вызванный падающей ударной волной. Полный прирост давления при этом превышает значение, рассчитанное для невязкого взаимодействия, в силу влияния отрывного течения, формирующегося в угле между стенкой модели и боковой стенкой рабочей части (рис. 4). Несмотря на то, что визуализация предельных линий тока показала наличие квазидвумерного отрывного течения вблизи плоскости симметрии, влияние угловых отрывов на распределение давления существенно. Это подтверждает сравнение RANS расчетов, выполненных в пакете Fluent в

двумерной и трехмерной постановке (см. рис. 3). Результаты трехмерного расчета значительно лучше совпадают с экспериментальным распределением давления.

Рис. 5. Вертикальные профили массового расхода и пуль- „ -

_г г,^ Рис. 6. Нормированные спектры

сации массового расхода (УВ - ударная волна, ВС - вих- ,.

„. ;•£(/) в характерных точках

ревой слои) г г

Наибольшее внимание в главе уделяется анализу данных термоанемомет-рических измерений в зоне взаимодействия. Были исследованы распределения амплитуды и статистических характеристик пульсаций массового расхода, а

Рис. 3. Сравнение экспериментального Рис 4 Сравнение расчетных линий тока на по-распределения давления с результата- верхности (ИПМ КАЫБ) с картиной визуализации ми расчета различными методами

160 200 240

X, ММ

Х*«-0.589 ^ Х"а0.085

120

рч. кг/(смг)

также широко использовался спектральный анализ. Для всех тестовых случаев определены параметры низкочастотного движения отрывной ударной волны. Показано, что отрывная ударная волна колеблется хаотически, а амплитуда и частота колебаний зависят как от параметров набегающего пограничного слоя, так и от угла установки генератора падающей ударной волны. При этом число Струхаля находится в диапазоне Sh = 0,031 -0,036. Анализ спектров мощности позволил обнаружить, что в слое смешения, формирующемся из-за отрыва потока, присутствуют низкочастотные пульсации, частота которых совпадает с частотой осцилляций отрывной ударной волны. Анализ коэффициентов асимметрии и эксцесса показал существование в данной области образований вихревой природы, формирующихся из-за сильной неустойчивости сдвигового течения в области после отрывной ударной волны. Данный "вихревой слой" распространяется поверх отрывного пузыря и прослеживается далее вниз по потоку в зоне восстановления течения, как это видно из данных, представленных на рис. 5. Для выделения низкочастотных особенностей диапазон измерений был ограничен частотой 7 кГц. На графиках видно усиление турбулентности в зоне взаимодействия. На рисунке обозначены пики, обусловленные низкочастотным движением ударной волны и пульсациями в "вихревом слое". Сравнение спектров (рис. 6), полученных в зоне отрывной ударной волны (точка №1) и в "вихревом слое" (точки №2 и №5), показывает наличие общего низкочастотного максимума. Большая часть энергии в зоне "вихревого слоя" обусловлена существованием вихрей и поэтому лежит в более высокочастотной зоне. Поэтому низкочастотные пульсации обусловлены совместными колебаниями "вихревого слоя" с отрывной зоной и ударной волной.

Одним из важных моментов главы является сравнение нестационарных характеристик взаимодействия, полученных в эксперименте, с результатами LES расчета. Установлено, что параметры колебаний отрывной ударной волны хорошо совпадают, несмотря на различие в средних параметрах течения. На рис. 7 представлено сравнение функций автокорреляции в зоне колебаний отрывной ударной волной. Поскольку запись сигнала термоанемометра примерно в 17 раз продолжительнее времени моделирования, автокорреляционная функция была построена для всей записи и для ее отрезка, соответствующего времени расчета LES. Можно отметить сходное поведение течения на низких частотах.

Кроме того, в данной главе представлены результаты обработки высокоскоростной шлирен-визуали-

экспериментальная выборка ¡ 1 с временной протяженностью , LES расчета ?!

-u.j-] г-г- ут-1-i i-j-1-т . | . тт-г ■■-г^-т i i > i -0.015 -0.01 -0.005 0 0.005 0.01 0 01Í т. с

Рис, 7. Сравнение экспериментальных и расчетных функций автокорреляций в зоне осцилляций отрывной ударной волны

зации. Анализ этих данных позволил уточнить характеристики осцилляции отрывной ударной волны и подтвердить хаотическую природу данного колебательного движения.

В главе 4 приведен развернутый анализ данных, полученных в ходе двухточечных корреляционных измерений. Изучалась взаимосвязь колебаний отрывной ударной волны с пульсациями в набегающем пограничном слое, отрывном течении и зоне восстановления. Были получены временные и пространственные масштабы корреляций и выявлены основные особенности распространения возмущений в исследуемом течении.

10.8

„ 5 • #

Щмр'/г'^ '

1

етс.^л ; - _____- Л

§ СТ:'......-;-"ГГ'~~

.1 .. ... -4- .- .- .. -- 4.........и .. -----

0.8 0.7 0.6 0.5

|о.4

0.3 0.2 0.1

Рис. В. Продольное распределение спектров

когерентности сигналов поверхностного (X* = 0,07) и проволочного (y/¿ь = 0,77) датчиков

2 4 6 8 Г. кГц

Рис. 9. Трансверсальное распределение спектров когерентности сигналов поверхностного (X* = 0,07) и проволочного (у/&> = 1,28) датчиков

В разделе 4.1 описано исследование взаимосвязи пульсаций течения в области взаимодействия ударной волны с пограничным слоем. Поверхностный датчик располагался в зоне колебаний отрывной ударной волны, а проволочный датчик сканировал течение в зоне взаимодействия. Измерения подтвердили обнаруженную в главе 3 взаимосвязь низкочастотных пульсаций ударной волны с пульсациями "вихревого слоя". Сравнение уровней когерентности в "вихревом слое" в начале и в конце зоны взаимодействия показало слабое затухание низкочастотных осцилляций "вихревого слоя". На рис. 8 представлено распределение спектров когерентности при перемещении проволочного датчика в продольном направлении на фиксированном расстоянии от стенки. На графике обозначены два низкочастотных максимума, соответствующих пересечению датчиком зоны колебаний отрывной ударной волны и "вихревого слоя". Анализ распределения сдвига фаз между сигналами показал положительную величину фазовой скорости, что означает распространение низкочастотных колебаний в "вихревом слое" вниз по потоку. В ходе измерений была также подтверждена взаимосвязь пульсаций отрывного пузыря с пульсациями отрывной ударной волны.

В разделе 4.2 описана трехмерная структура низкочастотных хаотических колебаний отрывной ударной волны. В этих исследованиях поверхностный датчик располагался в зоне колебаний отрывной ударной волны, а проволочный датчик сканировал поток в трансверсальном направлении в зоне осцилляций фронта ударной волны в невязком потоке. На рис. 9 представлены распределения полученных спектров когерентности. Из графика следует, что, несмотря на существование значительной дозвуковой зоны в области взаимодействия и возможность распространения возмущений на значительные расстояния, область корреляции сигналов ограничена. Основываясь на этих данных можно утверждать, что при квазидвумерном взаимодействии колебания фронта ударной волны носят трехмерный характер. Для фиксированных параметров взаимодействия фронт ударной волны не колеблется как единое целое, а претерпевает деформации, масштаб которых лежит в пределах ±4£ и уменьшается с ростом частоты колебаний.

В разделах 4.3 и 4.4 основное внимание уделяется взаимосвязи пульсаций набегающего пограничного слоя с процессами, происходящими в области взаимодействия. В этих экспериментах поверхностный датчик размещался в набегающем пограничном слое, а проволочный датчик сканировал поток в области взаимодействия. В зоне колебаний ударной волны был обнаружен высокий уровень когерентности для низких частот, что говорит о существовании взаимосвязи пульсаций набегающего пограничного слоя с осцилляциями отрывной ударной волны. Анализ сдвига фаз позволил установить, что низкочастотные возмущения набегающего пограничного слоя являются первичными и определяют осцилляции ударной волны.

С целью обнаружения низкочастотного источника возмущений был произ- ' веден анализ пространственного распределения автокорреляционной функции и спектров когерентности пульсаций массового расхода на основе данных, полученных в набегающем пограничном слое. Это позволило обнаружить в пограничном слое наличие крупномасштабных структур с продольным размером 17 5, порождающих акустические волны в невязком течении. Однако характерная частота этих крупномасштабных структур на порядок выше частоты движения отрывной ударной волны. В набегающем пограничном слое не было обнаружено значимого уровня пульсаций на частоте движения ударной волны.

На рис. 10 приведено распределение спектров когерентности при пересечении проволочным датчиком области взаимодействия. Соответствующие значения среднеквадратичных пульсаций массового расхода представлены на рис. 11. На обоих рисунках хорошо заметны пики, связанные с низкочастотными колебаниями ударной волны и пульсациями "вихревого слоя", при этом положение максимумов пиков не совпадает. Так, максимум когерентности в зоне отрывной ударной волны лежит выше максимума пульсаций. Анализ соответствующих осциллограмм показал, что максимальный уровень когерентности наблюдается при наличии в сигнале проволочного датчика резких выбросов, возникающих при нахождении датчика на границе зоны колебаний ударной волны. При этом длительность данных выбросов должна быть сходна с времен-

ным масштабом структур, существующих в набегающем пограничном слое. Проведенный кросскорреляционный анализ подтвердил эту гипотезу. Временные масштабы пиков, полученных из кросскореляционых распределений, позволяют объяснять низкочастотные колебания отрывной ударной волны крупномасштабными структурами в набегающем пограничном слое. Таким образом, можно утверждать, что существует механизм инициации колебаний отрывной ударной волны возмущениями набегающего пограничного слоя.

0.15

<ри>, %

Рис. 11. Вертикальный профиль пульсаций массового расхода для Х*= 0,14

10.05

кГц

Рис. 10. Вертикальное распределение спектров когерентности сигналов поверхностного датчика (Х*= -0,15) и проволочного датчика (Х*= 0,14) (П.С. - пограничный слой)

Кросскорреляционный анализ позволил установить, что отклик отрывной ударной волны на пульсации набегающего пограничного слоя имеет временную задержку. Возможно, за это ответственны процессы, происходящие в отрывном пузыре.

На всех распределениях спектров когерентности, полученных в зоне взаимодействия при расположении поверхностного датчика в пограничном слое, наблюдались значительные уровни когерентности в высокочастотной области. Это связано с распространением в зоне взаимодействия возмущений, сформировавшихся в набегающем пограничном слое. Не было замечено непосредственного влияния этих возмущений на механизм колебательного движения отрывной ударной волны.

Необходимо отдельно отметить, что в экспериментальном исследовании не было обнаружено заметных возмущений, распространяющихся против потока в дозвуковой области зоны взаимодействия, которые могли бы обеспечить образование механизма обратной связи.

В главе 5 описано исследование восприимчивости зоны взаимодействия по отношению к двумерным искусственным возмущениям, генерируемым в набегающем пограничном слое при помощи диэлектрического барьерного разряда (ДБР).

Поскольку уровень собственных пульсаций турбулентного пограничного слоя значителен, задача введения в него искусственных возмущений и исследования их развития является достаточно сложной. Поэтому вместо непосредственного введения возмущений в турбулентный пограничный слой был применен подход, основанный на периодическом смещении линии ламинарно-турбулентного перехода вблизи передней кромки. Перемещение линии перехода осуществлялось за счет комбинации стационарного турбулизатора и установленного перед ним электрического разрядника. Отличительной особенностью ДБР является его способность турбулизовать ламинарный пограничный слой. Поэтому включение/выключение ДБР с заданной периодичностью позволяло вносить требуемые низкочастотные возмущения. Использование в измерениях методики фазовой синхронизации позволяло выделять отклик потока на вводимое возмущение.

Рис. 12. Осциллограммы массового расхода в ударной волне при/„у=1500 Гц, у/Sa = 1,35

Рис. 13. Максимальная амплитуда пульсаций массового расхода в ударной волне для различных /,ф у/8а = 1,35

В разделе 5.1 приведены результаты исследования параметров искусственных возмущений, вводимых в турбулентный пограничный слой, и показано, что их амплитуда сравнима с величиной естественных пульсаций, а распределение амплитуды пульсаций поперек пограничного слоя соответствует естественному случаю. Амплитуда вводимых возмущений слабо зависит от частоты и связана с относительной длительностью пакета импульсов, подаваемых на разрядник.

В разделе 5.2 рассматриваются результаты исследования отклика отрывной ударной волны на вводимые искусственные возмущения. Показано, что низкочастотные искусственные возмущения, вводимые в пограничный слой, вызывают синхронизованные колебания отрывной ударной волны и отрывной зоны на фоне их естественных колебаний. На рис. 12 представлен пример осциллограмм массового расхода, полученных в зоне осцилляций ударной волны при частоте искусственных возмущений 1500 Гц. Подобные измерения были осу-

ществлены в частотном диапазоне, соответствующем диапазону колебаний в естественном случае. На основе полученных осциллограмм построены распределения амплитуд пульсаций массового расхода вдоль зоны колебаний ударной волны для различных частот. На рис. 13 представлен сводный график, на котором показаны максимальные значения пульсаций в зоне колебаний ударной волны в зависимости от частоты вынуждающих возмущений.

Из рисунка хорошо видно монотонное уменьшение коэффициента восприимчивости с ростом частоты возмущений. Монотонный характер зависимости амплитуды колебаний ударной волны от частоты возмущений свидетельствует об отсутствии либо о слабом проявлении механизма обратной связи на выделенных частотах в зоне взаимодействия.

В заключении сформулированы основные результаты работы.

- Выполнено исследование структуры, а также средних и пульсационных характеристик течения, сформированного при взаимодействии падающей косой ударной волны со сверхзвуковым турбулентным пограничным слоем, развивающимся на плоской пластине при М = 2 и Ree = 2700-5-3500. Обнаружены низкочастотные пульсации отрывной зоны и отрывной ударной волны, безразмерная частота которых близка к значению Sh = 0,03. Показано, что отрывная ударная волна колеблется хаотически, а амплитуда и частота колебаний зависят как от параметров набегающего пограничного слоя, так и от угла установки генератора падающей ударной волны.

- Выполнено корреляционное исследование взаимосвязи колебаний отрывной ударной волны с пульсациями в набегающем пограничном слое, отрывном течении и зоне восстановления. Показано, что высокочастотные возмущения набегающего турбулентного пограничного слоя непосредственно не участвуют в механизме возникновения колебаний отрывной ударной волны. Показано наличие в набегающем пограничном слое низкочастотных возмущений, и доказано существование и доминирование механизма инициации колебаний отрывной ударной волны возмущениями набегающего пограничного слоя. Исследована трехмерная структура низкочастотных хаотических колебаний отрывной ударной волны и показано, что при квазидвумерном взаимодействии колебания ее фронта носят трехмерный характер.

- Разработан метод введения двумерных возмущений в турбулентный пограничный слой и исследования восприимчивости зоны взаимодействия по отношению искусственным возмущениям. Показано, что низкочастотные искусственные возмущения набегающего пограничного слоя вызывают синхронизованные колебания отрывной ударной волны и отрывной зоны на фоне их естественных колебаний. Исследована зависимость восприимчивости колебаний отрывной ударной волны от частоты вводимых искусственных возмущений и показано, что наблюдается монотонное уменьшение коэффициента восприимчивости с ростом частоты возмущений

Основные результаты диссертации опубликованы в следующих работах

Публикации в рецензируемых изданиях, рекомендуемых ВАК:

1. Поливанов П.А., Сидоренко А.А., Маслов А.А. Экспериментальное исследо-

вание взаимодействия ударной волны с турбулентным пограничным слоем // Вестник НГУ. Серия: Физика. 2008. Т. 3, вып. 2. С. 3-14.

2. Поливанов П.А., Сидоренко А.А., Маслов А.А. Корреляционные исследова-

ния пульсаций при взаимодействии ударной волны с турбулентным пограничным слоем // Письма в Журнал технической физики. 2010. Т. 36, вып. 3. С. 23-30. :

3. Polivanov Р.А., Sidorenko А.А., Maslov А.А. Corrélation study in shock wave-turbulent boundary layer interaction // An International Journal on Shock Waves, Detonations and Explosions. 2010. DOI: 10.1007/s00193-010-0286-7. 11 p.

Другие публикации:

1. Поливанов П.А., Сидоренко А.А. Экспериментальное исследование нестационарных явлений при взаимодействии ударной волны с турбулентным пограничным слоем // Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей: Докл. молодежной конф. Вып. XI. Новосибирск, 2008. С. 245-248.

2. Поливанов П.А., Сидоренко А.А. Расчет взаимодействия ударной волны с турбулентным пограничным слоем в программном комплексе Fluent 6.3. / Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей: Докл. молодежной конф. Вып. XI. Новосибирск, 2008. С. 249-253.

3. Polivanov Р.А., Sidorenko А.А., Maslov А.А. Experimental study of unsteady effects in shock wave / turbulent boundary layer interaction international // Int. Conf. Methods of Aerophysical Research: Abstr. Pt 1. Novosibirsk, 2008. P. 183-184.

4. Polivanov P.A., Sidorenko A.A., Maslov A.A. Numerical simulation of shock wave/ turbulent boundary layer interaction using Fluent 6.3 // Int. Conf. Methods of Aerophysical Research: Abstr. Pt 1. Novosibirsk, 2008. P. 250-251.

5. Поливанов П.А. Экспериментальное Исследование нестационарных явлений

при взаимодействии ударной волны с турбулентным пограничным слоем // Тезисы докладов X Всероссийской школы-конференции молодых ученых "Актуальные вопросы теплофизики и физической гидродинамики". Новосибирск, 2008. С. 115-116.

6. Polivanov Р.А., Sidorenko А.А., Maslov А.А. Experimental study of unsteady ef-

fects in shock wave / turbulent boundary layer interaction // Int. Conf. "47th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit": Proc. Orlando, FL, 2009. AIAA Pap. 2009-409. 7 p.

7. Поливанов П.А., Сидоренко А.А. Корреляционная связь пульсаций при взаи-

модействии ударной волны с турбулентным пограничным слоем // Тезисы докладов VII Всероссийской конференции молодых ученых "Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии". Новосибирск, 2009. С. 187-189.

8. Polivanov P.A., Sidorenko A .A., Maslov A.A. Correlation study in shock wave / turbulent boundary layer interaction // 27th Int. Symposium on Shock Waves: book of proceedings. St. Petersburg, 2009. P. 426.

9. Ершов C.B., Поливанов П.А., Сидоренко A.A., Деревянко А.И. Численное моделирование взаимодействия скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем // Совершенствование турбоустановок методами математического и физического моделирования: Сборник трудов. Вып. XIII. Харьков, 2009. CD-ROM 13 с.

10. Ершов С.В., Поливанов П.А., Сидоренко А.А., Деревянко А.И. Численное моделирование взаимодействия скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем И Аэрогидродинамика и аэроакустика: проблемы и перспективы: Сборник научных трудов. Вып. 3. Харьков, 2009. С. 80-85.

11. Polivanov P.A., Sidorenko А.А., Maslov A.A. Receptivity of shock wave / turbulent boundary layer interaction to upstream disturbances // 45th Symposium of Applied Aerodynamics: Proc. Marseille, 2010. CD-ROM 10 p.

12. Maslov A.A., Polivanov P.A., Sidorenko A.A. (ISTC) Receptivity of shock wave / turbulent boundary layer interaction to upstream disturbances // Int. Conf. Methods of Aerophysical Research: Abstr. Pt 2. Novosibirsk, 2010. P. 165-166.

Ответственный за выпуск П.А. Поливанов

Подписано в печать 19.01.2011 Формат бумаги 60x84/16, Усл. печ. л. 1.0, Уч.-изд. Л. 1.0, Тираж 100 экз., Заказ № 1

Отпечатано на ризографе ЗАО «ДокументСервис» 630090, Новосибирск, Институтская, 4/1

Перечень основных обозначений.

Введение.

Глава 1 Обзор исследований взаимодействия ударной волны с пограничным слоем.

1.1 Выводы по обзору.

Глава 2 Описание эксперимента и методы обработки экспериментальных данных.

2.1 Сверхзвуковая аэродинамическая труба Т-325.

2.2 Экспериментальное оборудование и модели.

2.3 Условия эксперимента.

2.4 Методы эксперимента.

2.4.1 Визуализация предельных линий тока.

2.4.2 Теневая визуализация.

2.4.3 Измерение давления.

2.4.4 Методика термоанемометрических измерений.

2.5 Методика обработки экспериментальных данных.

2.5.1 Методика определения параметров пограничного слоя.

2.5.2 Спектральный и статистический анализ данных.

2.6 Выводы по главе 2.

Глава 3 Изучение средних и пульсационных характеристик взаимодействия.

3.1 Характеристики набегающего турбулентного пограничного слоя.

3.2 Исследование распределения давления на модели.

3.3 Визуализация течения.

3.4 Термоанемометрические изменения средних и пульсационных характеристик течения.

3.5 Высокоскоростная шлирен-визуализация.

3.6 Численное моделирование течения и сравнение данных расчета и эксперимента.

3.7 Выводы по главе 3.

Глава 4 Корреляционное исследование нестационарных процессов.

4.1 Взаимосвязь пульсаций внутри области взаимодействия.

4.2 Трансверсальная структура колебаний ударной волны.

4.3 Связь пульсаций зоны взаимодействия с возмущениями набегающего пограничного слоя.

4.4 Кросскорреляционный анализ пульсаций.

4.5 Выводы по главе 4.

Глава 5 Исследование восприимчивости области взаимодействия к искусственным возмущениям.

5.1 Изучение параметров вводимых возмущений.

5.2 Влияние искусственных возмущений на зону взаимодействия.

5.3 Выводы по главе 5.

При обтекании элементов летательного аппарата сверхзвуковым потоком образующиеся скачки уплотнения и волны разрежения взаимодействуют с пограничным слоем, развивающимся на его поверхности. В случае достаточно сильного взаимодействия (интенсивных ударных волн, высоких чисел Маха) возникают обширные отрывные зоны, существенно перестраивающие картину течения в целом и изменяющие местные динамические и тепловые нагрузки. Поэтому в процессе проектирования и оптимизации форм летательных аппаратов очень важно точно предсказывать параметры течения в окрестности точек отрыва и присоединения потока. От правильного расчета параметров локальных отрывных зон зависит эффективность трансзвуковых несущих профилей, компрессоров, органов управления, сопел и воздухозаборников. Необходимо заметить, что для большинства реальных приложений пограничный слой является турбулентным. Изучению свойств турбулентного отрыва в сверхзвуковых течениях посвящено большое число экспериментальных и расчетных исследований (см., например, обзоры [1, 2, 3]).

Наименее исследованной областью в настоящее время остаются нестационарные явления, возникающие при взаимодействии ударной волны с пограничным слоем в сверхзвуковых течениях. В экспериментах было показано, что в этом случае отрывная ударная волна колеблется со значительной амплитудой, и это движение является трехмерным и низкочастотным по сравнению со всеми характерными частотами потока. Возникают крупномасштабные флуктуации течения, сносящиеся вниз по потоку, которые, вполне вероятно, связаны с низкочастотным движением ударной волны. Во многих работах отмечается тот факт, что течение около отрывной зоны имеет сходство с течением в слое смешения, поэтому эффекты сжимаемости должны играть в нем большую роль.

На настоящий момент существуют две конкурирующие гипотезы, объясняющие природу низкочастотных колебаний отрывной ударной волны. Первая гипотеза связывает осцилляции ударной волны с пульсациями в набегающем турбулентном пограничном слое. Так, например, в работе [4] показана взаимосвязь пульсаций давления в зоне колебаний ударной волны с пульсациями в набегающем пограничном слое. Низкая частота колебаний ударной волны объясняется тем, что они вызываются крупномасштабными структурами (порядка 30(5 и более) [5, 6]. Слабыми местами данной теории являются низкий уровень корреляций между пульсациями в набегающем пограничном слое и колебаниями ударной волны, а также зависимость частоты колебаний ударной волны от размеров отрыва при фиксированных параметрах набегающего пограничного слоя.

Вторая гипотеза объясняет низкочастотные колебания существованием механизма обратной связи, осуществляющимся через "слой смешения" отрывного пузыря и область обратного течения в отрыве [7]. Данная гипотеза хорошо объясняет зависимость частоты от размеров отрывного пузыря. Но обнаруженный уровень пульсаций, распространяющихся вверх по потоку, является небольшим. Кроме того, эта теория предполагает наличие резонансной частоты, что с большой вероятностью должно сопровождаться гармоничностью колебаний ударной волны. В действительности колебания отрывной ударной волны являются хаотическими. Вполне возможно, что реальная природа низкочастотных колебаний отрывной ударной волны может быть объяснена комбинацией описанных выше явлений.

Цель данной работы - экспериментальное исследование нестационарных явлений, возникающих при взаимодействии падающей ударной волны с турбулентным пограничным слоем, а именно: изучение механизма возникновения низкочастотных колебаний отрывной зоны и отрывной ударной волны; исследование динамики колебаний отрывной ударной волны и распространения низкочастотных пульсаций в зоне взаимодействия методами термоанемометрии и высокоскоростной шлирен-визуализации; исследование взаимосвязи низкочастотных пульсаций отрывной ударной волны с пульсациями внутри зоны взаимодействия и с пульсациями в набегающем пограничном слое корреляционными методами; разработка метода введения искусственных возмущений в турбулентный пограничный слой и исследование восприимчивости отрывной ударной волны к искусственным возмущениям; получение максимально достоверных и подробных данных о средних и пульсационных характеристиках исследуемого течения для верификации современных методов численного моделирования. Научная новизна работы состоит в следующем:

- На основе корреляционных термоанемометрических измерений показано наличие в набегающем пограничном слое низкочастотных возмущений и их взаимосвязь с колебаниями отрывной ударной волны и отрывной зоны. Доказано существование и доминирование механизма инициации колебаний отрывной ударной волны возмущениями набегающего пограничного слоя. Показано, что отрывная ударная волна не чувствительна к высокочастотным пульсациям набегающего пограничного слоя;

- Исследована трехмерная структура низкочастотных хаотических колебаний отрывной ударной волны и показано, что при квазидвумерном взаимодействии колебания ее фронта носят трехмерный характер;

- Разработан метод введения искусственных возмущений в сверхзвуковой турбулентный пограничный слой и впервые получены экспериментальные данные о восприимчивости отрывной ударной волны к возмущениям набегающего пограничного слоя. Показано, что восприимчивость отрывной ударной волны к искусственным возмущениям монотонно уменьшается с ростом частоты. Научная и практическая ценность работы:

- Выполнено комплексное экспериментальное исследование нестационарных процессов, возникающих при взаимодействии ударной волны со сверхзвуковым турбулентным пограничным слоем;

- Получены результаты, расширяющие представления о механизмах возникновения низкочастотных колебаний в сверхзвуковых отрывных течениях;

- Разработаны и реализованы методики, позволяющие использовать метод искусственных возмущений для исследования восприимчивости турбулентных сдвиговых течений;

- Получены подробные экспериментальные данные о средних и пульсационных характеристиках исследованного течения, необходимые для верификации методов численного моделирования.

Достоверность полученных результатов обеспечивается использованием в экспериментальных исследованиях хорошо отработанного метода термоанемометрических измерений в сжимаемых течениях, применением известного метода искусственных контролируемьтх возмущений, а также сопоставлением данных измерений с результатами численного моделирования методами RANS и LES.

На защиту выносятся следующие научные положения диссертации:

- Результаты экспериментального исследования средних и пульсационных характеристик течения при взаимодействии турбулентного пограничного слоя с ударной волной;

- Результаты экспериментального исследования взаимосвязи пульсаций внутри области взаимодействия и набегающем пограничном слое;

- Результаты исследования восприимчивости отрывной ударной волны к искусственным возмущениям.

Основные результаты работы опубликованы в международных и российских журналах (Вестник НГУ 2008, Письма в Журнал Технической Физики 2010, Shock wave 2010) и докладывались на международной конференции по методам аэрофизических исследований (Новосибирск 2008, 2010 гг.), на конференции AIAA (Орландо 2009 г.), на всероссийской молодёжной конференции (Новосибирск 2008 г.), на всероссийской школе-конференции молодых ученых (Новосибирск 2008 г.), на всероссийской конференции молодых ученых (Новосибирск 2009 г.), на международном симпозиуме по ударным волнам (Санкт Петербург 2009 г.), на научно-технической конференции: "Аэрогидродинамика и аэроакустика: проблемы и перспективы" (Харьков 2009 г.), на международном симпозиуме по прикладной аэродинамике (Марсель 2010 г.), на семинарах ИТПМ СО РАН по аэрогазодинамике, а так же на семинарах проекта UFAST выполнявшегося в рамках 6-й европейской рамочной программы. Кроме того, результаты диссертации опубликованы в монографиях: Unsteady Effects of Shock Wave Induced Separation UFAST / P. Doerffer, C. Hirsch, J.-P. Dussauge, H. Babinsky, G. Barakos. Gdansk: Instytut Maszyn Przeplywowych, 2009; Unsteady Effects of Shock Wave Induced Separation / P. Doerffer, C. Hirsch, J.-P. Dussauge, H. Babinsky, G.N. Barakos. Vol. 114: Notes on Numerical Fluid Mechanics and Multidisciplinary Design. Heidelberg et al: Springer, 2011.

Личный вклад автора заключается в постановке задач экспериментальных исследований, планировании и проведении экспериментов. Автором созданы алгоритмы и программы обработки данных измерений, выполнена обработка результатов экспериментов. Автором выполнены расчеты поля течения в рабочей части экспериментальной установки, проведено сравнение экспериментальных данных с данными численного моделирования. Представление изложенных в диссертации и выносимых на защиту результатов, полученных в совместных исследованиях, согласовано с соавторами.

Диссертация состоит из введения, пяти глав и заключения.

5.3 Выводы по главе 5

Выполнено исследование восприимчивости зоны взаимодействия по отношению к двумерным искусственным возмущениям, генерируемым в набегающем пограничном слое при помощи диэлектрического барьерного разряда. Показано, что низкочастотные искусственные возмущения, вводимые в пограничный слой, вызывают синхронизованные колебания отрывной ударной волны и отрывной зоны на фоне их естественных колебаний.

Исследованы параметры возмущений, вводимых в турбулентный пограничный слой и показано, что амплитуда искусственных пульсаций сравнима с величиной естественных пульсаций в пограничном слое, а распределение амплитуды пульсаций поперек пограничного слоя соответствует естественному случаю. Амплитуда вводимых возмущений слабо зависит от частоты и связана с относительной длительностью пакета.

Исследована зависимость восприимчивости колебаний отрывной ударной волны от частоты вводимых искусственных возмущений для частотного диапазона, соответствующего диапазону колебаний в естественном случае. Показано, что наблюдается монотонное уменьшение коэффициента восприимчивости с ростом частоты возмущений. Не обнаружено особенностей в зависимости амплитуды колебаний ударной волны от частоты возмущений, которые могли бы свидетельствовать о наличии механизма обратной связи на выделенных частотах.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Выполнено исследование структуры, а также средних и пульсационных характеристик течения, сформированного при взаимодействии падающей косой ударной волны со сверхзвуковым турбулентным пограничным слоем, развивающимся на плоской пластине при М = 2 и Ree = 2700+3500. Обнаружены низкочастотные пульсации отрывной зоны и отрывной ударной волны, безразмерная частота которых близка к значению Sh = 0,03. Показано, что отраженная ударная волна колеблется хаотически, а амплитуда и частота колебаний зависят как от параметров набегающего пограничного слоя, так и от угла установки генератора падающей ударной волны.

Выполнено корреляционное исследование взаимосвязи колебаний отрывной ударной волны с пульсациями в набегающем пограничном слое, отрывном течении и зоне восстановления. Показано, что высокочастотные возмущения набегающего турбулентного пограничного слоя непосредственно не участвуют в механизме возникновения колебаний отрывной ударной волны. Показано наличие в набегающем пограничном слое низкочастотных возмущений и доказано существование и доминирование механизма инициации колебаний отрывной ударной волны возмущениями набегающего пограничного слоя. Исследована трехмерная структура низкочастотных хаотических колебаний отрывной ударной волны и показано, что при квазидвумерном взаимодействии колебания ее фронта носят трехмерный характер.

Разработан метод введения двумерных возмущений в турбулентный пограничный слой и исследование восприимчивости зоны взаимодействия по отношению искусственным возмущениям. Показано, что низкочастотные искусственные возмущения набегающего пограничного слоя вызывают синхронизованные колебания отрывной ударной волны и отрывной зоны на фоне их естественных колебаний. Исследована зависимость восприимчивости колебаний отрывной ударной волны от частоты вводимых искусственных возмущений и показано, что наблюдается монотонное уменьшение коэффициента восприимчивости с ростом частоты возмущений

1. Greene J.E. Interaction between shock waves and turbulent boundary layers // Progress in

2. Aerospace Sciencees. Pergamon Press. 1970. Vol. 11. P. 235-340.

3. Andreopoulos Y., Agui J.H., Brassulis G. Shock wave-turbulence interaction // Annual Review of

4. Fluid Mechanics. 2000. Vol. 32. P. 309-345.

5. Dolling D.D. 50 Years of shock wave / boundary layer interaction — What next? // AIAA1. Paper 2000-2596, 2000.

6. Erengil M.E. and Dolling D.S. Correlation of separation shock motion with pressure fluctuationsin the incoming boundary layer// AIAA Journal. 1991. Vol. 29. No. 11. P. 1868-1877.

7. Beresh S.J., Clemens N.T. & Dolling D.S. Relationship between upstream turbulent boundarylayer velocity fluctuations and separation shock unsteadiness // AIAA Journal. 2002. Vol. 40. No. 12. P. 2412-2422.

8. Ganapathisubramani В., Clemens N.T., Dolling D.S. Effects of upstream boundary layer on theunsteadiness of shock-induced separation // J. Fluid Mech. 2007. Vol. 585. P 369-394.

9. Priebe S., Wu M., and Martin M.P. Direct numerical simulation of a reflected-shock-wave/turbulent-boundary-layer interaction // AIAA Journal. 2009. Vol. 47. No. 5. P. 1173— 1185.

10. Hallion Richard P. Test Pilots // Doubleday and Co., Inc. 1981. P. 258-259.

11. Ferri A. Experimental results with airfoils tested in the high-speed tunnel at Guidonia //NACA1. TM 946. 1940.

12. Stalker R. J. Sweepback effects in turbulent boundary-layer shock-wave interaction // Journal of the Aeronautical Sciences. 1960. Vol. 27. P. 348-356.

13. Bogdonof S. M. Some experimental studies of the separation of supersonic turbulent boundary layers // Aeronautical Engineering Dept., Princeton University, Princeton, NJ. 1955. Rept. 336.

14. Петров Г.И., Лихушин В.Я., Некрасов И.П., Соркин Л.И. Влияние вязкости на сверхзвуковой поток со скачками уплотнения // Труды ЦИАМ. 1952. № 224. 28 с.

15. Chapman D, Kuehn D, Larson H. Investigation of separated flows in supersonic and subsonic streams with emphasis on the effect of transition //NACA Report 1356. 1957.

16. Гогиш Л. В., Степанов Г. Ю. Турбулентные отрывные течения. Москва: Наука, 1979. 367 с.

17. Holden M. Shock wave-turbulent boundary-layer interaction in hypersonic flow // AIAA Paper 72-0074, 1974.

18. Law C. Supersonic turbulent boundary-layer separation // AIAA Journal. 1974. Vol. 12. No.,6. P.794-797.

19. Shang J., Hankey W., Law C. // Numerical simulation of shockwave turbulent boundary layer interaction. AIAA Journal. 1976. Vol. 14. No. 10. P. 1451-1457.

20. Smits A., Dussauge J-P. Turbulent shear layers in supersonic flow. Woodbury, NY: American Institute of Physics, 1996.

21. Delery J. Shock wave/turbulent boundary layer interaction and its control // Progr. Aerospace Sci. 1985. Vol.22. P. 209-280.

22. Johnson C, Bushnell D. Power-law velocity profile-exponent variation with Reynolds number, wall cooling, and Mach number in a turbulent boundary layer //NASA TN D-5753, 1970.

23. Settles G, Perkins J, Bogdonoff S. Upstream influence scaling of 2D and 3D shock/turbulent boundary layer interactions at compression corners // AIAA Paper 81-0334, 1981.

24. Zheltovodov A. Shock waves/turbulent boundary layer interactions fundamental studies and applications // AIAA Paper 96-1977, 1996.

25. Dolling D. High-speed turbulent separated flows: consistency of mathematical models and flow physics // AIAA Journal. 1998. Vol. 36, No. 5. P. 725-732.

26. Федорова H.H., Федорченко И.А. Расчет взаимодействия падающего скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем на пластине // ПМТФ. 2004. Т. 45. №3. С. 61-71.

27. Sinha К., Mahesh К., Candler G.V. Modeling shock unsteadiness in shock/turbulent interaction // Physics of Fluids. 2003. Vol. 15. No. 8. P. 2290-2297.

28. Sinha K., Mahesh K., Candler G.V. Modeling the effect of shock unsteadiness in shock/turbulent boundary-layer interaction // AIAA Journal. 2005. Vol. 43. No. 3. P. 586-594.

29. Price A. E. and Stallings R. L. Investigation of turbulent separated flows in the vicinity of fin type protuberances at supersonic mach numbers // NASA TN-D-3804, 1967.

30. Kaufman L. G., Korkegi R. H. and Morton L. C. Shock impingement caused by boundary-layer separation ahead of blunt fins // AIAA Journal. 1973. Vol. 11. No. 10. P. 1363-1364.

31. Winkelmann A. E. Experimental investigation of a fin protuberance partially immersed in a turbulent boundary layer at mach 5 // U. S. Naval Ordance Lab Rept. NOLTR-72-33, 1972.

32. Kistler A. L. Fluctuating wall pressure under a separated supersonic flow // Journal of the Acoustical Society of America. 1964. Vol. 36. P. 543-550.

33. Сое С. F., Chyu W. J. and Dods, J. B. Pressure fluctuations underlying attached and separated supersonic turbulent boundary layers and shock waves // A1AA Paper 73-996, 1973.

34. Dolling D. S. and Bogdonoff S. M. An experimental investigation of the unsteady behavior of blunt fin-induced shock wave turbulent boundary layer interactions // A1AA Paper 81-1287, 1981.

35. Dolling D. S. and Or С. T. Unsteadiness of the shock wave structure in attached and separated compression ramp flowfields // Experiments in Fluids. 1985. Vol. 3. P. 24-32.

36. Horstman С. С and Owen F. K. New diagnostic technique for the study of turbulent boundary layer separation//AIAA Journal. 1974. Vol. 12. No. 10. P. 1436-1438.

37. Желтоводов A.A., Лебига B.A., Яковлев B.H. Измерение характеристик турбулентности в сжимаемых пограничных слоях в окрестности отрывных зон // ПМТФ. 1989. №3. С. 108— 113.

38. Ozcan О. and Holt М. Supersonic separated flow past a cylindrical obstacle on a flat plate //AIAA Journal. 1984. Vol. 22. No. 5. P. 611- 617.

39. Humble R. A., Scarano F., van Oudheusden B. W. Particle image velocimetry measurements of a shock wave/turbulent boundary layer interaction // Experiments in Fluids. 2007. Vol. 43. No. 2-3. P. 173-183.

40. Dolling D.S. and Murphy M.T. Unsteadiness of the separation shock wave structure in a supersonic compressible ramp flowfield // AIAA Journal. 1983. Vol. 21. No. 12. P. 1628-1634.

41. Muck К. C, Dussuage J. P. and Bogdonoff S. M. Structure of the wait pressure fluctuations in a shock-induced separated turbulent flow // AIAA Paper 85-0179, 1985.

42. Simpson R.L. A review of some phenomena in turbulent flow separation // Journal of Fluids Engineering. 1981. Vol. 102 No. 4. P. 520-533.

43. Gramann R.A. and Dolling D.S. Detection of turbulent boundary layer separation using fluctuating wall pressure signals // AIAA Journal. 1990. Vol. 28. No. 6. P. 1052-1056.

44. Желтоводов A.A., Яковлев B.H. Этапы развития, структура и характеристики турбулентности сжимаемых отрывных течений в окрестности двумерных препятствий: Препринт №27-86. ИТПМ СО АН СССР, Новосибирск, 1986. 51 с.

45. Smith M.W., Smits A.J. and Miles R.B. Compressible boundary-layer density cross sections by UV Rayleigh scattering// Optics Letters. 1989. Vol. 14. P. 916-918.

46. Muck K.C., Andreopoulos J., and Dussauge J.P. Unsteady nature of shock wave/turbulent boundary layer interaction // AIAA Journal. 1988. Vol. 26. No. 2. P. 179-197.

47. Wu M. and Martin M.P. Direct numerical simulation of two shockwave/turbulent boundary layer interactions at Mach 2.9 and Re0 = 2400 // AIAA Paper 04-2145,2004.

48. Ginoux J.J. Streamwise vortices in reattaching high-speed flows: A suggested approach // AIAA Journal. 1971. Vol. 9. No. 4. P. 759-760.

49. Poggie J. On the control of a compressible, reattaching shear layer: Ph.D. Thesis, Princeton University. 1995.

50. Selig M.S., Andreopoulos J., Muck K.C., Dussauge, J.P. and Smits A.J. Turbulence structure in a shock wave/turbulent boundary-layer interaction // AIAA Journal. 1989. Vol. 27. No. 7. P.862-869.

51. Bonnet J.P. Space-time correlations of wall-pressure fluctuations in shock-induced separated flow//Physics of Fluids A. 1988. Vol. 31. No. 10. P. 2821-2833.

52. Wu P., Lempert W.R. and Miles R.B. Megahertz pulse-burst laser system and visualization of shock-wave/boundary-layer interaction in a Mach 2.5 wind tunnel // AIAA Journal. 2000., Vol. 38. No. 4. P. 672-679.

53. Marshall T.A. and Dolling D.S. Spanwise properties of the unsteady separation shock in a Mach 5 unswept compression ramp interaction // AIAA Paper 90-0377, 1990.

54. Erengil M.E. and Dolling D.S. Unsteady wave structure near separation in a Mach 5 compression ramp interaction // AIAA Journal. 1991. Vol. 29. No. 5. P. 728-735.

55. Бибко B.H., Ефимцов Б.М., Кузнецов В.Б. Спектры пристеночных пульсаций давления перед внутренними углами // Ученые записки ЦАГИ. 1989. Т. 20. № 4. С. 112-118.

56. Glotov G. F. Peculiarities of formation and development of recirculation-flow zones in shear layers of supersonic flows // Journal of Applied Mechanics and Technical Physics. 1995. Vol. 36. No. 5. P. 666-674.

57. Andreopoulos J. and Muck К. C. Some new aspects of the shock wave boundary layer interaction in compression ramp flows // AIAA Paper 86-0342, 1986.

58. Gamier E. & Sagaut P. Large eddy simulation of shock/boundary layer interaction // AIAA Journal. 2002. Vol. 40. No. 10. P. 1935-1944.

59. Wu M. & Martin M. P. Direct numerical simulation of supersonic turbulent boundary layer over a compression ramp // AIAA Journal. 2007. Vol. 45. No. 4. P. 879-889.

60. Wu M. & Martin M. P. Analysis of shock motion in shock wave and turbulent boundary layer interaction using direct numerical simulation data // J. Fluid Mech. 2008.Vol. 594. P. 71-83.

61. Touber E. & Sandham N.D. Oblique shock impinging on a turbulent boundary layer: low-frequency mechanisms // AIAA Paper 2008-4170, 2008.

62. Ganapathisubramani B., Clemens N.T. & Dolling D.S. Large-scale motions in a supersonic turbulent boundary layer// J. Fluid Mech. 2006. Vol. 556. P. 271-282.

63. Ganapathisubramani B., Clemens N.T. & Dolling D.S. Planar imaging measurements to study the effect of spanwise structure of upstream turbulent boundary layer on shock induced separation. // AIAA Paper 2006-324, 2006.

64. Ringuette M.J., Wu M. & Martin M. P. Coherent structures in direct numerical simulation of turbulent boundary layers at Mach 3 Hi. Fluid Mech. 2008. Vol. 594. P. 59-69.

65. Kim K. C. & Adrian R. J. Very large-scale motion in the outer layer // Physics of Fluids. 1999. Vol. 11. No. 2. P. 417-422.

66. Adrian R. J., Meinhart C. D.S. & Tomkins C. D. Vortex organization in the outer region of the turbulent boundary layer//J. Fluid Mech. 2000. Vol. 422. P. 1-53.

67. Ganapathisubramani B., Clemens N.T. & Dolling D.S. Effects of upstream coherent structures on low-frequency motion of shock-induced turbulent separation // AIAA Paper 2007-1141, 2007.

68. Dupont P., Haddad C. & Debieve J.F. Space and time organization in a shock induced boundary layer//J. Fluid Mech. 2006. Vol. 559. P. 255-277.

69. Dupont P., Piponniau S., Sidorenko A. & Debieve J.F. Investigation of an oblique shock reflection with separation by PIV measurements // AIAA Journal. 2008. Vol. 46. No. 6. P. 1365-1370.

70. Pirozzoli S. & Grasso F. Direct numerical simulation of impinging shock wave/turbulent boundary layer interaction at M=2.25 // Physics of Fluids. 2006. Vol. 18. No. 6 (065113). 17 p.

71. Ringuette M.J., Bookey P., Wyckham C., Smits A.J. Experimental study of a Mach 3 compression ramp interaction at Re<f=2400 // AIAA Journal. 2009. Vol. 47. No. 2. P. 373-385.

72. Thomas F.O., Putman C.M. & Chu H.C. On the mechanism of unsteady shock oscillation in shock wave/turbulent boundary layer interaction // Experiments in Fluids. 1994. Vol. 18. P. 6981.

73. Debieve J.F. & Dupont P. Dependence between shock and separation bubble in a shock wave / boundary layer interaction // IUTAM Symposium on Unsteady Separated Flows and their Control: IUTAM Bookseries, 2009. Vol. 14. P. 331-341.

74. Dussauge J.P., Dupont P. & Debieve J.F. Unsteadiness in Shockwave boundary layer interaction with separation // Aerospace Science and Technology Journal. 2006. Vol. 10. No. 2. P. 85-91.

75. Kiya M. & Sasaki K. Structure of a turbulent separation bubble // J. Fluid Mech. 1983. Vol. 137. P. 83-113.

76. Cherry N.J., Hillier R. & Latour M.E.M. Unsteady measurements in a separated and reattaching flow//J. Fluid Mech. 1984. Vol. 144. P. 13^16.

77. Weiss J. and Chokani N. Effect of freestream noise on shock-wave/turbulent-boundary-layer interaction // AIAA Journal, technical notes. 2007. Vol. 45. No. 9. P. 2352-2355.

78. Gerolymos G.A., Sauret E., and Vallet I. Influence of inflow turbulence in shock-wave/turbulent-boundaiy-layer interaction computations // AIAA Journal. 2004. Vol. 42. No. 6. P. 1101-1106.

79. Humble R.A., Scarano F. and Oudheusden B.W. Unsteady aspects of an incident shock wave/turbulent boundary layer interaction // J. Fluid Mech. 2009. Vol. 635. P. 47-74.

80. Plotkin K.J. Shock wave oscillation driven by turbulent boundary-layer fluctuations // AIAA Journal. 1975. Vol. 13. No. 8. P. 1036-1040.

81. Poggie J. and Smits A.J. Shock unsteadiness in a reattaching shear layer // J. Fluid Mech. 2001. Vol.429. P. 155-185.

82. Poggie J. and Smits A.J. Experimental evidence for Plotkin model of shock unsteadiness in separated flow // Physics of Fluids. 2005. Vol. 17. No. 1 (018107). 4 p.

83. Dolling D.S. and Smith D.R. Unsteady shock-induced separation in Mach 5 cylinder interactions//AIAA Journal. 1989. Vol. 27. No. 12. P. 1598-1706.

84. Haddad C. Instationnarites, mouvements donde de choc et tourbillons a grandes echelles dans une interaction onde de choc/couche limite avecdecollement: These de Doctorat en Mecanique-Energetique, Universite de Provence, Marseille, France, 2005.

85. Piponniau S., Dussauge J. P., Debieve J. F. and Dupont P., A simple model for low-frequency unsteadiness in shock-induced separation // J. Fluid Mech. 2009. Vol. 629. P. 87-108.

86. Dandois J., Gamier E. & Sagaut P. Numerical simulation of active separation control by synthetic jet//J. Fluid. Mech. 2007. Vol. 574. P. 25-58.

87. Papamoschou D. & Roshko A. The compressible turbulent shear layer: an experimental study // J. Fluid Mech. 1988. Vol. 197. P. 453^177.

88. Browand F.K. & Troutt T.R. The turbulent mixing layer: geometry of large vortices // J. Fluid Mech. 1985. Vol. 158. P. 489-509.

89. Touber E. & Sandham N.D. Stochastic low-order modelling of low-frequency motions in reflected shock-wave/turbulent-boundary-layer interactions // 45th Symposium of Applied Aerodynamics. Marseille, 2010. 10 p.

90. Touber E. and Sandham N. D. Comparison of three large-eddy simulations of shock-induced turbulent separation bubbles // Shock Waves. 2009. Vol. 19. No. 6. P. 469-478.

91. Touber E. and Sandham N. D. Large-eddy simulation of low-frequency unsteadiness in a turbulent shock-induced separation bubble // Theor. Comput. Fluid Dyn. 2009. Vol. 23. P. 79107.

92. Touber E. and Sandham N. D. Low-order stochastic modelling of low-frequency motions in reflected shock-wave/boundary-layer interactions // Submitted to the Journal of Fluid Mechanics, 2009.

93. Brusniak L. and Dolling D.S. Physics of unsteady blunt-fin-induced shock wave/turbulent boundary layer interaction // J. Fluid Mech. 1994. Vol. 273. P. 375-409.

94. Kosinov A.D., Semionov N.V., and Yermolaev Y.G.: Preprint 6-99, Institute of Theoretical and Applied Mechanics, Novosibirsk, Russia, 1999.

95. Corke T.C., Enloe C.L., and Wilkinson S.P. Dielectric Barrier Discharge Plasma Actuators for Flow Control // Annual Review of Fluid Mechanics. 2010. Vol. 42. P. 505-529.

96. Hannes H. Uber die Eigenschaften des Schattenverfahrens // Optik. 1956. Vol. 13. No. l.P. 3448.

97. Хинце И.О. Турбулентность: ее механизм и теория. М: Физматгиз, 1963. 680 с.

98. Ярин Л.П., Генкин А.Л., Кукес В.И. Термоанемометрия газовых потоков. Л.: Машиностроение, 1983. 198 с.

99. Лебига В.А. Термоанемометрия сжимаемых потоков. Новосибирск: Изд-во НГТУ, 1997. 81 с.

100. Bestion D., Gavigilo J. Comparison between constant-current and constant-temperature anemometers in high speed flows // Rev. Sci. Instrum. 1983. Vol. 54. No. 11. P. 1513-1524.

101. Kosinov A.D., Repkov V.V. Design and application of СТА in supersonic flow // Int. Conf. Methods of Aerophysical Research: Proc. Novosibirsk, 1998.

102. Repkov V.V., Schiplyuk A. N., Sidorenko A.A., Lebiga V.A., Pak A.Yu., Zinoviev V.N. Constant current anemometer with built-in microcontroller // Int. Conf. Methods of Aerophysical Research: Proc. Pt 4. Novosibirsk, 2004. P. 250-254.

103. Smits A.J., Hayakawa K., Muck K.C. Constant temperature hot-wire anemometer practice in supersonic flows // Experiments in Fluids. 1983. Vol. 1. No. 2. P. 83-92.

104. Фомин B.M., Шиплюк A. H., Анискин В. M., Маслов А. А., Пай В. В., Принц В. Я., Селезнев В. А. Трубчатые датчики термоанемометров с высоким пространственным и временным разрешением // Доклады Академии наук. 2006. Т. 407. №1. С. 40—43.

105. Shiplyuk A.N., Aniskin V.M., Maslov A.A., Prinz V.Ya, Seleznev V.A. Nano-Fabricated Hot-Tubes for Flow Measurements // AIAA Paper 2005-1212, 2005.

106. Kovasznay L.S. The hot-wire anemometer in supersonic flow // J.Aero Sciences. 1950. Vol. 17. P. 565-573.

107. Bruun H.H. Hot-wire anemometry: principles and signal analysis. Oxford University Press, 1995.507 p.

108. Зиновьев B.H., Лебига В.А. Термоанемометрические измерения в сжимаемых потоках // Изв. АН СССР, Серия Тех. Наук. 1990. Т. 5. С. 22-31.

109. Секундов А.Н. Турбулентность в сверхзвуковом потоке и ее взаимодействие со скачком уплотнения // Изв. АН СССР. МЖГ. 1974. № 2. 8-16.

110. Тгореа С., Yarin A. L., Foss J.F. (Eds.) Springer handbook of experimental fluid mechanics. Springer, 2007. 1557 p.

111. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М.: Наука, 1974. 713 с.

112. Delieve J.F., Dupont P., Laurent H., Menna M., Dussauge J-P. Compressibility and structure of turbulence in supersonic shear flows // Eur. J. Mech. B-Fluids. 2000. Vol. 19. No. 5. P. 597-614.

113. Gaviglio J. Reynolds analogies and experimental study of heat transfer in the supersonic boundary layer// Int. J. of Heat and Mass Transfer. 1987. Vol. 30. No. 5. P. 911-926.

114. Klebanoff P.S. Characteristics of turbulence in boundary layer with zero pressure gradient, 1955, NACA Report 1247.

115. Львовский E. H. Статистические методы построения эмпирических формул. М.: Высшая школа, 1982. 224 с.

116. Klebanoff P.S. Characteristics of turbulence in a boundary layer with zero pressure gradient // NACA Report 1247. 1955.

117. Kong H., Choi H., and Lee J.S. Direct numerical simulation of turbulent thermal boundary layers // Physics of Fluids. 2000. Vol. 12. No. 10. P. 2555-2568.

118. Doerffer Р., Hirsch С., Dussauge J-P., Babinsky Н., Barakos G. (Eds.) Unsteady Effects of Shock Wave Induced Separation // Ufast, specific targeted research project AST4-CT-2005-012226.

119. Doerffer P., Hirsch С., Dussauge J.-P., Babinsky H., Barakos G. (Eds.) Unsteady Effects of Shock Wave induced Separation. Springer, 2011. 336 p.

120. Polivanov P.A., Sidorenko A.A., Maslov A.A. Numerical simulation of shock wave/ turbulent boundaty layer interaction using Fluent 6.3 // Int. Conf. Methods of Aerophysical Research: Proc. Novosibirsk, 2008. 6 p.

121. Spalart P. R. Direct simulation of a turbulent boundary layer up to Re = 1410. J. Fluid Mech. 1988. Vol. 187. P. 61-98.

122. Dupont P., Piponniau S., Sidorenko A., Debi6ve J.F. Investigation of an oblique shock reflection with separation by PIV measurements // AIAA-2007-119, 2007.

123. Moreau E. Airflow control by non-thermal plasma actuators // J. Phys. D: Appl. Phys. 2007. Vol. 40. No. 3. P. 605-635.