Исследование отрывных течений в задачах внутренней и внешней аэродинамики

Хакимов, Рустэм Анасович

Автореферат диссертации на тему "Исследование отрывных течений в задачах внутренней и внешней аэродинамики"

На правах рукописи

Хакимов Рустэм Анасович

ИССЛЕДОВАНИЕ ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИЙ В ЗАДАЧАХ ВНУТРЕННЕЙ И ВНЕШНЕЙ АЭРОДИНАМИКИ

01.02.05 — механика жидкости, газа и плазмы

Автореферат диссертации на соискание учёной степени кандидата физико-математических наук

Москва — 2005

Работа выполнена в Центральном Аэрогидродинамическом Институте им. проф. Н. Е. Жуковского.

Научный руководитель: кандидат технических наук,

доцент

Ремеев Наиль Хамидович

Официальные оппоненты: доктор физико-математических наук,

профессор

Липатов Игорь Иванович

кандидат физико-математических наук, старший научный сотрудник Ласкин Игорь Николаевич

Ведущая организация: Институт механики МГУ

Защита состоится "/' " ¡^М^^ 2005 г. в_ч._мин.

на заседании Диссертационного совета К212.156.07 при Московском Физико-Техническом Институте по адресу: 140180, г. Жуковский, ул. Гагарина 16.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МФТИ.

Отзывы на автореферат, заверенные гербовой печатью организации, просьба направлять по указанному адресу в двух экземплярах не позднее, чем за две недели до защиты.

Автореферат разослан 2005 г.

Учёный секретарь Диссертационного совета

кандидат физико-математических наук Киркинский А.И.

---

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Объект исследования и актуальность темы. При сверхзвуковом обтекании летательного аппарата возникают скачки уплотнения. Их взаимодействие с пограничным слоем приводит к возникновению крупномасштабных нестационарных отрывных течений. Примерами подобных течений являются течения в воздухозаборниках и соплах сверхзвуковых самолетов, в местах сочленений несущих поверхностей и органов управления с фюзеляжем, в трактах силовых установок.

Наличие отрывных зон, как правило, приводит к снижению характеристик летательного аппарата, в частности, за счет увеличения сопротивления. Сопротивление вызывается ростом энтропии за скачками (волновое сопротивление) и диссипацией импульса в пограничном слое (вязкое сопротивление).

Попадание вихревых жгутов, возникающих за отрывными зонами, в каналы воздухозаборников, или разрушение вихря при взаимодействии с системой скачков на входе в воздухозаборник приводит к увеличению неоднородности течения и отрицательно влияет на работу силовой установки.

Кроме того, нестационарность отрывного течения вызывает повышенный уровня динамических нагрузок на элементы конструкции.

Дополнительными отрицательными факторами являются повышение уровня теплопередачи в областях взаимодействия и уменьшение эффективности органов управления, попадающих в отрывные области.

Взаимодействия сильных скачков с пограничным слоем характеризуются очень сложной структурой течения, которая до настоящего времени не изучена в полной мере.

Для выявления физических особенностей течения используются экспериментальные методы или численные расчеты. В случае эксперимента, трудность заключается в том, что используя традиционные методы измерения (распределения давления и температуры в области взаимодействия, теневой прибор, размываемые покрытия и т.д.) невозможно получить данные о структуре течения в отрывной зоне, так как измерительные устройства, например насадки, зачастую вносят возмущения, что часто недопустимо ввиду того, что геометрические размеры исследуемой области сравнимы с размерами этих устройств.

Возникает необходимость в использовании перспективных, в основном оптических методов, таких как лазерная интерферометрия. Эти методы позволяют преодолеть указанные трудности, но требуют применения дорогостоящих приборов и устройств и высокой культуры эксперимента.

Дополнением к эксперименту служат численные расчеты. Они делают возможным моделирование тонкой структуры отрывного течения, определение параметров потока в зоне взаимодействия, но при этом возникает вопрос о точности применяемых расчетных методов и корректности используемых моделей, иными словами, вопрос верификации.

Большая часть экспериментальных и расчетных работ, выполненных как у нас в стране, так и за рубежом посвящена изучению взаимодействий пограничного слоя с единичным скачком уплотнения. Так, были проведены параметрические исследования структуры течения в области взаимодействия и предложены эмпирические зависимости для оценки геометрии области взаимодействия и параметров пограничного слоя в отрывной зоне при взаимодействии с косыми скачками, выполнены подробные численные расчеты, в частности с целью верификации расчетных моделей.

На практике, более важной является задача о пространственном взаимодействии пограничного слоя с системой косых скачков, например, на боковых стенках сверхзвуковых воздухозаборников. Несмотря на актуальность, опубликовано сравнительно мало экспериментальных данных о структуре и параметрах подобных течений. Как правило, приводятся результаты численных расчетов на основе интегрирования осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса.

Глубокое понимание физических особенностей течения необходимо, в частности, для разработки методов управления течением, позволяющих снизить сопротивление и улучшить характеристики летательного аппарата. В настоящее время интенсивно исследуются как активное, так и пассивное управление отрывными течениями. Большая часть работ относится к трансзвуковому обтеканию профилей. Имеется относительно небольшое число публикаций, рассматривающих активное управление течением при обтекании сочленения крыло-фюзеляж на дозвуковом режиме. Активное управление позволяет снизить интенсивность отрыва,

однако его реализация сопряжена с рядом технологических трудностей.

Таким образом, изучение пространственных течений, возникающих при взаимодействии скачков уплотнения с турбулентным пограничным слоем и методов управления ими, является важной задачей, имеющей как фундаментальное, так и прикладное значение. В настоящей работе применен комплексный подход, основанный на совместном использовании экспериментальных и численных методов. Целью данной работы является:

1. Получение параметрических материалов о пространственном течении на боковых стенках сверхзвукового воздухозаборника с целью исследования вопроса о начале образования объединенной отрывной области и определения ее передней границы при взаимодействии системы косых скачков с пограничным слоем.

2. Верификация метода расчета пространственных вязких течений, основанного на решении полной системы уравнений Навье-Стокса и численное исследование физических особенностей отрывного течения на боковой стенке сверхзвукового воздухозаборника.

3. Экспериментальная проверка эффективности пассивного управления пространственным отрывным течением, возникающим при сверхзвуковом обтекании затупленного стабилизатора, установленного на боковой стенке аэродинамической трубы (модель сочленения органа управления с фюзеляжем летательного аппарата).

Научная новизна и практическая важность работы. На основе комплексного экспериментально-расчетного подхода:

1. Разработан эмпирический метод построения передней границы области пространственного взаимодействия системы косых скачков уплотнения с пограничным слоем ("метод эквивалентных клиньев"), использующий известные зависимости, полученные для случая единичного скачка. Предложен критерий начала образования общей отрывной области при многоскачковом взаимодействии, основанный на аналогии с двумерным взаимодействием.

"Метод эквивалентных клиньев"и критерий начала образования общей отрывной области могут быть использованы для инженерных оценок при проектировании летательных аппаратов.

2. Проведена верификация программы расчета вязких пространственных течений на базе численного интегрирования полной системы уравнений Навье-Стокса, в ходе которой продемонстрировано качественное и количественное соответствие результатов расчета и данных эксперимента, за исключением продольных размеров отрывной области.

Данная программа может использоваться для расчета вязких пространственных течений.

3. Выполнено численное исследование особенностей сложного отрывного течения на входе в сверхзвуковой воздухозаборник, в том числе вблизи клина и боковой стенки.

Получены данные, расширяющие представления о физике течения в межскачковой области, в частности данные о параметрах потока в объединенной зоне отрыва и о ее геометрии.

4. Реализован способ пассивного управления отрывным течением, возникающим при обтекании стабилизатора, установленного на стенке трубы. Впервые экспериментально продемонстрирована возможность сокращения размеров отрывной зоны, снижения неблагоприятного градиента давления, а также существенного уменьшения пульсаций давления в области взаимодействия для пространственных течений такого типа.

Исследованный способ автоперепуска воздуха через перфорированную поверхность может быть применен для улучшения условий обтекания сочленения органа управления с фюзеляжем самолета или беспилотного летательного аппарата на сверхзвуковых скоростях.

Достоверность результатов. В работу включены экспериментальные и расчетные результаты. Экспериментальные результаты получены на установках ЦАГИ с использованием стандартных оптических и аэрометрических методов и методик измерения. Погрешность измерения

давления составляла 0.1 4- 0.5%. Верификация расчетного метода проводилась путем сравнения с данными экспериментов, полученными как в ЦАГИ, так и в других исследовательских организациях. На защиту выносятся:

1. Результаты параметрических экспериментальных исследований отрывных течений на боковой стенке одно- и многоступенчатого воздухозаборника при сверхзвуковых скоростях.

2. Эмпирический метод расчета передней границы отрывной зоны ("метод эквивалентных клиньев") при многоскачковом взаимодействии.

3. Критерий начала образования общей отрывной области при многоскачковом взаимодействии.

4. Результаты верификации программы численного решения полной системы уравнений Навье-Стокса, осредненной по Фавру.

5. Результаты численного моделирования пространственного отрывного течения на боковой стенке сверхзвукового воздухозаборника.

6. Результаты экспериментального исследования пассивного управления пространственным взаимодействием скачка уплотнения, генерируемого затупленной пластиной (стабилизатором) с турбулентным пограничным слоем на сверхзвуковых скоростях.

Апробация работы. Все результаты, приведенные в работе, прошли апробацию на научных семинарах и конференциях как в России, так и за рубежом, и были опубликованы в сборниках трудов всероссийских и международных научных конференций, таких, как:

• Ежегодная научная Школа-семинар ЦАГИ "Механика жидкости и газа", Жуковский, 1991

• Конференция "Фундаментальные исследования в аэрокосмической науке", ЦАГИ, Жуковский, 1994

• 3-rd EUROMECH Fluid mechanics conference, Goettingen, Germany, 1997

• EUROMECH 384 Colloquium on steady and unsteady separated flows, Manchester, UK, 1998

• FLOWCON IUTAM Symposium on Mechanics of Passive and Active Flow Control, Goettingen, Germany, 1998

• Симпозиум, посвященный 85-летию со дня рождения академика В.В. Струминского, ИПРИМ РАН, Москва, 1999

• Международный симпозиум "Актуальные проблемы физической аэрогидродинамики", Новосибирск, 1999

• XVI International Symposium ISABE on Air Breathing Engines, Florence, Italy, 1999

• 17-th International Congress on Acoustics, Rome, Italy, 2001

Верификация расчетного метода проводилась в рамках научно-исследовательской работы "Разработка численного метода расчета пространственных течений на основе уравнений Навье-Стокса", которая была удостоена второй премии в конкурсе ЦАГИ на лучшие фундаментальные, поисковые, теоретические и экспериментальные исследования за 2002 г.

Личный вклад автора. Основные результаты диссертации получены лично автором, либо при его непосредственном участии в работах в качестве ответственного исполнителя. Анализ пространственного течения выполнен с привлечением экспериментальных данных, полученных Н.Х. Ремеевым.

Публикации. Основные результаты диссертации опубликованы в печатных работах, список которых приведен в конце автореферата.

Структура и объем диссертации. Диссертация объемом 152 страницы включает Введение, 3 главы, Заключение, 83 иллюстрации и 4 таблицы. К тексту прилагается список литературы.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ. Во Введении сделан обзор экспериментальных и расчетных исследований типов взаимодействий скачка уплотнения с пограничным слоем и обоснована необходимость изучения сложных пространственных отрывных течений применительно к реальным конфигурациям. Показано

место данной работы среди работ других подобных исследований. Сформулирован предмет диссертации, а также ее цели и задачи.

В Главе 1 экспериментально исследована задача о формировании отрывной области при взаимодействии системы косых скачков уплотнения с турбулентным пограничным слоем.

На рис. 1 даны принятые в литературе условные обозначения для описания топологии взаимодействия скачка уплотнения, генерируемого одноступенчатым клином, с пограничным слоем на плоской пластине.

Основными особенностями течения являются линия распространения влияния вверх по течению и, линии первичного отрыва линия присоединения линия вторичного отрыва Линия влияния и является границей распространения возмущений верх по потоку. Положение этих линий на пластине отмечено углом /? с соответствующим индексом. Линия скачка уплотнения отмечена индексом "О". Известен ряд эмпирических формул, полученных отечественными и зарубежными исследователями, позволяющих описать геометрические

м.

й,

Рис. 1. Отпечаток зоны взаимодействия

характеристики зоны взаимодействия.

Более сложной является задача о взаимодействии пограничного слоя с несколькими близкорасположенными скачками уплотнения. При рассмотрении многоскачкового взаимодействия необходимо определить:

• какова область применения результатов, полученных для единичного скачка уплотнения;

• условия взаимодействия близкорасположенных отрывных зон, а также критерий образования общей отрывной зоны при многоскачковом взаимодействии;

• геометрию объединенной зоны отрыва, и возможность приближенного расчета параметров течения в отрывной области.

Эксперименты проведены на аэрометрических и визуальных моделях при числах Мто =2 — 4. На рис. 2 представлена визуальная модель МС1-58, которая устанавливалась в рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы ТССМ.

Рис. 2. Установка модели в рабочей части трубы ТССМ

Модель имела комплект сменных клиньев. При выборе клина для эксперимента руководствовались критерием отрыва Коркеги-МакКейба с целью выбрать поверхность торможения таким образом, чтобы взаимодействие на каждом скачке было отрывным. Это было подтверждено при анализе полученных результатов.

Аэрометрическая модель представляла собой модель плоского сверхзвукового воздухозаборника, которая устанавливалась в

аэродинамической трубе СВС-2. На рис. 3 показаны исследуемые элементы этой модели, а именно клин, левая и правая боковые стенки.

Рис. 3. Схема аэрометрической модели, испытанной в АДТ СВС-2

Воздухозаборник имел трехступенчатую поверхность торможения. Правая боковая стенка была дренирована 50-ю отверстиями для измерения статического давления, расположенными вдоль сечений, соответствующих линиям тока в невязком течении. Номера сечений приведены на рисунке. На боковой стенке располагались 3 микронасадка полного давления, которые позволяли проводить измерения параметров течения в пограничном слое. Клин также был оборудован микронасадком полного давления.

Для исследования течения на визуальной модели применен комбинированный метод одновременного наблюдения растекания маслянного покрытия на оптическом стекле трубы и теневой картины течения с помощью прибора Тэплера. Комбинированный метод позволяет в динамике наблюдать процесс растекания масляной пленки и осуществлять привязку предельных линий тока в области взаимодействия к скачкам уплотнения. Однако из-за низкого коэффициента трения

оптического стекла не всегда удавалось наблюдать особенности течения в межскачковой области. Поэтому на следующем этапе отрывное течение было исследовано не на боковой стенке трубы, а на разделительной пластине, установленной в центральном сечении модели. Фотография спектра предельных линий тока на разделительной пластине при числе Мао = 2.5 приведена на рис. 4.

Рис. 4. Спектр предельных линий тока на разделительной пластине, Мое = 2.5

Использование разделительной пластины позволило наблюдать такие особенности течения, как линии отрыва йх и присоединения А\ на 1-м скачке, линии отрыва и присоединения на 2-м скачке, линию распространения возмущений вверх по потоку. Далее, по полученным снимкам определялись геометрические параметры зоны взаимодействия в угловых координатах.

На основании анализа измеренных параметров с использованием имеющихся методик был предложен эмпирический метод "эквивалентных клиньев", позволяющий построить переднюю границу области взаимодействия.

Метод заключается в том, что многоступенчатая поверхность торможения рассматривается как совокупность клиньев (рис. 5), второй и последующий из которых имеют те же углы, что и исходные клинья, но их вершины лежат впереди на пересечении образующей данного клина с базовой осью, проходящей через вершину первого

Разделительная пластина

Ч

Клин

Рис. 5. Метод "эквивалентных клиньев"

клина. Эмпирические зависимости, полученные для единичного скачка, применяются последовательно к каждому из этих клиньев. В результате строится линия влияния для каждого из клиньев, а общая линия влияния строится как огибающая этих линий.

Длина установления рассчитывается только для первого скачка. Метод проверялся для двух и трехступенчатого клина на различных режимах. Результаты свидетельствуют о том, что метод обеспечивает хорошее согласие с данными эксперимента. Например, для клина 10° — 20°, при Мы = 2.5 угол отклонения линии влияния ¡Зи 2 составил 40°, при расчетном угле 39.92°. Длина установления в эксперименте составила порядка ~ 37.9 мм, рассчитанная - 48.1 мм. Для трехступенчатого клина 10° —20° —30°, на Мао = 2.5 угол отклонения линии влияния 0и 2 составил 39.5°, при расчетном угле 39.92°. Длина установления в эксперименте составила примерно ~ 39 мм, а рассчитанная - 48.1 мм. Разница в значениях Ь{ связана с определенной субъективностью при определении этой величины по отпечатку зоны взаимодействия.

Был исследован вопрос о формировании общей отрывной зоны при многоскачковом взаимодействии. Для этого проводились эксперименты с использованием аэрометрической модели. На рис. 6 приведены распределения статического давления в сечениях Щ при числе М=2.6.

Они сравниваются с данными невязкого расчета, проведенного на базе уравнений Эйлера (пунктирная линия).

Рис. 6. Распределения статического давления на боковой стенке модели,

Невязкий расчет не позволяет удовлетворительно описать характер распределения давления в области взаимодействия.

На рис. 7 приведены распределения статического давления вдоль сечения IV при больших числах М=3 и 3.5. С увеличением числа М ширина отрывной области растет, и при М=3.5 отрывная область занимает почти все пространство между результирующим скачком и передней кромкой боковой стенки.

В экспериментах длина хвостовой части области взаимодействия, измеренная вдоль линии тока от ударной волны до точки присоединения, составляет около 10 толщин, а ее высота - примерно 3 толщины пограничного слоя за точкой присоединения.

Вопрос о критерии образования объединенной отрывной зоны при многоскачковом взаимодействии был проанализирован на основании двумерной аналогии. Использовались данные Д.А. Огородникова. Он

У ~

м.= з I М =3.5 /

м* ^^

■4 ¡11 с 5. В шив нрующего Л. = 3.5

О 0.5 1.0 1.5

Рис. 7. Распределения статического давления вдоль сечения IV

исследовал влияние расстояния между двумя наклонными скачками уплотнения, падающими на пограничный слой, на распределение статического давления. При определенных расстояниях существуют две изолированные зоны взаимодействия, характеризуемые локальным повышением давления. С уменьшением расстояния, формируется единая область роста давления. Момент ее возникновения, очевидно, соответствует моменту образования общей отрывной зоны. Можно сделать вывод о том, что этот момент соответствует наложению передней части области взаимодействия последующего скачка на всю область взаимодействия предыдущего, что и является критерием образования объединенной зоны отрыва. Место пересечения передних границ первой и второй областей взаимодействия (излом линии влияния в этом месте отмечен точкой С на рис. 5), примерно соответствует моменту формирования общей отрывной зоны.

Глава 2 посвящена численному моделированию отрывного течения на боковых стенках сверхзвукового воздухозаборника. Расчет проводился с использованием программы, основанной на численном

интегрировании полной системы уравнений Навье-Стокса, осредненной по Фавру. Программа была разработана в отделении аэродинамики силовых установок. Использовалась (д — ш) модель турбулентности и численная схема, основанная на явной схеме 2-го порядка аппроксимации типа схемы Годунова.

Рассматривались две конфигурации (рис. 8):

• одноступенчатый клин с углом раствора 20 при М = 3.96;

• трехступенчатый клин с углами 61 = 9°,¿2 = 16°, 83 = 22® при М = 2.6.

Рис. 8. Исследованные схемы

Первая конфигурация использовалась для верификации расчетного метода на основе сравнения данных расчета с экспериментальными и расчетными данными, опубликованными в работах Дж. Сеттлза и Д. Найта.

В расчете использованы моноблочные расчетные сетки. Сетка для одноступенчатого клина имеет 50 ячеек в продольном направлении, 50 ячеек в поперечном направлении и 128 ячеек в вертикальном направлении. Сетка для трехступенчатого клина имеет 80 ячеек в продольном направлении, 50 ячеек в поперечном направлении и 128 ячеек в вертикальном направлении. Разбиение выполнено таким образом, что не менее 10 ячеек располагается в дозвуковой части пограничного слоя.

На рис. 9 расчетное поле плотности, полученное автором, сравнивается с полем плотности, полученным в экспериментах Дж. Сеттлзом и Ф. Алви. Приведенные результаты расчетов

демонстрируют хорошее качественное согласие с данными эксперимента при моделировании основных особенностей течения - падающего и отраженного скачков, отрыва и присоединения потока, вихря в отрывной области.

Однако, количественные результаты по геометрическим размерам отрывной области отличаются от экспериментальных.

Рис. 9. Поля плотности, а) - эксперимент, б) - расчет (д — и)) -модель, R = 8.89 см

На рис. 10 приведены профили статического давления, полученные для сечения Я = 8.89 см в угловой системе координат. Сплошная линия соответствует данным автора, точки - экспериментальным данным Дж. Сеттлза, Ф. Лю, пунктир - расчетам Д. Найта и Д. Бадекеса.

1-1-1-1-1-1-1-1—

Расчет Knight и др., модель Болдуина-Ломэкса ,-Рзсчет Knight и др., модель Джонса-Лаундера \ Расчет автора, модель (q - to)

О _I_i_i_I_i_l_I_i_i_

20 25 30 35 40 45 50 55 60 65 70 fi

Рис. 10. Профиль статического давления, R = 8.89 см

Видно, что (д — ш) модель турбулентности позволяет более точно моделировать профиль давления в отрывной области по сравнению с моделями Джонса-Лаундера и Болдуина-Ломэкса, использованными в работах американских ученых.

Угловая ширина зоны взаимодействия в расчете равна 54°, в то время, как измеренная в эксперименте составляет 52.5°.

После верификации программы расчета, были выполнены расчеты для трехступенчатого клина. В настоящее время, несмотря на практическую значимость задачи, имеется очень небольшое число расчетных работ, в которых исследуется взаимодействие нескольких близкорасположенных отрывных зон, и еще меньше работ, где эти данные сравнивались бы с экспериментом. Такие расчеты и сравнение с экспериментом проведены в данной работе.

Из анализа профилей полного давления в пограничном слое на поверхности клина (рис. 11) и на боковой стенке, видно, что расчет позволяет достаточно хорошо моделировать профили давления. Толщины пограничного слоя, измеренные в эксперименте составляют 5 = 3.5—4 мм, в расчете - около 4 мм.

Расчет, у-65 — Расчет, у»84 ~ Расчет, у»100 —

Экспер лмент, ^-84

»

А *

О 0.1 02 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 Ро

Рис. 11. Профили полного давления на боковой стенке в безотрывной области

На рис. 12 представлена схема течения на боковой стенке модели, на которую нанесены передняя граница области взаимодействия, определенная в эксперименте (с помощью микронасадка №3 и "метода эквивалентных клиньев"), и граница, полученная в расчете.

1 2 34 5

Рис. 12. Расположение сечений в плоскости X — У и границы отрывной области

Рис. 13. Поля статического давления в поперечных сечениях 1--5 (расчет)

Отмечены поперечные сечения 1 -т 5, в которых строились поля статического давления.

Чтобы более наглядно представить геометрию отрывной области в плоскости х = const, на рис. 13 представлены поля статического давления в поперечных сечениях х = 156.66 -г- 229.98 мм. Вблизи поверхности боковой стенки в сечении 1 существуют три изолированных области взаимодействия на каждом скачке. По мере удаления от клина и сближения скачков, зоны вначале сохраняют изолированный характер. Далее происходит объединение зон взаимодействия (сечение 3 и 4) и формируется объединенная отрывная область, включающая вихрь. Как оказалось, зона взаимодействия, полученная в данном расчете, имеет меньшую протяженность, чем полученная в эксперименте.

Рис. 14. Сечение зоны отрыва в области схождения скачков уплотнения (сечение 4 на рис. 12)

Сравнение поперечного сечения объединенной отрывной зоны, полученной в расчете с сечением, построенным на основании данных эксперимента, приведено на рис. 14.

В расчете расстояние от места падения скачка на плоскость до передней границы области взаимодействия оказалось примерно в два раза меньше, чем в эксперименте. Высота тройной точки отличается примерно в 1.5 - 2 раза. Однако координата точки присоединения, и угол наклона отраженного скачка в эксперименте и расчете оказались близкими.

Таким образом можно говорить о том, что расчет в настоящее время не позволяет получить точные количественные данные о параметрах

у-111 114 118120 128 130 135 143 мм

сложного отрывного течения, в то время, как качественные особенности моделируются достаточно хорошо.

Глава 3 посвящена экспериментальному исследованию эффективности пассивного управления отрывным потоком, возникающим при обтекании затупленного стабилизатора, установленного на боковой стенке трубы, сверхзвуковым течением (рис. 15).

Рис. 15. Схема пространственного взаимодействия

Эксперименты проводились в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-125 ЦАГИ. Модель стабилизатора представляла собой пластину прямоугольной формы, которая играла роль генератора ударных волн и была изготовлена из стали (рис. 16). Пластина устанавливалась на боковой (левой по потоку) стенке 2 аэродинамической трубы.

Пластина 1 имела следующие линейные размеры: длину 120 мм,

Рис. 16. Схема модели

ширину 70 мм и толщину 10 мм. Передняя кромка пластины была затуплена в форме полуцилиндра радиусом 5 мм. С помощью четырех винтов пластина хвостовой частью закреплялась на прямоугольном в плане основании 5. Длина основания составляла 600 мм, ширина 200 мм, а толщина - 20 мм. На нижней поверхности основания были отфрезерованы пазы, которыми основание устанавливалось на направляющие. Такая конструкция позволяла перемещать основание, а следовательно, и стабилизатор, параллельно оси симметрии аэродинамической трубы. Основание было связано с координатным механизмом с ручным приводом. С помощью микрометрического винта координатный механизм обеспечивал перемещение стабилизатора параллельно потоку с минимальным шагом 0.5 мм. В окно боковой стенки устанавливалась заглушка с полостью 3. Полость могла закрываться круглыми в плане сплошной или перфорированной крышками 4 толщиной 4.5 мм. На расстоянии 14 мм от центра крышки находилось измерительное отверстие 6 диаметром 2 мм, относительно которого передвигался генератор скачка уплотнения. В отверстие монтировалась втулка со штуцером для подключения трассы датчика статического давления ИКД, или устанавливался.пьезорезистивный датчик 8514-10 Еп-devco.

При установке крышки с поворотом на углы 0°, 45° и 90°, измерительное отверстие располагалось на расстояниях 0, 9.89 и 14 мм от оси боковой стенки трубы. Это позволяло проводить измерения параметров течения в трех сечениях

Эксперимент носил параметрический характер: числа изменялись от 2 до 4, единичные числа Рейнольдса от 9.7 • 10е до

- диаметр затупления передней кромки)

от 2.87-ИГ1 до 4.1 7-КГ1.

Пассивное управление в области падения скачка уплотнения осуществлялось путем организации автоперепуска воздуха через полость 3 за счет перепада давления в зоне отрыва. Для этого использовалась перфорированная крышка. Степень перфорации составляла 6.8% при диаметре отверстия 0.8 мм. Такой перепуск воздуха должен был выровнять неблагоприятный продольный градиент давления, и привести к снижению интенсивности отрыва.

На рис. 17 проводится сравнение профилей статического давления, полученных для М«, = 2 при отсутствии перепуска, и для случая пассивного управления. Координата х/Б = 0 соответствует передней кромке стабилизатора. Длина зоны взаимодействия при наличии пассивного управления составляет около трех диаметров затупления, что на 14.3% меньше, чем при его отсутствии.

М = 2, Яе, а 2.617x107

Локальный максимум, характерный для отрывной области (сплошная кривая), в случае пассивного управления (пунктир) не прослеживается, а максимальное снижение Ср в отрывной области составляет около 64.3% по сравнению с отсутствием перепуска.

Для = 3 длина зоны взаимодействия при наличии пассивного управления составляет около 3.5D, что на 7.89% меньше, чем при его отсутствии. Максимальное снижение Ср в отрывной области при использовании перепуска составляет около 66.2%.

С увеличением числа Маха до 4 профили давления сглаживаются, и выделить собственно область взаимодействия не представляется возможным, хотя снижение абсолютных величин давления свидетельствуют об эффективности предлагаемого устройства. Максимальное снижение Ср в отрывной области составляет около 11%.

Проведено исследование влияния управления на нестационарные характеристики течения в области взаимодействия. Для этого, в частотном диапазоне от 20 Гц до 25 кГц измерялись спектры пристеночных пульсаций давления. Использовался пьезорезистивный датчик 8514-10 Endevco. Сигнал обрабатывался на анализаторе, состоящем из измерительного усилителя типа 2607, фильтра 1614 и самописца 2305 фирмы "Брюль и Къер".

М-2, Re,-2.в71х107

180 175 170 165

155 150 145 140

-5-4-3-2-1 О

x/D

Рис. 18. Интегральные уровни пульсаций давления, М«, = 2

На рис. 18 представлены распределения интегрального уровня пульсаций давления на поверхности модели в зависимости от числа М,» набегающего потока и числа Re в сечении у — const для гладкой модели и модели с устройством перепуска типа "перфорированная поверхность-полость". При числе Мао = 2 и Re = 2.617 • 107 максимальное снижение уровня пульсаций в области взаимодействия составляет 4.3 Db, при максимальной величине пульсаций давления в области взаимодействия 161.5 Db (рис. 18).

С ростом числа Mœ до 3, при Re = 1.601 • 107 максимальное снижение уровня пульсаций в области взаимодействия составляет 5.7 Db, при максимальной величине пульсаций давления в области взаимодействия — 153 Db.

Изменение числа М«, до 4 и числа Re до 9.781 • 106 приводит

. , , ... ! , Управление отсутствует о Пассивное управление • .......

i Ji

......_..............1...........

/| JI {

[!

к уменьшению максимальной величины пульсаций давления в области взаимодействия до 139.6 Db. При этом, максимальное снижение уровня пульсаций в области взаимодействия составляет 2 Db. В Заключении приведены основные выводы:

1. Предложенный метод эквивалентных клиньев позволяет построить переднюю границу области многоскачкового взаимодействия, основываясь на данных, полученных для односкачкового случая.

2. Моментом начала формирования общей отрывной зоны при многоскачковом взаимодействии можно считать момент наложения области взаимодействия 2-го скачка на всю область взаимодействия 1-го скачка. Этот момент примерно соответствует излому линии влияния.

3. В ходе верификации расчетного метода на примере одноступенчатого клина продемонстрировано, что расчет позволяет моделировать особенности сложных отрывных течений, при этом абсолютные величины давления примерно соответствуют определенным в эксперименте, в то время как продольные размеры области взаимодействия меньше.

4. Впервые получены данные о взаимодействии нескольких отрывных зон на боковой стенке плоского воздухозаборника при его обтекании сверхзвуковым потоком вязкого сжимаемого газа.

5. Установлено, что исследованные в работе способ пассивного управления и устройство типа "перфорированная поверхность-полость-позволяют выровнять перепады давления и снизить уровень пульсаций давления в отрывной зоне.

Основные результаты диссертации опубликованы в следующих научных изданиях, в т.ч. включенных в перечень ВАК:

1. Хонькин А. Д., Шаповалов Г. К., Хакимов Р. А. О повышении эффективности органов управления сверхзвукового летательного аппарата путем управления пограничным слоем в области взаимодействия со скачком уплотнения. Доклады ежегодной научной Школы-семинара ЦАГИ "Механика жидкости и газа", Часть 1, ЦАГИ, М.:ЦАГИ, 1992, С.74-79

2. Хакимов Р.А. Исследования взаимодействия системы стелющихся скачков уплотнения с пограничным слоем, применительно к отрывному течению на боковых стенках сверхзвуковых воздухозаборников. Сб. докладов научно-технической конференции молодых ученых ЦАГИ, М.:ЦАГИ, 1996, С.38-43

3. Khakimov R. A., Khon'kin A. D., On effective passive control for 3D shock wave/boundary layer interactions. FLOWCON IUTAM Symposium on Mechanics of Passive and Active Flow Control, Book of Abstracts, Goettingen, Germany, 1998, P. 148-149

4. Хонькин А. Д., Хакимов Р. А. Пространственное взаимодействие скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем и возможности пассивного управления взаимодействием при сверхзвуковых скоростях. Современные проблемы аэрогидромеханики, т.2, М.:ИПРИМ РАН, 1999, С.19-31

5. Remeev N.Kh., Khakimov R.A., Bosnyakov S.M. Viscous and 3-D gas flow in supersonic air intake. AIAA Paper 99-7037

6. Remeev N.Kh., Khakimov R.A. On Forming of 3-D Separation Flow in Swept Shock System/Boundary Layer Interaction Region. 3-rd EU-ROMECH Fluid mechanics conference, book of abstracts, Goettingen, Germany, 1997, P. 178

7. Khakimov R. A., Khon'kin A. D. On reduction of acoustic disturbances in supersonic separated flow by means of passive flow control. Proceedings of 17-th International Congress on Acoustics, on CD-ROM, Rome, Italy, 2001

8. Ремеев Н.Х., Хакимов Р.А. О формировании пространственного отрывного течения в области взаимодействия системы косых скачков уплотнения с пограничным слоем. Ученые записки ЦАГИ, т. 32, N 1-2, М.: ЦАГИ, 2001, стр.48-59

9. Ремеев Н.Х., Хакимов Р.А., Яцкевич Н.С. Исследование 3-х мерных зон отрыва в области взаимодействия скачков уплотнения от клина с пограничным слоем боковой стенки. Ученые записки ЦАГИ т. 36, N 1-2, М.: ЦАГИ, 2005.

Ответственный за выпуск Р.А. Хакимов

Формат бумаги 60x84/16 Набрано на компьютере Усл.печ.л. 1.5, Уч.-изд. л. 1.5, Тираж 100 экз.

Издательский отдел ЦАГИ 140180, Жуковский, Жуковского ,1

Ol oí- оз

J<"

е.

% £ *

/ f ■ I

/ Bf f ?

* w

12 4ПР ;рп5

Содержание диссертации автор исследовательской работы: кандидата физико-математических наук, Хакимов, Рустэм Анасович

Введение

Актуальность темы.

Цель работы.

План и содержание глав диссертации.

Основные результаты.

Научная новизна и практическая важность работы.

На защиту выносятся.

Достоверность результатов.

Апробация работы.

Личный вклад автора.

Список основных публикаций.

1 Взаимодействие системы волн сжатия с пограничным слоем. Критерий образования развитой отрывной зоны

1.1 Цели Главы 1.

1.2 Экспериментальная установка. Модели и методика эксперимента. Обработка результатов эксперимента.

1.3 Результаты эксперимента. Особенности пространственного отрывного течения в области взаимодействия.

1.4 Расчет параметров зоны взаимодействия с использованием эмпирических формул. Метод эквивалентных клиньев. Критерий образования развитой отрывной зоны.

Выводы к Главе 1.

2 Расчет пространственного вязкого течения на базе полной системы уравнений Навье-Стокса.

2.1 Цели Главы 2.

2.2 Основные уравнения. Расчетный метод.

2.3 Технология расчетов. Расчетные сетки.

2.4 Результаты расчета течения в области одноступенчатого клина.

2.5 Результаты расчета течения в области многоскачкового взаимодействия.

Выводы к Главе 2.

3 Экспериментальное исследование управления взаимодействием турбулентного пограничного слоя со скачком уплотнения, генерируемым затупленным стабилизатором

3.1 Цели Главы 3.

3.2 Экспериментальная установка. Модель. Средства и методика измерений. Обработка результатов измерений.

3.3 Результаты эксперимента. Обсуждение.

Выводы к Главе 3.

Введение диссертация по механике, на тему "Исследование отрывных течений в задачах внутренней и внешней аэродинамики"

Актуальность темы.

При сверхзвуковом обтекании летательного аппарата возникают скачки уплотнения. Их взаимодействие с пограничным слоем приводит к возникновению крупномасштабных нестационарных отрывных течений. Примерами подобных течений являются течения в воздухозаборниках и соплах сверхзвуковых самолетов, в местах сочленений несущих поверхностей и органов управления с фюзеляжем, в трактах силовых установок (рис. 0.1).

Рис. 0.1. Взаимодействие скачков уплотнения с пограничным слоем

Наличие отрывных зон, как правило, приводит к снижению характеристик летательного аппарата, в частности, за счет увеличения сопротивления. Сопротивление вызывается ростом энтропии за скачками (волновое сопротивление) и диссипацией импульса в пограничном слое (вязкое сопротивление) /1,2/.

Попадание вихревых жгутов, возникающих за отрывными зонами, в каналы воздухозаборников, или разрушение вихря при взаимодействии с системой скачков на входе в воздухозаборник приводит к увеличению неоднородности течения и отрицательно влияет на работу силовой установки.

Кроме того, нестационарность отрывного течения вызывает повышенный уровня динамических нагрузок на элементы конструкции.

Дополнительными отрицательными факторами являются повышение уровня теплопередачи в областях взаимодействия и уменьшение эффективности органов управления, попадающих в отрывные области.

В настоящее время принята классификация взаимодействий скачка уплотнения с пограничным слоем (рис. 0.2), которая основана на анализе размерностей, определяющих масштаб взаимодействия /3/. Основными факторами, характеризующими взаимодействие, являются число Маха набегающего потока Моо, параметры невозмущенного пограничного слоя, и геометрические характеристики генератора скачка уплотнения.

До взаимодействия поток характеризуется линейным масштабом, связанным с толщиной невозмущенного пограничного слоя 6.

Толщина пограничного слоя определяется из профиля скорости. Если глобальные размеры генератора скачка уплотнения велики до такой степени, что их дальнейшее увеличение не приводит и изменению характеристик взаимодействия, то такие взаимодействия принято

Рис. 0.2. Взаимодействие скачка уплотнения с пограничным слоем называть "полубесконечными". В случаях, когда наличие генератора не приводит к появлению какого-либо линейного масштаба, взаимодействия называются безразмерными. Если полубесконечный генератор вызывает появление некоторого масштаба длины, например такого как высота уступа или диаметр затупления передней кромки, сравнимого по величине с толщиной пограничного слоя, такое взаимодействие принято называть "размерным". Локальными взаимодействиями принято называть взаимодействия, при которых генератор скачка уплотнения нельзя считать полубесконечным. Следует отметить, что данная классификация достаточно условна, и на практике часто не удается четко определить, к какому классу относится наблюдаемый случай. Кроме того, картина течения сильно зависит от параметров набегающего потока и модель одной и той же геометрии может вызывать взаимодействия различных классов.

Взаимодействия сильных скачков с пограничным слоем характеризуются очень сложной структурой течения, которая до настоящего времени не изучена в полной мере.

Для выявления физических особенностей течения используются экспериментальные методы или численные расчеты. В случае эксперимента, трудность заключается в том, что используя традиционные методы измерения (распределения давления и температуры в области взаимодействия, теневой прибор, размываемые покрытия и т.д.) невозможно получить данные о структуре течения в отрывной зоне, так как измерительные устройства, например насадки, зачастую вносят возмущения, что часто недопустимо ввиду того, что геометрические размеры исследуемой области сравнимы с размерами этих устройств. Возникает необходимость в использовании перспективных, в основном оптических методов, таких как лазерная интерферометрия. Эти методы позволяют преодолеть указанные трудности, но требуют применения дорогостоящих приборов и устройств и высокой культуры эксперимента.

Дополнением к эксперименту служат численные расчеты. Они делают возможным моделирование тонкой структуры отрывного течения, определение параметров потока в зоне взаимодействия, но при этом возникает вопрос о точности применяемых расчетных методов и корректности используемых моделей, иными словами, вопрос верификации.

Большая часть экспериментальных и расчетных работ, выполненных как у нас в стране, так и за рубежом посвящена изучению взаимодействий пограничного слоя с единичным скачком уплотнения. Так, были проведены параметрические исследования структуры течения в области взаимодействия и предложены эмпирические зависимости для оценки геометрии области взаимодействия и параметров пограничного слоя в отрывной зоне при взаимодействии с косыми скачками, выполнены подробные численные расчеты, в частности с целью верификации расчетных моделей.

На практике, более важной является задача о пространственном взаимодействии пограничного слоя с системой косых скачков, например, на боковых стенках сверхзвуковых воздухозаборников. Несмотря на актуальность, опубликовано сравнительно мало экспериментальных данных о структуре и параметрах подобных течений. Как правило, приводятся результаты численных расчетов на основе интегрирования осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса.

Глубокое понимание физических особенностей течения необходимо, в частности, для разработки методов управления течением, позволяющих снизить сопротивление и улучшить характеристики летательного аппарата. В настоящее время интенсивно исследуются как активное, так и пассивное управление отрывными течениями. Большая часть работ и относится к трансзвуковому обтеканию профилей. Имеется относительно небольшое число публикаций, рассматривающих активное управление течением при обтекании сочленения крыло-фюзеляж на дозвуковом режиме.

Одним из вариантов является комбинированное, или гибридное управление, которое сочетает как активный, так и пассивный механизм. Примером комбинированного управления для профиля может служить применение перепуска одновременно с отсосом части воздуха через щель, расположенную непосредственно за устройством перепуска.

Предложен и активно исследуется механизм управления, основанный на применении микроэлектромеханических систем (МЕМС). МЕМС представляет собой миниатюрный актюатор с электронным управлением, который может менять локальные параметры течения. Простейшим вариантом МЕМС является набор микроинтерцепторов, размещенных в области вихреобразования, которые позволяют воздействовать на источник вихря, тем самым меняя его интенсивность. Использование подобных устройств сдерживается их сложностью и сравнительно высокой стоимостью.

Таким образом, изучение пространственных течений, возникающих при взаимодействии скачков уплотнения с турбулентным пограничным слоем и методов управления ими, является важной задачей, имеющей как фундаментальное, так и прикладное значение. В настоящей работе применен комплексный подход, основанный на совместном использовании экспериментальных и численных методов.

Цель работы.

Данная работа - составная часть исследований, проводимых в Центральном Аэрогидродинамическим Институте им. проф. Н.Е. Жуковского. Она выполнена автором в соответствии с тематическими планами научно-исследовательских работ ЦАГИ и Министерства Науки и Технологий.

В работе рассматривается:

• Взаимодействия, инициированные пластинами с острой передней кромкой, установленными под углом атаки (полубесконечные безразмерные взаимодействия). На практике такие взаимодействия имеют место, например, при падении скачка уплотнения, генерируемого поверхностью торможения на боковую стенку воздухозаборника, а также на внутренних стенках воздухозаборника.

• Взаимодействия, индуцированные препятствиями с полуцилиндрической передней кромкой (полубесконечные размерные взаимодействия). Эти взаимодействия имеют место в области сочленения органов управления с фюзеляжем на сверхзвуковых скоростях.

Целью данной работы является:

1. Получение параметрических материалов о пространственном течении на боковых стенках сверхзвукового воздухозаборника с целью исследования вопроса о начале образования объединенной отрывной области и определения ее передней границы при взаимодействии системы косых скачков с пограничным слоем.

2. Верификация метода расчета пространственных вязких течений, основанного на решении полной системы уравнений Навье-Стокса и численное исследование физических особенностей отрывного течения на боковой стенке сверхзвукового воздухозаборника.

3. Экспериментальная проверка эффективности пассивного управления пространственным отрывным течением, возникающим при сверхзвуковом обтекании затупленного стабилизатора, установленного на боковой стенке аэродинамической трубы (модель сочленения органа управления с фюзеляжем летательного аппарата).

План и содержание глав диссертации.

Работа состоит из Введения, глав 1, 2, 3 и Выводов. В главе 1 приводятся результаты экспериментального исследования взаимодействия стелющихся скачков уплотнения с турбулентным пограничным слоем. Эксперименты проводились с использованием комбинированного метода, предназначенного для одновременного получения спектра линий тока в области взаимодействия, а также теневой картины течения. При анализе результатов основное внимание уделено разработке эмпирического метода для оценки параметров отрывной области, возникающей при падении системы косых скачков, генерируемых поверхностью торможения, на боковую стенку сверхзвукового воздухозаборника. На основании результатов эксперимента предложен критерий начала образования объединенной зоны отрыва при многоскачковом взаимодействии.

Глава 2 посвящена использованию численного метода для расчета отрывных течений на боковых стенках сверхзвукового воздухозаборника. Расчет выполнен на базе полной, осредненной по Рейнольдсу, системы уравнений Навье-Стокса. На примере одноступенчатого клина проведена верификация расчетного метода. Далее проведен расчет течения в сверхзвуковом воздухозаборнике, имеющем трехступенчатый клин.

В 3 главе рассмотрено пространственное отрывное течение, возникающее при сверхзвуковом обтекании затупленного стабилизатора. Предложен механизм пассивного управления данным взаимодействием. Показано, что использование пассивного управления позволяет уменьшить размеры отрывной области, и снизить уровень пульсаций давления в ней.

Основные результаты.

1. Для пространственного отрывного течения на входе в сверхзвуковой воздухозаборник предложен метод "эквивалентных клиньев" /78/. Метод основан на анализе параметрических данных эксперимента, и опубликованных в печати (/38/, /40/ и т.д.) эмпирических зависимостей. Он позволяет построить переднюю границу области сложного многоскачкового взаимодействия. Понятие "эквивалентный клин" относится ко 2-й и последующим ступеням клина. Эквивалентные клинья имеют такие же углы, что и соответствующие ступени, но их вершины лежат впереди изломов клина на пересечении образующей соответствующей ступени с горизонтальной осью, проходящей через переднюю кромку клина. Эмпирические зависимости известные для односкачкового случая, могут быть применены отдельно к каждому скачку, расположенному на достаточном расстоянии от других. Форма криволинейной передней границы зоны взаимодействия может быть построена как огибающая передних границ зон взаимодействия, генерируемых первым и последующим эквивалентными клиньями.

2. Исследован вопрос о начале формирования общей отрывной области на боковой стенке многоступенчатого воздухозаборника. Помимо данных, полученных на аэрометрических моделях многоступенчатых клиньев, использовались данные для двумерного случая, в частности, данные приведенные в работе /45/. Изучалось влияние межскачкового расстояния на характер течения в области взаимодействия. Установлено, что момент образования общей отрывной области соответствует наложению передней части области взаимодействия последнего скачка на всю область взаимодействия первого скачка.

3. На основе сравнения с экспериментальными данными для односкачкового взаимодействия, а также с данными расчета, приведенными в работах /19/, /41/ проведена верификация расчетного метода, основанного на численном интегрировании полной системы уравнений Навье-Стокса, осредненной по Фавру с (q — ш) - моделью турбулентности. В методе использована схема, основанная на явной схеме второго порядка аппроксимации типа схемы Годунова и локально-неявном подходе для описания турбулентности.

Продемонстрировано, что расчетный метод позволяет достаточно хорошо моделировать сложные отрывные течения и особенности области взаимодействия. Рассчитанные абсолютные величины статического давления совпадают с полученными в эксперименте. Однако угловая ширина зоны взаимодействия полученная в ходе расчета отличается от измеренной в эксперимента примерно на 11%.

4. С использованием расчетного метода исследован процесс формирования общей отрывной зоны при трехскачковом взаимодействии. Из анализа промежуточных этапов взаимодействия и объединения зон отрыва от трех скачков видно, что схема течения при многоскачковом взаимодействии достаточно сложная, и не подается точной интерпретации. Сформировавшаяся объединенная зона отрыва, имеет вид, характерный для взаимодействия одного сильного, в дальнейшем результирующего скачка с пограничным слоем боковой стенки. Поля параметров течения позволяют сделать вывод о том, что схема взаимодействия, описанная на основании эмпирических методов, качественно является верной, и реально описывает процесс формирования объединенной зоны отрыва.

5. Построенное по результатам расчета поперечное сечение зоны отрыва в области схождения скачков уплотнения показало, что рассчитанная отрывная зона имеет меньшую геометрическую протяженность, чем построенная на основании данных эксперимента. Расстояние от места падения скачка уплотнения до передней границы области взаимодействия (соответствующая угловая величина Д/%) меньше примерно в 2 раза, а высота тройной точки примерно в 1.5 раза. Отличие при определении расстояния от места падения скачка уплотнения до задней границы области взаимодействия 1.7 существенно меньше, а угол наклона скачка уплотнения, возникающего в точке отрыва соответствует определенному в эксперименте.

6. Для пространственного взаимодействия скачка уплотнения, генерируемого затупленной пластиной (стабилизатором) с турбулентным пограничным слоем на стенке трубы (М^ = 2-1-4) экспериментально изучено устройство пассивного управления, состоящее из перфорированной крышки с полостью под ней. Эффективность пассивного управления в такой задаче исследована впервые.

7. Измерения распределений статического давления позволяют сделать вывод, о том, что наличие устройства перепуска в зоне взаимодействия позволило снизить перепад давления в районе расположения скачка уплотнения и ослабить неблагоприятный градиент давления в отрывной области, что привело к снижению интенсивности отрыва.

8. Измерения спектров пульсаций давления показали, что при использование перепуска характер распределения пульсаций давления по частотам в отрывной области меняется, а интегральные уровни пульсаций давления в частотном диапазоне от 20 до 25 кГц уменьшаются. Максимальное снижение интегрального уровня пульсаций давления по сравнению с гладкой моделью составило 5.7 Db.

Научная новизна и практическая важность работы.

На основе комплексного экспериментально-расчетного подхода:

1. Разработан эмпирический метод построения передней границы области пространственного взаимодействия системы косых скачков уплотнения с пограничным слоем ("метод эквивалентных клиньев"), использующий известные зависимости, полученные для случая единичного скачка. Предложен критерий образования общей отрывной области при многоскачковом взаимодействии, основанный на аналогии с двумерным взаимодействием.

Метод эквивалентных клиньев" и критерий образования общей отрывной области могут быть использованы для инженерных оценок при проектировании летательных аппаратов.

2. Проведена верификация программы расчета вязких пространственных течений на базе численного интегрирования полной системы уравнений Навье-Стокса, в ходе которой продемонстрировано качественное и количественное соответствие результатов расчета и данных эксперимента, за исключением продольных размеров отрывной области.

Данная программа может использоваться для расчета вязких пространственных течений.

3. Выполнено численное исследование особенностей сложного отрывного течения на входе в сверхзвуковой воздухозаборник, в том числе вблизи клина и боковой стенки.

Получены данные, расширяющие представления о физике течения в межскачковой области, в частности данные о параметрах потока в объединенной зоне отрыва и о ее геометрии.

4. Реализован способ пассивного управления отрывным течением, возникающим при обтекании стабилизатора, установленного на стенке трубы. Впервые экспериментально продемонстрирована возможность сокращения размеров отрывной зоны, снижения неблагоприятного градиента давления, а также существенного уменьшения пульсаций давления в области взаимодействия для пространственных течений такого типа.

Исследованный способ автоперепуска воздуха через перфорированную поверхность может быть применен для улучшения условий обтекания сочленения органа управления с фюзеляжем самолета или беспилотного летательного аппарата на сверхзвуковых скоростях.

На защиту выносятся:

1. Результаты параметрических экспериментальных исследований отрывных течений на боковой стенке одно- и многоступенчатого воздухозаборника при сверхзвуковых скоростях.

2. Эмпирический метод расчета передней границы отрывной зоны ("метод эквивалентных клиньев") при много скачковом взаимодействии.

3. Критерий образования общей отрывной области при многоскачковом взаимодействии.

4. Результаты верификации программы численного решения полной системы уравнений Навье-Стокса, осредненной по Фавру.

5. Результаты численного моделирования пространственного отрывного течения на боковой стенке сверхзвукового воздухозаборника.

6. Результаты экспериментального исследования пассивного управления пространственным взаимодействием скачка уплотнения, генерируемого затупленной пластиной (стабилизатором) с турбулентным пограничным слоем на сверхзвуковых скоростях.

Достоверность результатов.

В работу включены экспериментальные и расчетные результаты. Экспериментальные результаты получены на установках ЦАГИ с использованием стандартных оптических и аэрометрических методов и методик измерения. Погрешность измерения давления составляла 0.1 -Ь 0.5%. Верификация расчетного метода проводилась путем сравнения с данными экспериментов, полученными как в ЦАГИ, так и в других исследовательских организациях.

Апробация работы.

Все результаты, приведенные в работе, прошли апробацию на научных семинарах и конференциях как в России, так и за рубежом, и были опубликованы в сборниках трудов всероссийских и международных научных конференций, таких, как: