Effect of Small Angles of Attack on Turbulence Generation in Supersonic Boundary Layers on Swept Wings

A. D. Kosinov; Косинов А. Д.; V. L. Kocharin; Кочарин В. Л.; A. V. Liverko; Ливерко А. В.; A. N. Semionov; Семенов А. Н.; N. V. Semionov; Семенов Н. В.; B. V. Smorodsky; Смородский Б. В.; S. N. Tolkachev; Толкачев С. Н.; A. A. Yatskikh; Яцких А. А.

doi:10.31857/S1024708422600919

ВЛИЯНИЕ МАЛЫХ УГЛОВ АТАКИ НА ВОЗНИКНОВЕНИЕ ТУРБУЛЕНТНОСТИ В СВЕРХЗВУКОВЫХ ПОГРАНИЧНЫХ СЛОЯХ НА СТРЕЛОВИДНЫХ КРЫЛЬЯХ

Авторы: Косинов А.Д.¹, Кочарин В.Л.¹, Ливерко А.В.², Семенов А.Н.¹, Семенов Н.В.¹, Смородский Б.В.¹, Толкачев С.Н.², Яцких А.А.¹
Учреждения:
1. Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН
2. Центральный аэрогидродинамический институт
Выпуск: № 3 (2023)
Страницы: 59-68
Раздел: Статьи
URL: https://journals.rcsi.science/1024-7084/article/view/135076
DOI: https://doi.org/10.31857/S1024708422600919
EDN: https://elibrary.ru/TMSYIS
ID: 135076

Цитировать

Полный текст

Открытый доступ
Доступ закрыт

Доступ предоставлен
Доступ закрыт

Только для подписчиков

Аннотация
Об авторах
Список литературы
Дополнительные файлы
Статистика

Аннотация

Представлены новые (при числах Маха М = 3 и 3.5) и обобщающие (для чисел Маха от 2 до 4) результаты экспериментальных исследований по влиянию малых углов атаки на ламинарно-турбулентный переход в сверхзвуковом пограничном слое стреловидного крыла с углом скольжения передней кромки 72°. Изменение угла атаки имело сильное влияние на числа Рейнольдса перехода. Получено уменьшение числа Рейнольдса перехода с ростом числа Маха. Измерения проводились термоанемометром постоянного сопротивления по отработанной процедуре для определения положения перехода. Впервые использован метод e^N для численной оценки чисел Рейнольдса перехода в сверхзвуковом пограничном слое стреловидного крыла с углом скольжения передней кромки 72°. Расчеты нарастания амплитуд стационарных и нестационарных мод поперечного течения в пограничном слое проводились по линейной теории устойчивости в рамках полной системы уравнений Лиза-Линя. Численные результаты говорят о том, что, по условиям экспериментов, ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое на модели стреловидного крыла определяется нарастанием стационарных мод неустойчивости поперечного течения.

Ключевые слова

эксперимент, сверхзвуковой пограничный слой, стреловидное крыло, угол атаки, угол скольжения, ламинарно-турбулентный переход, число Рейнольдса перехода, линейная теория устойчивости

Список литературы

Устинов М.В. Ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое (обзор) часть 1. Основные виды ламинарно-турбулентного перехода на стреловидном крыле // Уч. зап. ЦАГИ. 2013. Т. 44. № 1. С. 1–42.
Reed H.L., Saric W.S. Stability of three-dimensional boundary layers// Ann. Rev. FluidMech. 1989. V. 21. P. 235–284.
Бойко А.В., Грек Г.Р., Довгаль А.В., Козлов В.В. Возникновение турбулентности в пристенных течениях. Новосибирск: Наука. Сиб. отделение, 1999. 328 с.
Deyhle H., Bippes H. Disturbance growth in an unstable three-dimensional boundary layer and its dependence on environmental conditions // J. Fluid Mech. 1996. V. 316. P. 73–113.
Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Кочарин В.Л., Семенов А.Н., Семенов Н.В., Шипуль С.А., Яцких А.А. Экспериментальное исследование влияния внешних возмущений на положение ламинарно-турбулентного перехода на стреловидных крыльях при М = 2 // Теплофизика и аэромеханика. 2021. Т. 28. № 3. С. 343–350.
Cattafesta L.N. III, Iyer V., Masad J.A., King R.A., Dagenhart J.R. Three-dimensional boundary-layer transition on a swept wing at Mach 3.5 // AIAA J. 1995. V. 33. № 11. P. 2032–2037.
Бражко В.Н., Ваганов А.В., Дудин Г.Н., Ковалева Н.А., Липатов И.И., Скуратов А.С. Экспериментальное исследование особенностей аэродинамического нагревания треугольного крыла при больших числах Маха // Труды МФТИ. 2009. Т. 1. № 3. С. 57–66.
Ваганов А.В., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В., Шалаев В.И. Экспериментальное исследование структуры течения и перехода в пограничном слое треугольного крыла с затупленными передними кромками при числах Маха 2, 2,5 и 4 // Труды МФТИ. 2013. Т. 5. № 3. С. 164–173.
Yoshida S., Nakano K., Shiozava N. An Experimental and Numerical Study on the Compressible laminar flow control // Special publication of national aerospace laboratory SP-31. 1996. P. 81–90.
Sugiura H., Yoshida K., Tokugawa N., Takagi S., Nishizawa A. Transition Measurements on the Natural Laminar Flow Wing at Mach 2 // J. Aircraft. 2002. V. 39. № 6. P. 996–1002.
Semionov N.V., Yermolaev Yu.G., Kocharin V.L., Kosinov A.D., Semenov A.N., Smorodsky B.V., Yatskikh A.A. An effect of small angle of attack on disturbances evolution in swept wing boundary layer at Mach number M = 2 // AIP Conf. Proc. 2018. V. 2027. № 1. P. 030156. https://doi.org/10.1063/1.5065250
Kosinov A.D., Semionov N.V., Yermolaev Y.G., Smorodsky B.V., Kolosov G.L., Yatskikh A.A., Semenov A.N. The influence of moderate angle-of-attack variation on disturbances evolution and transition to turbulence in supersonic boundary layer on swept wing // Journal of Aerospace Engineering: Part G. Proc. of the Inst. of Mech. Engineers. 2020. V. 234. № 1. P. 96–101. https://doi.org/10.1177/0954410019852804
Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Кочарин В.Л., Семенов А.Н., Семенов Н.В., Шипуль С.А., Яцких А.А. Влияние малых углов атаки на ламинарно-турбулентный переход сверхзвукового пограничного слоя на стреловидном крыле С χ = 72° // Известия РАН. Механика жидкости и газа. 2022. № 1. С. 32–38. https://doi.org/10.31857/S0568528122010030
Kosinov A.D., Semionov N.V. The laminar-turbulent transition experiments in supersonic boundary layers // AIP Conf. Proc. 2019. V. 2125. P. 030105. https://doi.org/10.1063/1.5117487
Kosinov A.D., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G. Disturbances in test section of T-325 supersonic wind tunnel. Novosibirsk, 1999. (Preprint Institute of Theoretical and Applied Mechanics; № 6–99). P. 24.
Жигулев В.Н., Тумин А.М. Возникновение турбулентности. Новосибирск: Наука, 1987. 282 с.
Semenov A.N., Kocharin V.L., Semionov N.V. Numerical simulation of stationary flow around a wing with a subsonic leading edge at M = 2 and 2.5 // J. Physics: Conf. Ser. 2019. V. 1404. № 1. P. 012121. https://doi.org/10.1088/1742-6596/1404/1/012121
Asai M., Saitoh N., Itoh N. Instability of compressible three-dimensional boundary layer to stationary disturbances // Trans. JapanSoc.Aeronaut. SpaceSci. 2001. V. 43. № 142. P. 190–195.
Гапонов С.А., Смородский Б.В. Линейная устойчивость трехмерных пограничных слоев// Прикладная механика и техническая физика. 2008. Т. 49. № 2. С. 3–14.
Semionov N.V., Kosinov A.D., Yermolaev Yu.G. Experimental study of turbulence beginning of supersonic boundary layer on swept wing at Mach numbers 2–4. // Journal of Physics: Conf. Ser. 2011. V. 318. № 032018. P. 1–9. https://doi.org/10.1088/1742-6596/318/3/032018
Швалев Ю.Г. Исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на моделях в аэродинамической трубе Т-116 ЦАГИ // Труды ЦАГИ. 2011. № 2693.
Семенов Н.В., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Левченко В.Я. Экспериментальное исследование развития возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла // Теплофизика и аэромеханика. 2003. Т. 10. № 3. С. 357–368.
Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В. Экспериментальное исследование нелинейных процессов в пограничном слое на скользящем крыле при числе Маха = 2 // Прикладная механика и техническая физика. 2014. Т. 55. № 5. С. 45–54.