Численное исследование структуры гиперзвукового течения вязкого газа около треугольного крыла с затупленными передними кромками
1,2, A.В. Ваганов1, 1,2
1ЦАГИ, 140180 г. Жуковский
2Московский физико-технический институт, г. Жуковский
Экспериментальные данные показывают, что распределение тепловых потоков на подветренной поверхности треугольного крыла с затупленными передними кромками имеет весьма сложную структуру, которая до сих пор не может быть полностью объяснена [1 – 4]. Возникновение некоторых областей повышенных тепловых потоков можно связать с ламинарно-турбулентным переходом [4]. Из анализа расчетов следует, что продольные полосы повышенных тепловых потоков, тянущиеся от носовой части крыла, связаны с вихрями, формирующимися в энтропийном слое около крыла и взаимодействующие с пограничным слоем на поверхности крыла [5]. Однако, механизмы образования вихрей, их взаимодействия с пограничным слоем и возможного влияния вихрей на ламинарно-турбулентный переход в настоящее время не ясны.
В настоящем докладе рассмотрены некоторые из этих вопросов на основе численного моделирования ламинарных гиперзвуковых течений около треугольного крыла с помощью комплекса программ ICEM CFX. Вычисления проведены при экспериментальных условиях в ударной трубе УТ-1М ЦАГИ [6]: числа Маха M = 6, 8; числа Рейнольдса изменялись в диапазоне от 106 до 107; углы атаки 00, 100. Геометрические параметры модели: толщина 16 mm, длина 560 мм, угол стреловидности передних кромок 750, радиус затупления передних кромок и носка крыла 8 мм.
В качестве примера расчета на рисунке представлена структура поперечного течения у поверхности крыла при at x = 0.27 м и распределение теплового потока на поверхности при угле атаки 00, M = 6, Re ≈ 106.
Структура потока включает продольные вихри. Некоторые вихри формируются в высокотемпературном энтропийном слое за носком крыла и могут быть поглощены вниз по потоку пограничным слоем (основной и центральный вихри на рисунке). Вычисления показывают, что эти вихри генерируют продольные полосы повышенных тепловых потоков с помощью конвективного переноса горячего воздуха из энтропийного слоя через пограничный слой к поверхности. Уточнен механизм [2] образования зоны повышенного теплового потока на передней кромке в области перехода от режима течения около носка к режиму скользящего крыла. Рассчитанные распределения тепловых потоков хорошо согласуются с экспериментальными данными
Анализ профилей скорости позволил сделать заключение о возможности нового механизма перехода в такого типа течениях, связанного с взаимодействием вихря и пограничного слоя. Когда пограничный слой поглощает вихрь, внутри него на профиле продольной скорости образуется точка перегиба, а профиль поперечной скорости приобретает S-образную форму. Оба эти явления ведут к невязкой неустойчивости течения в пограничном слое и переходу [7]. Имеющиеся экспериментальные данные по переходу в центральной части крыла [3, 6] подтверждают возможность такого механизма перехода.
Работа выполнена при поддержке Минобрнауки в рамках тематического плана ГЗ 18 (шифр заявки № 1.4394.2011) и РФФИ по гранту № .
REFERENCES
1. , О локальном увеличении теплового потока на нижней поверхности треугольного крыла с затупленными передними кромками. Аэротермодинамика воздушно-космических систем. Сб. докладов Школы-семинара ЦАГИ «Механика жидкости и газа». 1990. С. 167–175.
2. Лунев реальных газов с большими скоростями, Москва: Физматлит, 2007.
3. , , Скуратов исследование особенностей аэродинамического нагревания треугольного крыла при больших числах Маха. Труды МФТИ. 2009. Т.1, № 3. С. 57–66.
4. , , . 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(19). С.164-173.
5. , , . Моделирование особенностей обтекания наветренной стороны треугольного крыла с затупленными передними кромками на основе численного решения уравнений Навье-Стокса. Труды МФТИ. 2013. Т. 5, № 2 (18). С. 13-22.
6. S.V. Aleksandrov, A.V. Vaganov, V.I. Shalaev. Experimental study of heat transfer on a delta wing with blunted
7. leading edges in hypersonic flow. 17-th International Conferece on the Methods of Aerophysical Research. Annotations, 2014.
8. Saric W. S., Reed H. L., White E. B. Stability and transition of three-dimensional boundary layers. Annual Review of Fluid Mechanics. 2003. V. 35. P. 413–440.
 |
