Влияние положения ламинарно-турбулентного перехода на глобальную структуру обтекания элементов летательного аппарата
Московский физико-технический институт, г. Жуковский
Влияние положения ламинарно-турбулентного перехода на обтекание элементов летательных аппаратов обычно связывают с изменением вязкого сопротивления. В. Пфеннингер также указывал на возможное улучшение структуры обтекания в целом [1]. В действительности изменение положения перехода может приводить к существенным изменениям глобальной структуры течения около аппарата. Это явление может иметь как положительные, так и негативные последствия. Некоторые практически важные примеры таких задач представлены в настоящем докладе.
Сверхкритические трансзвуковые профили с близким к «полочному» распределением давления в средней части – обычные компоненты крыльев магистральных самолетов, ламиниризация пограничного слоя на которых является одним из перспективных методов уменьшения сопротивления. На основе расчетов показано [2], что при полностью турбулентном обтекании таких крыльев на некоторых режимах за замыкающим сверхзвуковую зону скачком возникает отрыв пограничного слоя, который устраняется перемещением положения перехода 
, где 
- критическое значение. Дальнейшие оценки показали, что при этом скачок также перемещается вниз потоку. Таким образом, ламиниризация трансзвукового течения на сверхкритическом крыле может приводить не только к снижению сопротивления трения, но и к увеличению подъемной силы, то есть благоприятному изменению всей поляры и, в частности, к росту максимального и оптимального аэродинамического качества. Полученные результаты также показывают, что искусственная турбулизация течения при низких числах Рейнольдса не всегда способствует правильному моделированию натурных условий в аэродинамической трубе, поскольку может быть причиной появления отрыва потока из-под скачка, который отсутствует в естественных условиях.
Ламиниризация обтекания крыла – один из немногих путей повышения аэродинамического качества сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС). Представленные расчеты показывают, что достижение положительного результата в этом направлении требует комплексного подхода к разработке крыла. Обнаружено, что в отдельных случаях ламиниризация пограничного слоя может приводить к расширению области отрыва вверх по потоку и существенному ухудшению глобальной структуры течения, которая не компенсируется уменьшением вязкого трения [3]. Для устранения этого эффекта необходимо изменение распределения давления, то есть – формы крыла – и эта задача должна решаться совместно с задачей ламиниризации.
Другой класс задач – это явление спонтанного возникновения асимметрии при обтекании головных частей летательных аппаратов, для устранения которого были предложены различные способы фиксации положения отрыва, в частности, с помощью электрического разряда [4]. Приближенный критерий возникновения асимметрии на конических телах в виде зависимости критического угла атаки от положения линии отрыва был получен и верифицирован сравнением с экспериментальными данными. В настоящем докладе, основываясь на этом критерии показано, что увеличению критических углов атаки возникновения асимметрии может быть достигнуто с помощью ламиниризации обтекания, т. е. более простыми методами, чем предлагались ранее.
Представленные результаты показывают, что ламиниризация течения может быть эффективным методом управления не только локальной структуры пограничного слоя, но и глобальной структуры обтекания элементов летательного аппарата. Однако в ряде случаев применение этого метода требует комплексного подхода и детального анализа последствий.
Работа выполнена при поддержке Минобрнауки в рамках госзадания ГЗ 18 (шифр заявки № 1.4394.2011) и грант РФФИ № 44-01-00649.
ЛИТЕРАТУРА.
1. Pfenninger W. Long-Range LFC Transport. NASA CP-2487, 89, 1987.
2. Шалаев положения перехода на состояние турбулентного пограничного слоя при околозвуковых скоростях. Сб. докладов Школы-семинара ЦАГИ «Механика жидкости и газа». Турбулентный пограничный слой. ЦАГИ, 1992, 60-63.
3. V. I. Shalaev. Effects of laminar-turbulent transition to global flow structure and control possibilities. International Conference on the Methods of Aerophysical Research, Novosibirsk, Russia, Proceedings. Novosibirsk, 2007, Part 1, 179-185
4. V. I. Shalaev. A stability of symmetric vortex flow over slender bodies and control possibility by local gas heating. EUCASS book series. Progress in Flight Physics. Eds: P. Reijasse, D. Knight, M. Ivanov and I. Lipatov, 2013, v. 5, 155 -168
Laminar-turbulent transition effects to global flow structure over aircraft elements
V. I. Shalaev
Moscow Institute of Physics and Technology, Zhukovsky
The influence of the laminar-turbulent transition to the flow over aircraft elements is related usually with a variation of the viscous drag. W. Pfenninger indicated also about a possibility of the flow structure improvement as a whole [1]. Really, a variation of transition location can lead to essential changes of the global flow structure over an aircraft. This phenomenon can have as positive and negative consequences. Some practically important examples of such problems are presented in this report.
Supercritical transonic profiles with close to constant pressure distribution in its middle part are common components of aircraft wings. The boundary-layer flow laminirization on such wings is one of perspective ways to its drag reduction. It was shown on the base of calculation [2] that at the fully turbulent flow over such wings at some regimes the boundary layer separation appears after the shock closed the supersonic zone. This separation is removed by the displacement of the transition location , where is critical value. Further estimations shown that the shock is also displaced downstream. Thus, the laminirization of transonic flow leads not only to friction drag reduction but also to the lift increase, i. e. to a favorable variation of the aircraft polar, and particularly it leads to a growth of maximum and optimal lift-to-drag ratio. Obtained results shown also that the artificial flow turbulization at low Reynolds numbers not always promote to a correct natural condition modeling in wind tunnels since it can lead to the flow separation under the shock that doesn’t occur at flight conditions.
The flow laminirization over a wing is one of few ways for supersonic aircraft lift-to-drag ratio increasing. Presented calculations shown that an integrated approach to wing construction is required to achieve a positive result in this direction. It was found in some cases, that the boundary layer laminirization can lead to a separation zone extension upstream and to essential degradation of the global flow structure, which doesn’t compensate by the viscous drag reduction [3]. In order to remove this effect a change of pressure distribution (i. e. the wing shape change) is needed, and this problem will be solved jointly with the laminirization problem.
Another class of considered problems is phenomenon of the spontaneous asymmetry appearance in the flow over aircraft nose parts. Different methods were proposed to remove this effect, particularly using the electric discharge [4]. An approximate criterion of the asymmetry appearance in the form of the critical angle of attack dependence from separation angle on conical bodies was derived and was verified by comparison with experimental data [4]. In this report, it was shown with the help of this criterion that a critical angle of attack increase can be achieved using flow laminirization, i. e. simply that was proposed early.
Presented results indicate that the flow laminirization can be an effective method to control not only local boundary layer structure but the global flow structure over an aircraft also. However, in some cases this method requires of an integrated approach application and a detail analysis of consequences.
This work was supported by Ministry of Education and Science Минобрнауки in the framework of the state task ГЗ 18 (application code N 1.4394.2011) and RFBR grant № 44-01-00649.
References.
1. Pfenninger W. Long-Range LFC Transport. NASA CP-2487, 89, 1987.
2. Shalaev V. I. Transition location effect to turbulent boundary layer state at transonic speeds. Reports of TsAGI School-seminar «Mechanics of liquid and gas». Turbulent boundary layer. ЦАГИ, 1992, 60-63.
3. V. I. Shalaev. Effects of laminar-turbulent transition to global flow structure and control possibilities. International Conference on the Methods of Aerophysical Research, Novosibirsk, Russia, Proceedings. Novosibirsk, 2007, Part 1, 179-185
4. V. I. Shalaev. A stability of symmetric vortex flow over slender bodies and control possibility by local gas heating. EUCASS book series. Progress in Flight Physics. Eds: P. Reijasse, D. Knight, M. Ivanov and I. Lipatov, 2013, v. 5, 155 -168
