О некоторых особенностях течения в ударном слое около полуконуса на пластине

Обложка

Цитировать

Полный текст

Открытый доступ Открытый доступ
Доступ закрыт Доступ предоставлен
Доступ закрыт Доступ платный или только для подписчиков

Аннотация

Приведены результаты экспериментального и численного исследований структуры сверхзвукового обтекания при числе Маха М = 3 компоновки полуконус на пластине, вершина которого совпадает с ее сверхзвуковой передней кромкой. С использованием специального оптического метода для визуализации сверхзвуковых конических течений установлено, что при обтекании компоновки без или под углом атаки область отрыва, возникающая при взаимодействии с пограничным слоем на пластине либо головной конической волны, либо внутренней ударной волны, целиком располагается на пластине. Появление дополнительных особых линий на поверхности полуконуса и вихревых структур невязкого происхождения в ударном слое связано с существованием контактных разрывов, исходящих из тройных точек либо λ-конфигурации ударных волн, сопутствующей области отрыва на пластине, либо на головной ударной волне, возникающих при обтекании компоновки без или с углом атаки. На основе моделей идеального и вязкого газа разработаны численные коды для расчета течения в коническом приближении. Сравнение результатов расчетов с экспериментальными данными показало их удовлетворительное согласие и возможные границы применения каждого из них.

Полный текст

Доступ закрыт

Об авторах

М. А. Зубин

МГУ им. М.В. Ломоносова

Автор, ответственный за переписку.
Email: zubinma@mail.ru
Россия, Москва

Ф. А. Максимов

МГУ им. М.В. Ломоносова

Email: f_a_maximov@mail.ru
Россия, Москва

Список литературы

  1. Зубин М.А., Остапенко Н.А., Чулков А.А. Конические течения газа с ударными волнами и отрывом турбулентного пограничного слоя // Изв. РАН. МЖГ. 2012. № 2. С. 140–160.
  2. Зубин М.А., Максимов Ф.А., Остапенко Н.А. Критерии существования невязких вихревых структур в ударных слоях конических течений газа // Докл. РАН. 2014. Т. 434. № 3. С. 282–288.
  3. Зубин М.А., Максимов Ф.А., Остапенко Н.А. Невязкие вихревые структуры в ударных слоях конических течений около V-образных крыльев // Изв. РАН. МЖГ. 2017. № 3. С. 97–113.
  4. Гунько Ю.П., Кудрявцев А.Н., Рахимов Р.Д. Сверхзвуковые невязкие течения с регулярным и нерегулярным взаимодействием скачков уплотнения в угловых конфигурациях // Изв. РАН. МЖГ. 2004. № 2. С. 152–169.
  5. Аэродинамические установки Института механики МГУ / под. ред. Г.Г. Черного, А.И. Зубкова, Ю.А. Панова. М.: Изд-во Московского университета. 1985. 43 с.
  6. Гонор А.Л., Зубин М.А., Остапенко Н.А. Применение лазеров в экспериментальной аэродинамике / В кн.: Приборостроение и автоматический контроль. М.: Машиностроение. 1985. №2. С. 5–43.
  7. Зубин М.А., Максимов Ф.А., Остапенко Н.А. О некоторых особенностях структуры течения в ударных слоях конических течений газа // Изв. РАН. МЖГ. 2014. № 6. С. 118–134.
  8. Maksimov F.A. Simulation of the Flows Near Wings with Supersonic Edges. Advances in the Theory and Practice of Computational Mechanics. Smart Innovation/ Systems and Technologies. 2022. Vol. 274. P. 87–103.
  9. Максимов Ф.А., Чураков Д.А., Шевелев Ю.Д. Разработка математических моделей и численных методов для решения задач аэродинамического проектирования на многопроцессорной вычислительной технике // ЖВММФ. 2011. Т. 51. №2. С. 303–328.
  10. Авдуевский В.С., Грецов В.К. Исследование трехмерного отрывного обтекания полуконусов, установленных на пластине // Изв. АН СССР. МЖГ. 1970. №6. С. 112-115.
  11. Settles G.S., Kimmel R.L. Similarity of quasiconical shock wave/turbulent boundary layer interactions // AIAA Journal. 1986. Vol. 24. No. 1. Р. 47–53.
  12. Zheltovodov A., Knight D. Ideal-Gas Shock Wave–Turbulent Boundary-Layer Interactions in Supersonic Flows and Their Modeling: Three-Dimensional Interactions / in a book Shock Wave-Boundary-Layer Interactions, edited H. Babinsky and J.K. Harvey (chapter 5, p. 202-258), New York: Cambridge University Press. 2011.
  13. Sabnis K., Babinsky H. A review of three-dimensional shock wave–boundary-layer interactions / Progress in Aerospace Sciences 143 (2023) 100953, p. 1–27.
  14. Зубин М.А., Остапенко Н.А. Структура течения в отрывной области при взаимодействии прямого скачка уплотнения с пограничным слоем в угле // Изв. АН СССР. МЖГ. 1979. № 3. С. 51–58.

Дополнительные файлы

Доп. файлы
Действие
1. JATS XML
Скачать
2. Рис. 1. Экспериментальная модель и система координат.

Скачать (90KB)
Метаданные
3. Рис. 2. Сетка около V-образного крыла с центральным телом в виде конуса.

Скачать (50KB)
Метаданные
4. Рис. 3. Теневые картины течения (а, б) в плоскости нормальной образующей конуса и сопоставление с данными расчетов (изобары и линии тока) для моделей идеального (в, г) и вязкого газа (д, е) при угле атаки α = 0° и ϑ = 25 (а, в, д) и 30° (б, г, е). Символы I и II — положение особых линий стекания и растекания, снятые с картин предельных линий тока.

Скачать (512KB)
Метаданные
5. Рис. 4. Картина линий тока на поверхности модели: угол атаки α = 0°, полуугол раскрытия конуса ϑ = 25°.

Скачать (537KB)
Метаданные
6. Рис. 5. Распределение давления по поверхности модели при α = 0° и ϑ = 30°: символ I — эксперимент, кривые I, II — невязкий и вязкий расчеты; отрезки прямых 1–4 — положение особых линий на поверхности модели.

Скачать (132KB)
Метаданные
7. Рис. 6. Интенсивность контактного разрыва ∆K (а) и число Маха Mn (б) компоненты скорости нормальной к лучу, проходящему через тройную точку λ-конфигурации ударных волн.

Скачать (94KB)
Метаданные
8. Рис. 7. Схемы течения при обтекании пластины под углом атаки α = 0°.

Скачать (143KB)
Метаданные
9. Рис. 8. Теневые картины течения (а) в плоскости нормальной образующей конуса и сопоставление с данными расчетов (изобары и линии тока) для моделей идеального (б) и вязкого газа (в) при угле атаки α = 10° и ϑ = 25°. Символы I и II — положение особых линий стекания и растекания, снятые с картин предельных линий тока.

Скачать (542KB)
Метаданные
10. Рис. 9. Интенсивность контактного разрыва ∆K (а) и число Маха Mn (б) компоненты скорости нормальной к лучу, проходящему через точку ветвления на головной ударной волне.

Скачать (187KB)
Метаданные
11. Рис. 10. Распределение давления по поверхности модели при α = 10° и ϑ = 25°: символ I — эксперимент, кривые I, II — невязкий и вязкий расчеты; отрезки прямых 1–4 –положение особых линий на поверхности модели.

Скачать (131KB)
Метаданные
12. Рис. 11. Схемы течения при обтекании пластины под углом атаки α.

Скачать (83KB)
Метаданные

© Российская академия наук, 2024