Современные проблемы прикладной математики и механики: теория, эксперимент и практика

Для проведения экспериментов по устойчивости, восприимчивости и ламинарно-турбулентному переходу (ЛТП) пограничного слоя (ПС) при сверхзвуковых скоростях с целью надежного предсказания положения ЛТП на сверхзвуковых летательных аппаратах требуется аэродинамическая труба с предельно низким уровнем возмущений потока. Как показывают эксперименты, высокий уровень шума в обычных аэродинамических трубах при числах Маха M>2 определяется акустическими волнами, излучаемыми турбулентным ПС, развивающимся на стенках сопла [1]. Было показано, что размеры малошумного ядра потока определяются положением ЛТП на стенках сопла [2]. И смысл усилий по разработке малошумных сверхзвуковых труб [3], проводимых в течение почти 30 лет главным образом в США [1-3], состоял в определении методов поддержания ПС на стенках сопла ламинарным при больших значениях единичного числа Рейнольдса. С этой целью успешно использовалась линейная теория устойчивости сжимаемых потоков.

Институт аэро- и газодинамики Штуттгартского университета, Германия, имеет большую аэродинамическую трубу импульсного типа (SWK) [4]. В силу размеров рабочей части (1.2´ 0.8 m²) и других особенностей конструкции сопла SWK обладают свойствами, способствующими снижению уровня шума потока в рабочей части трубы [4]. Однако теоретический анализ развития и устойчивости ПС на стенках сопла SWK ранее не проводился и является предметом настоящей работы.

Проведен теоретический анализ устойчивости ПС, развивающегося на профилированных стенках сопла SWK по отношению к возмущениям типа волн Толлмина Шлихтинга (ТШ). Расчеты проводились для числа Маха M=2.5 в приближении локальной параллельности среднего течения. Анализ показал, что ПС почти на всем протяжении сопла является устойчивым. Неустойчивость ТШ проявляется в малой окрестности линии растекания и в области неблагоприятного градиента давления, расположенной ниже по потоку от горла сопла. Положение ЛТП в ПС сопла SWK определялось с помощью метода e^N. Показано, что ЛТП возможен в области, где контур сопла является выпуклым, только при больших значениях единичного числа Рейнольдса Re₁» 50× 10⁶ m^-1. При более низких значениях Re₁ ПС остается ламинарным (N<10). Последний факт имеет экспериментальное подтверждение, полученное путем визуализации потока в ПС. Измерение флуктуаций полного давления в комбинации с расчетами по методу характеристик выявили, что первичным источником шума в рабочей части трубы является турбулизация ПС на плоских боковых стенках сопла. По-видимому, неустойчивости трехмерного ПС (неустойчивость поперечного течения и неустойчивость вихрей, образующихся в продольных угловых конфигурациях сопла) вызывают переход и являются основным источником шума, ограничивающим малошумную область ядра потока в рабочей части трубы, тогда как неустойчивость вихрей Гертлера на вогнутых стенках сопла имеет только второстепенное значение. Для уменьшения опасности возникновения неустойчивости ТШ на стенках сопла предлагается проектировать и создать новые сопла с меньшими углами сжатия в дозвуковой части сопла. Для более лучшего понимания механизмов генерации шума потока в рабочей части SWK требуется дальнейшее детальное теоретическое рассмотрение других видов неустойчивости ПС, развивающегося на стенках сопла.

Работа поддержана немецким научно-исследовательским обществом (DFG) в рамках исследовательского центра SFB-259 при университете Штутгарта, субпроект C5.

1. I.Beckwith Development of a High Reynolds Number Quiet Tunnel for Transition Research. AIAA J., 1975, V.13, No.3, P.300-306.
2. F.-J.Chen, M.R.Malik, I.Beckwith Instabilities and Transition in the Wall Boundary Layers of Low-Disturbance Supersonic Nozzles. AIAA Paper 85-1573, 1985.
3. F.-J.Chen, S.Wilkinson Design of Mach 2.4 Quiet Nozzles for the NASA Langley Supersonic Low-Disturbance Pilot Tunnel. AIAA Paper 94-2506, 1994.
4. H.Knauss, R.Riedel, S.Wagner The Shock Wind Tunnel of Stuttgart University, a Facility for Testing Hypersonic Vehicles. AIAA Paper 99-4959, 1999.

Примечание. Тезисы докладов публикуются в авторской редакции

Ваши комментарии Обратная связь

[Головная страница] [Конференции]

© 1996-2001, Институт вычислительных технологий СО РАН, Новосибирск
© 1996-2001, Сибирское отделение Российской академии наук, Новосибирск