Ламинаризация пограничных слоев при сверхзвуковых режимах обтекания (этап 1)

В Проекте решаются две группы задач по исследованию методов затягивания ламинарно-турбулентного перехода при сверхзвуковом обтекании стреловидного крыла. Первая группа направлена на исследование нового пассивного метода, в котором неустойчивые возмущения поперечного течения подавляются с помощью микропрофилирования обтекаемой поверхности в виде ряда выемок. Вторая группа задач посвящена известному активному методу, который использует отсос газа из пограничного слоя через перфорированный участок стенки. В соответствии с планом работ на 2022 год получены следующие результаты. Выбран режим течения и конфигурация модельного крыла — рассматривается обтекание сверхзвуковым потоком М=2 стреловидного крыла бесконечного размаха с дугообразным профилем, аналогичное модели, исследовавшейся в Европейском проекте SUPERTRAC (SUPERsonic TRAnsition Control). В рамках авторского кода решения полных уравнений Навье — Стокса для трёхмерных сжимаемых течений вязкого совершенного газа, получено пространственное поле ламинарного обтекания скользящего крыла с гладкой поверхностью без систем ламинаризации. Показано, в частности, наличие перегиба в профиле поперечной скорости, который является причиной неустойчивости поперечного течения (crossflow — CF). С помощью авторского кода в рамках линейной теории устойчивости для рассчитанного пограничного слоя вычислены волновые числа, собственные функции, инкременты нарастания и интегральные усиления (N-факторы) семейства волн неустойчивости поперечного течения, которая доминирует на стреловидных крыльях. Показано, в частности, что волны усиливаются в e^10.7≈44000 раз. В результате прямого численного моделирования нестационарного обтекания гладкого крыла получено детальное поле течения с волнами неустойчивости поперечного течения. Показано, что из изначального низкого фона возмущений от искусственного генератора типа вдув-отсос, эффективно возбуждаются растущие волны CF-неустойчивости, которые проявляются как продольные вихри в направлении набегающего потока. В численном моделировании получено поле ламинарного обтекания крыла с активной системой ламинаризации с помощью отсоса газа. Рассмотрен отсос по нормали через пористую стенку на участке 0.2 ≤ x ≤ 0.5 с различной интенсивностью малого уровня. Массовый расход газа через стенку при этом не превышает 0.27% значения в набегающем потоке при cq=0.5 и 0.45% при cq=0.8. Показано, что отсос слабо искажает пограничный слой и не вызывает паразитных возмущений. В рамках линейной теории устойчивости для рассчитанного пограничного слоя на крыле с участком отсоса получены характеристики волн стационарной CF-моды. Показано, что происходит стабилизация неустойчивости поперечного течения за счёт отсоса газа. Оценочное положение начала ламинарно-турбулентного перехода смещается вниз по потоку на 14% (при критическом N-факторе 9). Показано, что над участком отсоса отсутствуют неблагоприятные локальные выбросы, которые могли бы возникнуть из-за краевых эффектов. Продемонстрирована возможность авторского кода для анализа устойчивости в условиях неоднородного распределения параметров пограничного слоя с учётом краевых эффектов. Выбрана конфигурация пассивной системы ламинаризации крыла с помощью микропрофилирования в виде ряда прямоугольных выемок, ориентированных вдоль передней кромки с размерами порядка толщины вытеснения пограничного слоя. Выемки вызывают эффект проскальзывания течения, что приводит к уменьшению скорости поперечного течения и, как следствие, снижению роста CF-неустойчивости. Выполнено численное моделирование обтекания скользящего крыла с пассивной системой ламинаризации с помощью участка микропрофилирования поверхности, содержащего более 100 выемок, при разрешении течения внутри каждой выемки. Показано, что внутри выемок формируются отрывы и поперечное течение, которое обеспечивает проскальзывание на верхней границе выемок. Выемки не приводят к заметным изменениям течения в пограничном слое и над ним, поэтому аэродинамическое сопротивление крыла не увеличивается. В рамках линейной теории устойчивости выполнен анализ пограничного слоя на скользящем крыле с полностью профилированной поверхностью. Показано, что положение перехода сдвигается вниз по потоку на 28% (при критическом N-факторе 10). Таким образом, микропрофилирование потенциально может существенно затягивать ламинарно-турбулентный переход, вызываемый неустойчивостью поперечного течения.