Ламинаризация пограничных слоев при сверхзвуковых режимах обтекания

Проект направлен на разработку и исследование ламинаризации (методов затягивания ламинарно-турбулентного перехода (ЛТП)) в пограничном слое на стреловидном крыле сверхзвукового летательного аппарата (ЛА). Ламинаризация приводит к снижению сопротивления и повышению аэродинамического качества ЛА. Это, в свою очередь, уменьшает расход топлива и снижает уровень звукового удара. Поэтому разработка систем ламинаризации — одна из ключевых задач для перспективных высокоэкономичных и экологически чистых транспортных систем. В частности, актуальная в мире программа «зелёного самолёта» (Green Aircraft) предполагает использование таких систем. В предыдущем Проекте 2019 рассматривались методы ламинаризации сверхзвукового пограничного слоя в условиях, когда на начальной стадии ЛТП развиваются неустойчивые волны первой и/или второй моды. Исследования проводились на примере двумерного пограничного слоя на пластине. Однако, для многих практических конфигураций пограничный слой является трехмерным. Например, в типичной компоновке сверхзвуковой пассажирский самолет имеет стреловидное крыло, на поверхности которого развивается поперечное течение. В таком пограничном слое возникает неустойчивость поперечного течения (или CF-неустойчивость от английского термина cross flow). Цель Проекта 2022 – развить методы ламинаризации, рассмотренные в Проекте 2019, на случай ЛТП на сверхзвуковом стреловидном крыле, когда доминирует CF-неустойчивость. В рамках проекта рассматриваются два метода: отсос газа из пограничного слоя и микро-профилирование (МП) обтекаемой поверхности на масштабах, соизмеримых с толщиной пограничного слоя. Первый метод стабилизации CF-неустойчивости и затягивания ЛТП на сверхзвуковом стреловидном крыле с помощью отсоса изучался ранее. Эти исследования были доведены до летного эксперимента на крыле истребителя F-16XL. Было обнаружено, что работоспособность системы отсоса значительно снижается из-за эффектов, обусловленных пространственными неоднородностями отсоса в стыках между отдельными секциями и на краях активного участка. В Проекте 2022 предлагается исследовать эти эффекты методом прямого численного моделирования, что поможет сформулировать требования на равномерность отсоса и повысить работоспособность метода. Второй способ затягивания ЛТП с помощью микро-профилирования обтекаемой поверхности для стабилизации СF-неустойчивости на сверхзвуковом стреловидном крыле до сих пор не исследовался. Нам известна только одна теоретическая работа для дозвукового несжимаемого пограничного слоя, в которой рассматривалась возможность стабилизировать CF неустойчивость с помощью ряда длинных выемок (риблетов), ориентированных вдоль передней кромки скользящего крыла. Такое микро-профилирование вызывает эффект скольжения основного (невозмущенного) течения, что приводит к уменьшению скорости поперечного течения и, как следствие, снижению инкрементов роста CF-неустойчивости. Также опубликована краткая информация о том, что теоретические оценки качественно подтверждаются экспериментом на модели скользящего крыла в дозвуковой аэродинамической трубе. В Проекте 2022 метод МП будет впервые развит на случай сверхзвукового скользящего крыла. Сначала будет построена теоретическая модель, с помощью которой будет найден микрорельеф, вызывающий стабилизацию CF-неустойчивости. Затем будет выполнено прямое численное моделирование и исследованы детали основного течения и CF-неустойчивости на участке обтекаемой поверхности с микрорельефом, предсказанным теорией. Эти исследования позволят оценить эффективность МП метода и подготовить базу для трубных экспериментов. Следует отметить, что МП метод прост в реализации, не требует энергетических затрат и практически не виляет на внешнюю аэродинамику крыла. Объединение новых результатов с результатами Проекта 2019 обеспечит методику для разработки и анализа различных систем ламинаризации пограничного слоя как на прямых, так и на стреловидных крыльях перспективных сверхзвуковых пассажирских самолётов.