Все
 
 
 


Влияние волн Маха на ламинарно-турбулентный переход при сверхзвуковом обтекании плоской пластины
 
Код статьиS056852810001800-1-1
DOI10.31857/S056852810001800-1
Тип публикации Статья
Статус публикации Опубликовано
Авторы
Динь К. Х. 
Аффилиация: Московский физико-технический институт (государственный университет)
Егоров И. В.
Аффилиация:
Московский физико-технический институт (государственный университет)
Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н. Е. Жуковского
Федоров А. В.
Аффилиация: Московский физико-технический институт (государственный университет)
Название журналаИзвестия Российской академии наук. Механика жидкости и газа
ВыпускНомер 5
Страницы113-124
Аннотация

На основе численного решения трёхмерных уравнений Навье—Стокса исследовано влияния волны Маха (N‑волны) на ламинарно-турбулентный переход, вызванный первой модой неустойчивости (волной Толлмина—Шлихтинга) в пограничном слое на плоской пластине при числе Маха набегающего потока 2.5. В согласии с экспериментом N‑волна генерируется двумерной неровностью на границе расчетной области, соответствующей боковой стенке рабочей части аэродинамической трубы. Показано, что возмущение, индуцированное в пограничном слое задним фронтом N‑волны, не влияет на начало перехода, но сдвигает нелинейную стадию развития первой моды вниз по потоку. Возмущение, индуцированное передним фронтом N‑волны, сдвигает начало перехода вверх по потоку.

Ключевые словачисленное моделирование, квазистационарный след, волна Маха, волна Толлмина—Шлихтинга, сверхзвуковой поток, пограничный слой
Источник финансированияРабота выполнена на базе Московского физико-технического института (МФТИ) при финансовой поддержке Российского научного фонда (проект № 14–19–00821, проведение расчётных исследований и анализ результатов), а также РФФИ (грант № 17–08–00969, разработка алгоритма и программ численного моделирования).
Получено17.10.2018
Дата публикации24.11.2018
Кол-во символов727
Цитировать   Скачать pdf Для скачивания PDF необходимо авторизоваться
Размещенный ниже текст является ознакомительной версией и может не соответствовать печатной.

всего просмотров: 1220

Оценка читателей: голосов 0 

1. Pate S. R. On boundary-layer transition in supersonic-hypersonic wind tunnels. Theory and application // AEDC-TR‑77–107, Arnold Engineering Development Center, Tennessee, March 1978.
2. Ваганов А. В., Ермолаев Ю. Г., Колосов Г. Л., Косинов А. Д., Панина А. В., Семенов Н. В. О воздействии падающей волны Маха на поле пульсаций в пограничном слое при обтекании плоского дельта — крыла // Вестн. Новосиб. гос. ун-та. Серия: Физика.2014. Т. 9. Вып. 1. С. 29–38.
3. Ваганов А. В., Емолаев Ю. Г., Косинов А. Д., Семенов Н. В., Шалаев В. И. Экспериментальное исследование структуры течения и перехода в пограничном слое треугольного крыла с затупленными передними кромками при числах Маха 2, 2.5 и 4 // Тр. МФТИ.2013. Т. 5. № 3. C. 164–173.
4. Vaganov A. V., Ermolaev Yu.G., Kolosov G. L., Kosinov A. D., Pania A. V., Semionov N. V., Yatskikh A. A. Impact of incident Mach wave on supersonic bourndary layer // Thermophysics and Aeromechanics. 2016. V. 23, № 1.P. 43–48.
5. Динь К. Х., Егоров И. В., Федоров А. В. Взаимодействие волн Маха и пограничного слоя при сверхзвуковом обтекании пластины с острой передней кромкой // Уч. зап. ЦАГИ. 2017. Т. 48. № 4. С. 10–19.
6. Mack L. M. Boundary-layer stability theory // Internal Document 900–277. JetPropulsionLaboratory, Pasadena, California, 1969.
7. Егоров И. В., Новиков А. В. Прямое численное моделирование ламинарно-турбулентного обтекания плоской пластины при гиперзвуковых скоростях потока // Журн. вычисл. матем. и матем. физики. 2016. Т. 56. № 6. C. 1064–1081.
8. Jiang G.-S., Shu C.-W.Efficient implementation of weighted ENO schemes // J. Comput. Phys. 1996. V. 126. № 1. P. 202–228.
9. Novikov A., Egorov I. Direct Numerical Simulations of Transitional Boundary Layer over a Flat Plate in Hypersonic Free-Stream // AIAA Paper. 2016. № 3952. P. 1–20.
10. Novikov A., Egorov I., Fedorov A. Direct Numerical Simulation of Wave Packets in Hypersonic Compression- Corner Flow // AIAA J. 2016. V. 54. № 7.P. 2034–2050.
11. Mayer C. S. J., Von Terzi D. A., Fasel H. F.DNS of complete transition to turbulence via oblique breakdown at Mach 3 // AIAA Paper. 2008. № 4398. P. 1–21.
12. Schlichting H., Gersten K. Boundary layer theory //8th Revised and Enlarged Ed. Berlin, Heidelberg, New York.: Springer-Verlag, 2000. 799 p.

Система Orphus

Загрузка...
Вверх