Прямое численное моделирование нелинейной стадии ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковых пограничных слоях при контролируемых возмущениях

КАРТОЧКА ПРОЕКТА ФУНДАМЕНТАЛЬНЫХ И ПОИСКОВЫХ НАУЧНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ,
ПОДДЕРЖАННОГО РОССИЙСКИМ НАУЧНЫМ ФОНДОМ

Информация подготовлена на основании данных из Информационно-аналитической системы РНФ, содержательная часть представлена в авторской редакции. Все права принадлежат авторам, использование или перепечатка материалов допустима только с предварительного согласия авторов.

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Номер проекта 23-79-10072

НазваниеПрямое численное моделирование нелинейной стадии ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковых пограничных слоях при контролируемых возмущениях

Руководитель Пальчековская Наталья Владимировна, Кандидат физико-математических наук

Организация финансирования, регион федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Московский физико-технический институт (национальный исследовательский университет)" , г Москва

Конкурс №85 - Конкурс 2023 года «Проведение исследований научными группами под руководством молодых ученых» Президентской программы исследовательских проектов, реализуемых ведущими учеными, в том числе молодыми учеными

Область знания, основной код классификатора 09 - Инженерные науки; 09-104 - Движение объектов и аппаратов в различных средах

Ключевые слова турбулентность, ламинарно-турбулентный переход, сверхзвуковой полёт, физически обоснованное моделирование, нелинейная стадия, прямое численное моделирование

Код ГРНТИ30.17.00

ИНФОРМАЦИЯ ИЗ ЗАЯВКИ

Аннотация
Проект направлен на решение проблемы возникновения и развития турбулентности в пограничных слоях при сверхзвуковой скорости потока. Это одна из ключевых проблем фундаментальной аэрогидродинамики и прикладной аэродинамики летательных аппаратов (ЛА) нового поколения, таких как сверхзвуковые самолёты с низким уровнем звукового удара. Несмотря на многолетние исследования научных лабораторий всего мира, физические механизмы возникновения и развития турбулентности в сверхзвуковых пограничных слоях изучены слабо. Актуальность проекта связана с необходимостью перехода на экологически чистые и высокоэкономичные транспортные системы. Внешние возмущения, запускающие процесс ламинарно-турбулентного перехода на реальных конфигурациях ЛА, не моделируются в аэродинамических трубах. Лётные эксперименты являются затратными и не позволяют получить достаточно информации об основных процессах, возникающих при ламинарно-турбулентном переходе. Поэтому возрастает роль теоретических и численных исследований рассматриваемой проблемы. Основным инструментом для решения поставленных в проекте задач будет метод прямого численного моделирования на основе решения нестационарных трёхмерных уравнений Навье–Стокса для совершенного газа. Для многих практически важных случаев, включая натурный полет, возникновение турбулентности обусловлено возбуждением и нарастанием неустойчивых возмущений. Их дальнейшее нелинейное развитие приводит к формированию переходного режима течения с неравновесной перемежающейся в пространстве и времени турбулентностью. Для физически обоснованного моделирования данного процесса в настоящем проекте предлагается исследовать механизмы развития турбулентности и релаксации поля течения к равновесному турбулентному состоянию на основе численного решения уравнений Навье-Стокса. Основные задачи данного проекта направлены на моделирование нелинейной стадии возникновения турбулентности от момента зарождения турбулентности до развитого турбулентного режима в сверхзвуковом пограничном слое. Зная, каким образом развивается турбулентность и устанавливается равновесная турбулентность, можно реализовать целостное моделирование переходного обтекания сверхзвуковых самолётов. Решение этой проблемы позволит значительно увеличить точность расчётов вязкого сопротивления, разрабатывать новые системы ламинаризации и реламинаризации обтекания, надёжно оценивать их эффективность. Поставленные в проекте задачи являются новыми или слабо изученными не только в России, но и за рубежом. Ожидаемые результаты будут соответствовать мировому уровню или превосходить его.

ОТЧЁТНЫЕ МАТЕРИАЛЫ

Аннотация результатов, полученных в 2025 году
Проведено численное моделирование развития нелинейных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на параболическом профиле прямого крыла с относительной толщиной 10% (слабоградиентное течение) и на поверхности пластины (безградиентное течение). Выбранный параболический профиль характеризуется относительно невысоким уровнем усиления неустойчивых возмущений при числе Маха набегающего потока 3. Наиболее неустойчивые гармоники имеют менее чем 60-ти кратное усиление амплитуды относительно начальной, в то время как на пластине данное усиление теоретически ограничено лишь критическим значением амплитуды, при достижении которого начинается нелинейная стадия развития возмущений. В связи с этим, начальная амплитуда работы генератора массового расхода в двух расчётных случаях выбрана относительно высокой: 0.001 от значения массового расхода в набегающем потоке. Параметры набегающего потока также выбраны одинаковыми для двух случаев и соответствуют полёту в атмосфере Земли на высоте 20 км: число Рейнольдса, посчитанное по параметрам набегающего потока и длине хорды крыла Re = 27.205 млн., температура набегающего потока T = 230°K, условие для температуры на поверхности крыла - адиабатическое. Источником возмущений в данной работе выбран непрерывно работающий генератор вдув-отсос, индуцирующий довольно узкий начальный частотно-волновой спектр возмущений. Такой подход упрощает сравнение полученных результатов с экспериментальными данными. Моделирование выполнено на основе решения полных нестационарных уравнений Навье-Стокса для сжимаемого совершенного газа. Применены статистические методы для определения продолжительности моделирования. Анализ частотно-волновых спектров в двух случаях показал, что выбранный в расчётах способ генерации возмущений кроме исходных наклонных волн привод к возникновению в пограничном слое продольных стриков, имеющих относительную частоту и волновое число (0, 2) и (0,-2). Ниже по потоку, энергия стриков растёт, в пограничном слое появляются новые возмущения пока, в некотором сечении реализуется взрывной рост гармоники (0, 0), свидетельствующий об изменении среднего поля течения. Влияние слабого градиента давления на сценарий нелинейного распада оказалось незначительным. Более общий вывод по сравнительному анализу ламинарно-турбулентного перехода в этих течениях следующий - влияние градиента давления на развитие возмущений в пограничном слое выше в области ламинарного пограничного слоя, чем в существенно нелинейной турбулентной области. Также важно отметить, что протяжённость переходной области в безградиентном пограничном слое оказывается меньше, чем при наличии слабого градиента давления. При анализе автокорреляционных функций для возмущений в различных сечениях по продольной координате x обнаружено, что течение в области после распада возмущений становится стохастическим, то есть перестаёт зависеть от источника возмущений, значительно дальше сечения, отмеченного, как начало турбулентного участка. Анализ вихревых структур показывает, что вихревые возмущения после перехода к турбулентности покидают границу ламинарного пограничного слоя и генерируют акустические возмущения во внешнем невязком потоке. Продолжено прямое численное моделирование ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое на плоской пластине, обтекаемой сверхзвуковым потоком воздуха при числах Маха M=3 и Рейнольдса Re=20 млн на подробных расчетных сетках. Источником возмущений являлась медленная монохроматическая акустическая волна малой интенсивности, при которой процесс восприимчивости является линейным с высокой степенью точности. Данное малое возмущение возбуждает неустойчивые волны первой моды на частотах, соответствующих интегральному усилению N = 9.16, типичному для условий натурного полета. Рассмотрен случай нулевого угла атаки акустической волны, которая взаимодействует со слабым скачком уплотнения, обусловленным вязко-невязким взаимодействием на передней кромке пластины. Проведено исследование всех стадий перехода от восприимчивости до турбулентности. Для верификации расчетных данных использована линейная теория устойчивости. Расчеты выполнялись с помощью оригинального пакета программ для решения нестационарных трехмерных уравнений Навье-Стокса. Общее представление о структуре течения в пристеночной области плоской пластины представлено с помощью изоповерхностей Q-критерия. Эти данные прямого численного моделирования качественно иллюстрируют наличие достаточно интенсивных вихревых структур в переходной и турбулентной областях течения газа в пограничном слое. Поле продольной компоненты градиента плотности в поперечном сечении z=0.0042 демонстрирует достаточно крупные вихревые структуры в турбулентном пограничном слое, а также наличие акустических волн, возникающих при сверхзвуковом обтекании крупных турбулентных вихрей, в переходном и турбулентном пограничных слоях. Указанные акустические волны являются одной из основных причин высокого уровня акустического шума в сверхзвуковых аэродинамических трубах, что приводит к большим трудностям переноса данных наземного эксперимента на условия натурного полета, в котором уровень внешнего акустического воздействия является, как правило, низким. Для верификации расчетных данных приведено сравнение распределения нормированного возмущения давления вдоль поверхности пластины, полученное на основе прямого численного моделирования и линейной теории устойчивости. Анализ расчетных данных прямого численного моделирования обтекания плоской пластины при наличии внешних акустических возмущений свидетельствует о присутствии основных признаков «косого» сценария нелинейного распада ламинарно-турбулентного перехода. Данные полей возмущения продольной компоненты вектора скорости в различных сечениях y=const свидетельствует о наличии продольных структур в переходной части пограничного слоя. Анализ расчетных данных прямого численного моделирования сверхзвукового обтекания плоской пластины показал, что турбулентные пульсации не являются однородными по пространству: пульсации по продольной координате x, примерно, на порядок больше пульсаций компонент вектора скорости нормальному и поперечному направлениям. Для спектрального анализа были построены амплитудно-частотные характеристики, характеризующие эволюцию развития пульсаций продольной компоненты массового расхода по толщине пограничного слоя. Максимум функции пульсаций продольной компоненты массового расхода соответствует частоте акустической волны в набегающем потоке. Указанные результаты могут быть использованы для валидации расчетных данных с помощью экспериментальных результатов.

Публикации

1. Егоров И.В., Пальчековская Н.В. ЦЕЛОСТНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ЛАМИНАРНО-ТУРБУЛЕНТНОГО ПЕРЕХОДА В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОРГРАНИЧНОМ СЛОЕ ПРИ НАЛИЧИИ АКУСТИЧЕСКИХ ВОЗМУЩЕНИЙ Ученые записки ЦАГИ, № 3, том 56, стр. 3-11. (год публикации - 2025)

2. Егоров И.В. ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ ВОЛНЫ МАХА И ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ НА ПЛОСКОЙ ПЛАСТИНЕ МАТЕРИАЛЫ XVII Минского международного форума по тепло- и массообмену 20–24 мая 2024 г, стр. 51-54 (год публикации - 2024)

3. Егоров И.В., Пальчековская Н.В. ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ НЕЛИНЕЙНОЙ СТАДИИ ЛАМИНАРНО-ТУРБУЛЕНТНОГО ПЕРЕХОДА В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ ПРИ НАЛИЧИИ АКУСТИЧЕСКИХ ВОЗМУЩЕНИЙ МАТЕРИАЛЫ XVII Минского международного форума по тепло- и массообмену 20–24 мая 2024 г. , стр. 55-57 (год публикации - 2024)

4. Егоров И.В., Пальчековская Н.В. NUMERICAL SIMULATION OF NONLINEAR STAGE OF LAMINAR- TURBULENT TRANSITION IN A SUPERSONIC FLOW Proceedings of 26th International congress of theoretical and applied mechanics, стр. 1-2 (год публикации - 2024)

5. Егоров И.В. DIRECT NUMERICAL SIMULATION OF LAMINAR-TURBULENT TRANSITION IN A FLAT PLATE BOUNDARY LAYER IN THE PRESENCE OF MACH WAVE Proceedings of the 26th international congress of theoretical and applied mechanics, с. 1-2 (год публикации - 2024)

6. Илюхин И.М., Егоров И.В. ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ РАСПРОСТРАНЕНИЯ НЕЛИНЕЙНЫХ ВОЗМУЩЕНИЙ НА ПРЯМОМ ПАРАБОЛИЧЕСКОМ ПРОФИЛЕ В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ Международная конференция по методам аэрофизических исследований (ICMAR2024), 01-05 июля 2024 г., г. Новосибирск, Том 2, стр. 78 - 79 (год публикации - 2024)
10.53954/9785604990148_78

7. Егоров И.В., Илюхин И.М. Развитие возмущений от непрерывно работающего генератора в сверхзвуковом пограничном слое с благоприятным градиентом давления 10-я российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16-21 сентября 2024 г.: Сборник трудов., стр.309-310 (год публикации - 2024)

8. Калугин С.Т. Средние и пульсационные характеристики сверхзвукового пограничного слоя с генератором возмущений массового расхода 67я Всероссийская научная конференция МФТИ, 31 марта - 05 апреля 2025 г., 67я Всероссийская научная конференция МФТИ, 31 марта - 05 апреля 2025 г. (год публикации - 2025)

9. Шубин К.В. Применение метода погруженных границ к численному исследованию сверхзвуковых течений Труды 67-й Всероссийской научной конференции МФТИ, стр.1-2 (год публикации - 2025)

10. Калугин С.Т. Численное моделирование ламинарно-турбулентного перехода в с пограничном слое на параболическом профиле Труды 67-й Всероссийской научной конференции МФТИ, стр. 1-2 (год публикации - 2025)

11. Берначук А.В. Течение в тонком канале с притоком газа: параметрические исследования Труды 67-й Всероссийской научной конференции МФТИ, стр.1-3 (год публикации - 2025)

12. Толоко Г.В. Применение амплитудного критерия начала ламинарно-турбулентного перехода в задаче о развитии волнового пакета на плоской пластине Труды 67-й Всероссийской научной конференции МФТИ, стр. 1-2 (год публикации - 2025)

13. Илюхин И.М., Егоров И.В. Турбулентное пятно в сверхзвуковом пограничном слое на параболическом профиле Прикладная механика и техническая физика, №2, Том 66, стр. 96 - 109 (год публикации - 2025)
10.15372/PMTF202415496

14. Егоров И.В., Илюхин И.М., Калугин С.Т. Прямое численное моделирование зарождения турбулентности в сверхзвуковом пограничном слое на параболическом профиле Известия РАН. Механика жидкости и газа/Fluid Dynamics, №4, стр. 82-94 (год публикации - 2025)
10.7868/S3034534025040076

15. Егоров И.В., Пальчековская Н.В. NUMERICAL SIMULATION OF THE NONLINEAR STAGE OF LAMINAR-TURBULENT TRANSITION IN A SUPERSONIC BOUNDARY LAYER IN THE PRESENCE OF ACOUSTIC DISTURBANCES Journal of Engineering Physics and Thermophysics, №1, Том 98, стр. 215-218 (год публикации - 2025)
10.1007/s10891-025-03092-4

16. Пальчековская Н.В. ИССЛЕДОВАНИЕ НЕЛИНЕЙНОЙ СТАДИИ ЛАМИНАРНО-ТУРБУЛЕНТНОГО ПЕРЕХОДА В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ ПОД ВОЗДЕЙСТВИЕМ АКУСТИЧЕСКИХ ВОЗМУЩЕНИЙ Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике:10-я российская конференция, г. Светлогорск Калининградской области, 16-21 сентября 2024 г.: Сборник трудов, стр.314-317 (год публикации - 2024)