Развитие неустойчивости и ламинарно-турбулентный переход в высокоскоростных течениях

en 

Быстрое развитие компьютерной техники привело к огромному прогрессу в численном моделировании развития неустойчивости течения, ламинарно-турбулентного перехода и турбулентности. Широкое распространение получил метод прямого численного моделирования (DNS). Численное моделирование с использованием этого подхода является одной из областей науки, потребляющих значительную долю машинного времени крупнейших суперкомпьютерных центров. Тем не менее лучшее понимание и возможность управления переходом к турбулентности является одним из самых важных условий разработки перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов, а также чрезвычайно важно при разработке более безопасных капсул возвращаемых космических аппаратов.

Планируется, что в лаборатории будут разработаны и применены к этой проблеме вычислительные программы для DNS на основе схем сквозного счета высокого порядка точности, как WENO схемы. Будет проведено моделирование развитие неустойчивости потока и переход к турбулентности в пограничном слое при гиперзвуковых скоростях. Будут исследованы особенности перехода при больших числах Маха, когда доминирующей является так называемая вторая мода неустойчивости. Важнейшим условием успеха планируемых исследователей будет тесное взаимодействие, в рамках лаборатории, вычислителей и экспериментаторов, возможность постановки специальных экспериментов с использованием наиболее современных методов экспериментальной диагностики.

Особое внимание будет уделено исследованию возможности управления ламинарно-турбулентным переходом. Будут выполнены расчеты и эксперименты по стабилизации гиперзвукового пограничного слоя с помощью структурированных (пористых, поглощающих ультразвук) покрытий. Известно, что такие покрытия могут существенно задерживать развитие второй моды неустойчивости, но до настоящего времени не проводилось моделирований более поздних, трехмерных стадий перехода в пограничном слое над поверхностями, поглощающими ультразвук. Будут разработаны граничные условия для моделирования на основе численного анализа течений в пористых средах с использованием кинетического подхода (метод ПСМ и эллипсоидальная статистическая модель). Также планируется выполнить исследование возможности управления ламинарно- турбулентным переходом с помощью локального нагрева, включая использование интерференционного управления, когда развитие волн Толлмина-Шлихтинга будет подавляться деструктивной интерференцией с возмущениями, порожденными локальным нагревом поверхности.

Будет изучено влияние эффектов реального газа на генерацию и развитие возмущений в пограничном слое. Эффекты релаксации могут существенно влиять на переход к турбулентности, приводя к увеличению числа Рейнольдса перехода почти на порядок величины. Задержка перехода, вызванная неравновесностью течения должна быть учтена при разработке аэрокосмической техники. С этой целью планируются изучить неравновесную аэрофизику при обтекании тел высокотемпературным гиперзвуковым потоком неравновесного газа, содержащим как двухатомные, так и многоатомные молекулы. Данная задача непосредственно связана с проблемой входа КА в атмосферы таких планет, как Марс, Венера, а также Юпитер, Сатурн и их спутников. В связи с планируемыми в перспективе полетами к этим небесным телам, исследования влияния эффектов реального газа на газодинамику обтекания, параметры тепловой нагрузки спускаемых космических аппаратов, устойчивость гиперзвукового пограничного слоя на их поверхности является одной из приоритетных задач мирового аэрокосмического сообщества на ближайшее десятилетие.

В рамках проекта будет определено влияние состава и относительного количества многоатомных добавок в потоке на положение ламинарно-турбулентного перехода и волновые процессы в пограничном слое. Проект включает детальное исследование особенностей возникновения и развития возмущений в гиперзвуковом вязком ударном слое при очень больших (M=12-21) скоростях набегающего потока. Вязкий ударный слой представляет собой область течения между обтекаемой поверхностью и головной ударной волной. Он формируется на передних кромках гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), где локальное число Рейнольдса еще невелико и вязкие силы доминируют в области течения за головной ударной волной. Возмущения, образующиеся в ударном слое, распространяются затем вниз по потоку и оказывают влияние на развитие неустойчивости и ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое гиперзвукового летательного аппарата в целом, в связи с чем весьма актуальной представляется проблема управления их интенсивностью.

Будет рассмотрена генерация возмущений под воздействием акустических волн внешнего потока (процесс восприимчивости) и пульсаций вдув-отсос на поверхности пластины. В ходе исследований будет опробован метод управления с помощью звукопоглощающих покрытий на поверхности пластины, расположенной под углом атаки к набегающему потоку. Для условий ненулевого угла атаки в ударном слое возникают возмущения сразу трех мод неустойчивости (вихревой, энтропийной и акустической), что существенно усложняет управление возмущениями.

Для перенесения этих результатов на условия реального полета будут исследованы эффекты реального газа, связанные с возбуждением колебательных степеней свободы молекул и физико-химическими превращениями. С этой целью в комплексном экспериментально-расчетном исследовании будут получены данные о характеристиках возмущений, генерируемых внешними возмущениями, при различных углах атаки пластины, обтекаемой гиперзвуковым высокотемпературным потоком смесей газов, определить эффективность подавления пульсаций звукопоглощающими покрытиями поверхности с учетом эффектов реального газа и подобрать наиболее эффективные звукопоглощающие материалы.

Назад