Егоров И.В., Новиков А.В., Образ А.О. «Аномальное влияние отсоса на неустойчивость сверхзвукового пограничного слоя» Доклады Российской академии наук. Физика, технические науки, 503, № 1, с. 42-46 (2022)

Представлены результаты исследования устойчивости пристенного течения при сверхзвуковом обтекании плоской пластины с участком отсоса газа из пограничного слоя через стенку. Система отсоса обычно рассматривается как способ стабилизации пограничного слоя и затягивания ламинарно-турбулентного перехода, который работает при дозвуковых и невысоких сверхзвуковых скоростях. В настоящей работе исследуется влияние отсоса на развитие неустойчивостей в пограничном слое при больших сверхзвуковых скоростях. Проводится численное моделирование ламинарного обтекания пластины с участком постоянного отсоса различной интенсивности с помощью интегрирования уравнений Навье–Стокса. Неустойчивости в искаженном отсосом пограничном слое анализируются в рамках линейной теории устойчивости с помощью eN метода. Рассмотрены высокочастотные возмущения, относящиеся к плоским волнам второй моды Мэка, которая наиболее неустойчива при высоких скоростях. Обнаружено, что неустойчивости над участком отсоса могут аномальным образом усиливаться сильнее, чем в случае без отсоса.

Стабников А.С., Гарбарук А.В. «Алгебраическая модель ламинарно-турбулентного перехода для расчета турбулентных течений на основе метода моделирования отсоединенных вихрей» Научно-технические ведомости Санкт-Петербургского государственного политехнического университета. Физико-математические науки, 15, № 1, с. 16-29 (2022)

Предложен новый глобальный гибридный вихреразрешающий подход DDES SST KD, предназначенный для расчета отрывных течений при наличии перехода в присоединенном пограничном слое. Подход базируется на разработанной авторами модели перехода, основанной на полуэмпирической модели турбулентности SST и алгебраической модели перехода κ–ω KD. На примере задачи об обтекании цилиндра и сферы в широком диапазоне чисел Рейнольдса продемонстрировано преимущество предложенного подхода над оригинальным методом DDES SST.

Шалаев В.И., Выонг З.Х. «Влияние нестационарных возмущений на отделение тонкого тела» Труды Московского физико-технического института (государственного университета) (МФТИ), 14, № 3, с. 157-163 (2022)

На основе теории тонкого тела получено аналитическое решение аэродинамической задачи вычисления подъёмной силы и момента вращения при отделении тела вращения из каверны или с внешней подвески в однородный поток при наличии внешних нестационарных возмущений вертикальной скорости. Решения получены для трех фаз движения тела: в каверне, при пересечении слоя смешения и во внешнем потоке. Представлены соотношения для сил и моментов и их валидация на основе сравнения результатов расчетов с экспериментальными данными для движения тела из каверны в сверхзвуковой поток при наличии акустических возмущений.

Крайко А.Н., Шаповалов В.А. «Плоские и осесимметричные тела, обтекаемые с наибольшими "критическими" числами Маха» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 4, с. 86-95 (2022)

Строятся двумерные (плоские и осесимметричные) тела, которые при ряде дополнительных ограничений обтекаются идеальным (невязким и нетеплопроводным) газом с наибольшими "критическими" числами Маха М*. Если число Маха набегающего потока M₀0=M* равенство M=1 выполняется хотя бы в одной точке потока, а при M₀>M* появляются сверхзвуковые зоны, в общем случае с образованием ударных волн и волновым сопротивлением, растущим с ростом M₀. Как известно, максимальные M* реализуют двумерные конфигурации, при обтекании которых потоком с M₀=M* часть их контуров – отрезки звуковых линий тока. Тривиальными примерами таких конфигураций служат не возмущающие течение пластина под нулевым углом атаки и отрезок прямой ("осесимметричная игла") в равномерном потоке с M≈M₀!=M*≈1. Отнесенная к квадрату фиксированной хорды площадь их продольного сечения S=0. Если в дополнение к длине хорды задать площадь S>0, то критические контуры таких тел составят передний и задний торцы и соединяющие их без изломов верхняя и симметричная нижняя звуковые линии тока. При S→0 высота торцов стремится к нулю, M₀ и M* стремятся к единице и получаются тривиальные решения. Чтобы при S>0 избавиться от практически неизбежных отрывов за телами, построенными в предположении безотрывного обтекания, вводится ограничение на величину угла наклона контуров их кормовых частей. В результате вместо задних торцов появляются наклонные прямолинейные отрезки, и плоская критическая конфигурация становится симметричным профилем крыла. При принципиальной простоте структуры двумерных критических конфигураций известные методы их построения весьма сложны. Численные "инструменты", примененные в данном исследовании, оказались более простыми. В их основе лежат генетический алгоритм "прямой" оптимизации с представлением искомых отрезков звуковых линий тока кривыми Бернштейна–Безье и процедура установления с интегрированием уравнений течения идеального газа модифицированной схемой Годунова повышенного (на гладких решениях) порядка аппроксимации. Ранее эти инструменты развивались и применялись авторами и их коллегами при построении широкого круга оптимальных аэродинамических форм.

Vineeth V.K., Patel D.K. «Сравнительный анализ характеристик вихревого следа за машущим крылом, совершающим колебания различного типа» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 4, с. 108-133 (2022)

Выполнено сравнение характеристик следа за специально спроектированным крыловым профилем, совершающим угловые, вертикальные и смешанные (вертикально-угловые) колебания. Влияние параметров махового движения исследовано при постоянном числе Рейнольдса Re_c=2640 в диапазоне чисел Струхаля St_A, вычисленных по амплитуде, 0.1≤St_A≤0.4. Возникновение завихренности над и под профилем зависит от первоначального направления движения профиля и остается одним и тем же для всех типов рассмотренных машущих колебаний. Рассмотрена эволюция вихрей на передней и задней кромках. Вертикальные колебания профиля сильнее влияют на характеристики вихря на передней кромке. След за профилем, совершающим смешанные вертикально-угловые колебания, в основном определяется угловыми колебаниями при St_A<0.24 и вертикальными колебаниями при St_A>0.24. Расчеты силовых характеристик показывают, что существования одной лишь обратной дорожки Кармана недостаточно, чтобы развить тягу на профиле. На характеристики следа существенным образом влияет периодическая компонента пульсаций скорости. Приведены данные по анизотропному полю напряжений, развивающемуся вокруг профиля вследствие периодических пульсаций скорости. При помощи собственно ортогонального разложения идентифицированы когерентные структуры, развивающиеся в следе, и выполнено качественное сравнение этих структур для различных типов машущих колебаний. Перенос энергии от машущего крыла в поток жидкости максимальный в случае вертикальных колебаний, далее следуют смешанные и, наконец, угловые колебания.

Гапонов С.А. «Устойчивость пограничного слоя при внутреннем выделении тепла и подаче газа через пористую стенку» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 5, с. 41-50 (2022)

Решена задача устойчивости дозвукового пограничного слоя в условиях подвода тепла внутрь пограничного слоя с инжекцией однородного газа через пористую пластину, частично модулирующая устойчивость пограничного слоя с диффузионным горением. Во всем диапазоне исследованных параметров наиболее растущими являются двумерные волны. Установлено, что при фиксированной норме подвода тепла с увеличением числа Рейнольдса, т.е. при удалении от передней кромки пластины, максимальная температура в пограничном слое увеличивается, что согласуется с известными экспериментами и расчетами параметров пограничного слоя с диффузионным горением. При этом зависимость максимальных по частоте степеней усиления от числа Рейнольдса немонотонна. Показано, что инжекция газа с подводом тепла дестабилизирует пограничный слой, как и в его отсутствие. С другой стороны, показана стабилизирующая роль подвода тепла и в условиях вдува газа через пористую стенку. С увеличением частоты нарастающей волны фазовая скорость стремится к скорости в обобщенной точке перегиба. Несмотря на достаточно большие величины степеней нарастания, справедливо соотношение Гастера, согласно которому пространственная степень усиления равна временной степени усиления, поделенной на групповую скорость.

Таковицкий С.А. «Усеченные степенные тела как результат приближенного решения задачи Ньютона о теле с минимальным сопротивлением» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 5, с. 113-118 (2022)

Получено приближенное решение задачи Ньютона о теле, движение которого вызывает наименьшее сопротивление со стороны окружающей среды. Решение основано на допущении о тонкости тела и определяет класс оптимальных осесимметричных носовых частей, затупленных по торцу и имеющих образующую со степенной зависимостью радиуса от продольной координаты. Сопоставление с точным решением показало, что отличие по сопротивлению не превышает 1% при удлинении тела выше 1.4.

Lu X.G., Yi S.H., He L., Gang D.D., Ding H.L. «Экспериментальное исследование перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на стреловидной пластине при переменном числе Рейнольдса» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 5, с. 129-140 (2022)

Экспериментальное исследование процесса перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный проведено на плоской пластине с углом стреловидности передней кромки 45° в гиперзвуковой М=6.0 малошумной аэродинамической трубе. Исследованы мгновенные тонкие структуры течения в пограничном слое на стреловидной пластине при различных числах Рейнольдса в плоскостях поперек потока (по размаху пластины) с использованием метода рассеяния на наночастицах лазерным ножом (Nano-tracer Planar Laser Scattering, NPLS). В эксперименте число Рейнольдса на единицу длины (единичное число Рейнольдса) изменялось от 1.04·10⁷ до 2.61·10⁷ м^–1. Проанализированы характеристики пространственно-временной эволюции пограничного слоя, переходящего из ламинарного в турбулентный. Полученные результаты показывают, что с ростом числа Рейнольдса передний фронт ламинарнотурбулентного перехода в пограничном слое на наветренной стороне стреловидной пластины "опережает расписание", а плоскость перехода в общем случае параллельна передней кромке пластины с углом стреловидности 45°. Основная причина того, что турбулентность в пограничном слое развивается на коротком расстоянии, состоит во влиянии поперечного течения. Вместе с исследованием полосчатой структуры поперечного течения в изображениях, полученных при визуализации течения методом рассеяния на наночастицах лазерным ножом, изучены характеристики волны поперечного течения и проанализировано влияние волны поперечного течения в пограничном слое на ламинарно-турбулентный переход.

Shi-Long Xing, He-Yong Xu «Модель динамического срыва потока с профиля, применимая при больших углах отклонения закрылка на задней кромке» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 5, с. 141-150 (2022)

Предложена модель динамического срыва потока с профиля с закрылком на задней кромке, основанная на нейронной сети с долгосрочной кратковременной памятью (LSTM). В модели рассматриваются нелинейные аэродинамические силы, вызванные большим углом отклонения закрылка. Использован численный метод, основанный на нестационарных, осредненных по Рейнольдсу уравнениях Навье-Стокса (URANS). Рассчитаны коэффициенты аэродинамических сил, действующих на профиль при различных законах отклонения закрылка в ходе движения по тангажу. Результаты показывают, что максимальное значение коэффициента подъемной силы может уменьшиться на 15.4%, а максимальные значения коэффициента сопротивления и момента тангажа могут уменьшиться на 34.8 и 31.8% соответственно. Посредством закрылка можно эффективно снизить нагрузку, испытываемую профилем от момента тангажа при динамическом срыве вихрей. Полученные данные по коэффициентам аэродинамических сил использованы для обучения модели. Результаты, полученные на основе модели, показывают, что она в состоянии достаточно точно определить характеристики динамического срыва потока с профиля. Обсуждается влияние гиперпараметров нейронной сети с долгосрочной кратковременной памятью на предсказательные возможности модели. Последние тем выше, чем больше количество шагов по времени в реализации и количество входных параметров.

Ворожбит Е.Е., Петров А.В., Судаков В.Г. «Экспериментальное исследование выдува локальных струй для управления обтеканием крыла магистрального самолета» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 6, с. 17-26 (2022)

Представлены результаты экспериментальных исследований выдува струй для ослабления или подавления локальных отрывов потока с верхней поверхности модели механизированного крыла магистрального самолета при больших углах атаки в дозвуковой аэродинамической трубе Т-104 ЦАГИ с целью улучшения аэродинамических характеристик на режиме посадки. Выдув струй малой интенсивности осуществлялся из щелевых сопел на передних кромках крыла в областях его сочленения с фюзеляжем и с пилоном мотогондолы двигателя. Дано сравнение результатов, полученных для базовой конфигурации модели самолета без выдува струй и конфигураций с выдувом струй под различными углами к верхней поверхности крыла. Показано, что при всех исследованных вариантах увеличение интенсивности выдува струй приводит к практически монотонному повышению несущих свойств модели во всем диапазоне углов атаки. При одинаковых коэффициентах импульса наиболее эффективным является выдув струй в области сочленения крыла с фюзеляжем.

Алиева Д.А., Гришин И.И., Колинько К.А., Храбров А.Н., Шуховцов Д.В. «Гистерезис и асимметрия аэродинамических характеристик при развитии отрыва потока на модели самолета с прямым крылом большого удлинения» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 6, с. 35-41 (2022)

Экспериментально исследовано связанное развитие аэродинамической асимметрии и гистерезиса аэродинамических характеристик модели самолета c прямым крылом большого удлинения λ=10.6 при изменении угла атаки от 0 до 20° и обратно. Возникновение гистерезиса сопровождается несимметричным отрывом потока с консолей крыла. Увеличение числа Рейнольдса с Re=0.24·10⁶ до 0.32·10⁶ приводит к усилению гистерезисных эффектов. Показано, что несимметричное отклонение элеронов на 40° и/или интерцепторов на –60° может привести к исчезновению асимметрии или смене ее знака.

Исаев С.А., Судаков А.Г., Никущенко Д.В., Чунг К. «Влияние сжимаемости на уловленный вихрь в зазоре между соосными диском и цилиндром и сопротивление компоновки при осесимметричном до-, транс- и сверхзвуковом обтекании» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 6, с. 125-134 (2022)

Представляется численное исследование влияния сжимаемости воздуха на циркуляционное течение в крупномасштабном вихре, уловленном в зазоре между соосными диском и цилиндром. До-, транс- и сверхзвуковое осесимметричное обтекание и сопротивление близкой к оптимальной по профильному сопротивлению для несжимаемой среды компоновки тела диск-цилиндр-диск рассматривается в диапазоне чисел Маха М от 0 до 3. Обосновываются сеточная сходимость и адекватность численных прогнозов при их сравнении с имеющимися экспериментальными данными. Наблюдаемая в трансзвуковом диапазоне чисел М с 0.75 до 0.95 перестройка ударно-волновой структуры от возникающего прямого скачка над сдвиговым слоем и до формирования лямбда скачка над боковой поверхностью цилиндра обусловливает быстрый рост волнового сопротивления компоновки. Показано, что свыше M=0.8 плотность, температура, характеристики турбулентности в ядре уловленного вихря меняются слабо.

Бычков О.П., Копьев В.Ф., Фараносов Г.А. «Азимутальная декомпозиция шума струи, истекающей из двухконтурного сопла» Акустический журнал, 68, № 4, с. 415-426 (2022)

С помощью метода азимутальной декомпозиции исследован азимутальный состав шума струи, истекающей из двухконтурного сопла с раздельным смешением потоков внешнего и внутреннего контуров. Рассмотрены различные сочетания скоростей истечения внутренней и внешней струй. Проанализированы особенности, наблюдаемые в спектральных характеристиках и в формах направленностей отдельных азимутальных мод, в частности, превышение шума соосной струи над шумом эквивалентной полностью перемешанной струи при существенном различии скоростей в каналах внешнего и внутреннего контуров. Показано также, что различие между ними имеет место во всех трех азимутальных модах, а главную проблему для моделирования шума составляет переходная область соосной струи. Ключевые слова: турбулентная струя, волны неустойчивости, активное управление, управление шумом

Липатов И.И., Петруханов В.Н., Тимофеев Г.М. «Свободное взаимодействие течения в ламинарном пограничном слое с движущейся вверх по потоку волной разрежения» Прикладная механика и техническая физика, 83, № 1, с. 11-15 (2022)

С использованием теории свободного взаимодействия исследованы процессы взаимодействия волны разрежения с течением в ламинарном пограничном слое. Найдены численные решения нелинейной задачи при различных значениях безразмерной скорости движения волны. Получены распределения индуцированного давлением напряжения трения на поверхности.

Липатов И.И., Тугазаков Р.Я. «Механизм образования берстинга при обтекании узкой пластины сверхзвуковым потоком газа» Прикладная механика и техническая физика, 83, № 2, с. 37-47 (2022)

С использованием методов прямого численного моделирования уравнений Навье–Стокса верифицированы теоретические результаты, полученные в рамках слабонелинейной модели развитого пограничного слоя при обтекании узкой пластины. В рамках модели полного нелинейного взаимодействия исследован механизм выброса газа (берстинг) с поверхности теплоизолированной пластины, обтекаемой сверхзвуковым потоком газа с числом Маха M=2. Показано, что в случае внешних возмущений слабой интенсивности переход от ламинарного обтекания пластины к турбулентному происходит вследствие резонансного трехволнового взаимодействия волн. Подтверждены теоретические результаты, связывающие перераспределение энергии между пульсациями и процесс образования пространственной структуры.

Енгулатова М.Ф., Ливерко Д.В., Лысенков А.В., Матяш С.В., Савельев А.А. «Моделирование отрывных течений в воздухозаборниках реактивных двигателей» Прикладная механика и техническая физика, 83, № 4, с. 46-55 (2022)

Для учета сертификационных режимов в задачах оптимизации мотогондолы двухконтурного турбореактивного двигателя создана методика численного определения характеристик воздухозаборника в режиме работы двигателя при наличии бокового ветра. Исследованы особенности течения и аэродинамические характеристики воздухозаборника в этих режимах. Для валидации расчетной методики, основанной на решении системы уравнений Навье–Стокса, осредненных по Рейнольдсу, проведены эксперименты в аэродинамической трубе. Для моделирования ламинарно-турбулентного перехода в расчете использована ?-модель турбулентности Ментера, учитывающая сжимаемость газа.

Егоров И.В., Зыонг Н.Х., Нгуен Н.К., Пальчековская Н.В. «Численное моделирование влияния волны Маха на ламинарно-турбулентный переход в сверхзвуковом пограничном слое» Доклады Российской академии наук. Физика, технические науки, 504, № 1, с. 36-40 (2022)

Рассматриваются результаты численного моделирования влияния падающей волны Маха на процесс ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковом пограничном слое на плоской пластине, обтекаемой сверхзвуковым потоком совершенного газа при числе Маха М=2.5. Рассмотрено влияние амплитуды падающей волны Маха на ламинарно-турбулентный переход в сверхзвуковом пограничном слое. Показано, что влияние волны Маха с амплитудой 5% приводит к образованию турбулентного клина в пограничном слое на плоской пластине.

Molchanov A.M., Yanyshev D.S., Bykov L.V. «Numerical Investigation of a Supersonic Flow in the Near Wake Region of a Cylindrical Afterbody» Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Серия: Естественные науки, № 3, с. 86-95 (2022)

A computational study of a supersonic flow in the base region and the nearest wake of a cylindrical body moving at a supersonic speed have been carried out. A mathematical model of high-enthalpy flows is presented. In this case, the "prehistory" of the flow was taken into account, i.e., the configuration of the computational domain was as close as possible to the real one. The use of various turbulence models for calculating flow in the base region and the nearest wake was analyzed. The following turbulence models were considered: 1) the Spalart–Allmaras model; 2) SST model; 3) standard κ–ε model; 4) κ–ε model with compressibility correction; 5) κ–ε RNG (renormalized group) model; 6) κ–ε Realizable model; 7) standard Reynolds Stress (RS) model; 8) RS BSL (Reynolds stress baseline) model. Based on a comparison of the calculation results with experimental data, it is shown that: 1) when calculating the flow in the base region and in the wake of the vehicle, it is very important to take into account the "prehistory" of the flow, i.e., to calculate the flow around the entire vehicle; 2) the best match was obtained using Reynolds Stress models and the κ–ε RNG model