Доклады Российской академии наук. Физика, технические науки, 2021, T. 497, № 1, стр. 40-43
ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ВОСПРИИМЧИВОСТИ СВЕРХЗВУКОВОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ К АКУСТИЧЕСКИМ ВОЗМУЩЕНИЯМ В ТЕЧЕНИЯХ СЖАТИЯ И РАЗРЕЖЕНИЯ
Член-корреспондент РАН И. В. Егоров 1, 2, *, Н. В. Пальчековская 1, 2, **
1 Московский физико-технический институт (национальный исследовательский университет)
Долгопрудный, Московская обл., Россия
2 Центральный аэрогидродинамический институт
Жуковский, Московская обл., Россия
* E-mail: egorov.ivan.v@mipt.ru
** E-mail: palchekovskaia.nv@mipt.ru
Поступила в редакцию 20.01.2021
После доработки 20.01.2021
Принята к публикации 25.01.2021
Аннотация
Численно исследована восприимчивость пограничного слоя на плоской пластине к акустическим возмущениям в набегающем сверхзвуковом потоке газа. Рассмотрены углы атаки, при которых в поле течения формируются как ударные волны, так и веер волн разрежения. Изучены особенности взаимодействия этих структур с акустическими волнами и получены закономерности в формировании области неустойчивости пограничного слоя на пластине.
Летательные аппараты (ЛА) движутся на крейсерском режиме, как правило, на малых положительных углах атаки. При этом на поверхности ЛА формируются течения сжатия и разрежения. Явления, связанные с ламинарно-турбулентным переходом (ЛТП) на подветренной стороне ЛА, представляются крайне важными, но при этом малоизученными. Исследования возникновения турбулентности в пограничных слоях являются актуальными на протяжении многих лет. Это обусловлено тем, что предсказание местоположения ЛТП и управление переходом – важные практические задачи. Для гиперзвуковых течений эти задачи стоят особенно остро, так как переход влияет не только на аэродинамическое качество ЛА, но и ведет к резкому увеличению тепловых потоков к обтекаемой поверхности. Переход к турбулентности – сложный нестационарный процесс, зависящий от большого числа параметров и развивающийся по разным сценариям [1]. Так как этот процесс зависит от спектрального состава и уровня возмущений набегающего потока, полное моделирование натурных условий невозможно в аэродинамических трубах, в особенности при больших скоростях потока [2]. Поэтому задачи исследования начальных стадий ЛТП, таких как восприимчивость и неустойчивость течения в маловозмущенном потоке, являются актуальными. В данной работе изучен процесс восприимчивости на пластине под различными углами атаки на сверхзвуковых режимах обтекания.
ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ И МЕТОДЫ ЧИСЛЕННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ
Моделирование проводилось с помощью численного решения нестационарных уравнений Навье–Стокса в двумерной постановке. Это обусловлено тем, что в данной работе рассматривалась вторая мода возмущений, являющаяся наиболее неустойчивой при больших сверхзвуковых скоростях потока и имеющая двумерный характер поведения [3]. Основные расчетные исследования проведены для модели совершенного газа. Все величины входят в консервативную запись уравнений в безразмерном виде. При обезразмеривании уравнений Навье–Стокса декартовы координаты отнесены к характерному линейному размеру, время – к характерному времени, компоненты вектора скорости – к модулю вектора скорости набегающего потока, давление – к удвоенному скоростному напору набегающего потока, остальные газодинамические переменные – к их значениям в набегающем потоке. При таком обезразмеривании в уравнениях Навье–Стокса появляются основные параметры подобия: показатель адиабаты, число Маха набегающего потока, число Рейнольдса, число Прандтля. Обезразмеренные таким образом уравнения Навье–Стокса использовались при численном интегрировании. Интегрирование уравнений Навье–Стокса выполнялось с помощью интегро-интерполяционного метода (метода конечного объема). Его применение к уравнениям Навье–Стокса позволяет получить разностные аналоги законов сохранения. Для монотонной разностной схемы вычисление потоков в полуцелых узлах осуществлялось на основе решения задачи Римана о распаде произвольного разрыва. При аппроксимации конвективной составляющей векторов потоков в полуцелых узлах использована схема WENO третьего порядка точности. При аппроксимации диффузионной составляющей векторов потоков на грани элементарной ячейки применяется разностная схема типа центральных разностей второго порядка точности. В результате разностной аппроксимации уравнений Навье–Стокса и соответствующих граничных условий на некоторой сетке интегрирование нелинейных дифференциальных уравнений в частных производных сводилось к решению системы нелинейных алгебраических уравнений. Для решения нелинейных сеточных уравнений использовался модифицированный метод Ньютона–Рафсона. Численный метод реализован на многопроцессорной супер-ЭВМ кластерного типа [4].
Задача восприимчивости решалась в два этапа. Сначала методом установления рассчитывалось стационарное поле течения. Затем на входной и верхней границах расчетной области ставились нестационарные граничные условия, моделирующие акустическую волну с заданной частотой и компонентами волнового вектора, и далее решалась нестационарная задача. Вычисления производились до тех пор, пока не установится гармоническое по времени поле возмущения.
Расчетная сетка для всех случаев имела размерность 6050 × 603 узлов и разбивалась на 96 блоков, каждый из которых обрабатывался на одном ядре многопроцессорной супер-ЭВМ. На поверхности пластины ставились условия прилипания для скорости и изотермическое условие для температуры с температурным фактором tw = 0.3, что соответствует холодной стенке. На правой выходной границе ставилось условие экстраполяции зависимых переменных.
Первым этапом решалась задача невозмущенного обтекания пластины с числом Маха набегающего потока M∞ = 6, температурой T∞ = 80 K, числом Рейнольдса ReL,∞ = 3 × 107, рассчитанным по длине пластины. На входной границе ставились условия Дирихле, на верхней границе ставились условия экстраполяции зависимых переменных. В результате методом установления по времени получалось стационарное поле течения с ударной волной при углах атаки набегающего потока AoA = –5○ и AoA = 0○ или с веером волн разрежения при AoA = 5○.
Вторым этапом на полученное стационарное поле накладывались возмущения в виде монохроматической акустической волны [5]. Рассматривались отдельно случаи быстрой и медленной акустических волн. В данной работе выбрана амплитуда акустических возмущений ε = 10–7 для обеспечения линейности процесса восприимчивости. Для каждого режима частота акустических волн выбиралась так, чтобы область неустойчивости находилась в пределах расчетной области и полученное усиление было одинаково (N-фактор, примерно, был равен одному и тому же числу [3]). Безразмерные частоты (частота нормирована на отношение скорости набегающего потока к характерному линейному размеру) и углы падения акустических волн для каждого угла атаки представлены в табл. 1.
РЕЗУЛЬТАТЫ ЧИСЛЕННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ
В анализе полученных результатов в основном использовались поля возмущений скорости, давления и температуры, которые представляют собой разность полей с акустическими возмущениями в набегающем потоке и стационарных полей без возмущений. В случае AoA = –5○ и быстрой акустической волны в набегающем потоке фазовая скорость возмущений сходится к фазовой скорости моды F (по терминологии [6]) от передней кромки до x = 0.03. Это наглядно демонстрируется полем возмущений давления вблизи передней кромки: при x ≃ 0.03 исчезают “перемычки”, соединяющие ячеистые структуры в пограничном слое с полосчатыми структурами, идущими от ударной волны (рис. 1). Затем мода F накачивает моду S (по терминологии [6]) и, начиная с x = 0.15, доминирует мода S (рис. 2). В случае AoA = –5○ и медленной акустической волны фазовая скорость быстро сходится к фазовой скорости моды S. Затем наблюдаются осцилляции, которые исчезают вблизи x = 0.15. В случае AoA = 0○ поведение фазовых скоростей схоже с режимом AoA = –5○, но мода S начинает доминировать значительно ниже по потоку – вблизи x = 0.3. На рис. 3 представлено поле возмущений давления вблизи передней кромки для угла атаки AoA = 5○, когда на процесс восприимчивости оказывает влияние веер волн разрежения. При AoA = 5○ поведение фазовых скоростей также аналогично предыдущим режимам, а мода S доминирует, начиная с x = 0.6.
Эти результаты позволяют сделать вывод о том, что мода F (мода S) возбуждается быстрой (медленной) акустической волной в малой окрестности передней кромки пластины. Далее вниз по потоку происходит межмодовый обмен, в результате чего до конца расчетной области наблюдается доминирование неустойчивой моды S.
Распределения возмущений давления вдоль поверхности пластины демонстрируют развитие возмущений в поле течения. Можно видеть, что при увеличении угла атаки область неустойчивости значительно сдвигается вниз по потоку (рис. 4).
Список литературы
Устинов М.В. Ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое (обзор) // Ученые записки ЦАГИ. 2013. Т. XLIV. № 1. С. 3–43.
Lin R.-S., Malik M.R. Stability and transition in compressible attachment-line boundary-layer flow // SAE Technical Paper 952041, 1995.
Fedorov A. Transition and stability of high-speed boundary layers // Annu. Rev. Fluid Mech. 2011. V. 43. P. 79–95.
Егоров И.В., Новиков А.В. Прямое численное моделирование ламинарно-турбулентного обтекания плоской пластины при гиперзвуковых скоростях потока // ЖВМиМФ. 2016. Т. 56. № 6. С. 145–162.
Егоров И.В., Судаков В.Г., Федоров А.В. Численное моделирование восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя к акустическим возмущениям // Изв. РАН. Механика жидкости и газа. 2006. Т. 41. № 1. С. 42–53.
Fedorov A.V. Receptivity of a high-speed boundary layer to acoustic disturbances // J. Fluid Mech. 2003. V. 491. P. 101–129.
Дополнительные материалы отсутствуют.
Инструменты
Доклады Российской академии наук. Физика, технические науки