Кириловский С.В. Бойко А.В. Демьянко К. Нечепуренко Ю.М. Поплавская Т.В.
Моделирование ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое скользящего крыла в дозвуковом потоке под углом атаки
Reporter: Кириловский С.В.
С целью включения прогнозирования ламинарно-турбулентного перехода в вычислительные коды гидродинамики авторами разработан модуль расчета положений перехода в трехмерных сжимаемых течениях, который был интегрирован в газодинамический пакет общего назначения ANSYS Fluent. Модуль расчета ЛТП, определяющий положения начала и конца перехода на обтекаемой потоком поверхности, создан на базе разработанного ранее в ИТПМ СО РАН программного комплекса LOTRAN 3.x. В основе LOTRAN 3.x лежит физически обоснованный метод N-фактора (еN-метод), реализованный для прогнозирования ЛТП в вязких сжимаемых трехмерных течениях с использованием оригинальных специализированных матричных алгоритмов. Блок ЛТП, созданный на базе LOTRAN 3.x, работает совместно с газодинамическим пакетом ANSYS Fluent в виде отдельного подключаемого модуля.
В работе проведено численное моделирование обтекания дозвуковым потоком воздуха (U∞=10-36 м/с) модели скользящего крыла с углом стреловидности 45° и хордой 700 мм при нескольких углах атаки (-5, 0, +3град.),и определены положения ламинарно-турбулентного перехода для различных механизмов неустойчивости. Выполненные расчеты согласуются с имеющимися экспериментальными данными и показывают, что при обтекании крыла потоком под углом атаки -5град. благоприятный градиент давления препятствует росту волн Толлмина–Шлихтинга, и на большей части верхней поверхности крыла ламинарно-турбулентный переход наступает вследствие неустойчивости пограничного слоя к вихрям поперечного течения. При углах атаки 0 и +3град. доминирует механизм неустойчивости пограничного слоя к волнам Толлмина-Шлихтинга.
To reports list