Питеримова М.В.   Косинов А.Д.   Семенов Н.В.   Яцких А.А.   Ермолаев Ю.Г.   Кочарин В.Л.  

Экспериментальное исследование возбуждения и эволюции противовращающихся продольных вихрей в пограничном слое плоской пластины при M=2 (Шерегеш)

Докладчик: Питеримова М.В.

Введение. Изучение ламинарно-турбулентного перехода является одной из важнейших задач аэродинамики. При сверхзвуковых скоростях с поверхностей летательных аппаратов могут испускаться волны Маха, которые оказывают воздействие на течение в пограничном слое крыла. Эксперименты, в которых исследовано такое воздействие, представлены и подробно описаны в [1-5]. В проведенных ранее экспериментах [1-5] по исследованию воздействия внешних волн Маха на течение в пограничном слое получено, что волны Маха способны порождать продольные вихри в пограничном слое. В настоящей работе изучается возбуждение и развитие противовращающихся продольных вихрей в сверхзвуковом пограничном слое плоской пластины.
Постановка экспериментов. Эксперименты проводились в сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-325 ИТПМ СО РАН при числе Маха 2 и единичном числе Рейнольдса Re1 = 8*106 м−1. Подробное описание установки приведено в [6]. В экспериментах использовалась модель плоской пластины, установленной под нулевым углом атаки. Вихри в пограничном слое модели порождались слабыми ударными волнами, генерируемыми двумя 2D-неровностями на стенках рабо-чей части трубы. Измерения выполнены термоанемометром постоянно-го сопротивления.
Результаты. В результате работы получено, что в области нахождения вихрей наблюдается увеличение уровня пульсационной составляющей потока, сопровождающееся изменением среднего течения. Показано, что ам-плитуда пульсаций в пограничном слое увеличивается вниз по потоку, в то время как положение вихрей и их ширина вниз по потоку не изменяется. По условиям экспериментов взаимодействие продольных вихрей не наблюдается. Спектральный и статистический анализ данных показал, что продольные вихри не приводят к ламинарно-турбулентному переходу.

Работа выполнена в рамках Программы фундаментальных научных исследований государственных академий наук на 2013-2020 годы (проект АААА-A17-117030610125-7). Эксперименты выполнены на базе ЦКП «Механика».

Список литературы
1. Kosinov A.D., Yatskikh A.A., Yermolaev Yu.G., Semionov N.V., Kolosov G.L., Piterimova M.V. On mechanisms of the action of weak shock waves on laminar-turbulent transition in supersonic boundary layer // AIP Conference Proceedings vol 1893 (Melville: AIP Publishing) p 030072 DOI: 10.1063/1.5007530
2. Vaganov A.V., Ermolaev Yu.G., Kolosov G.L., Kosinov A.D., Panina A.V. and Semionov N.V. Impact of incident Mach wave on supersonic boundary layer// Thermophysics and Aeromechanics. 2016. DOI: 10.1134/S0869864316010054.
3. Косинов А. Д., Семёнов Н. В., Яцких А. А., Ермолаев Ю. Г., Питеримова М. В. Экспериментальное исследование взаимодействия слабых ударных волн со сверхзвуковым пограничным слоем плоской затупленной пластины при числе Маха 2 // Сибирский физический журнал. 2018. Т. 13, № 3. С. 16–23.
4. Kocharin V.L., Semionov N.V., Kosinov A.D., Yermolaev Yu.G., Yatskikh A.A. Experimental study of effect of a couple of weak shock waves on boundary layer of the blunt flat plate // XIX International Conference on the Methods of Aerophysical Research (ICMAR 2018) (Novosibirsk, Russia, 13–19 Aug., 2018): AIP Conference Proceedings. Vol.2027, No.1. S.l., 2018. -040026(5) p. DOI: 10.1063/1.5065300
5. Ermolaev Yu. G., Kosinov A. D., Kocharin V. L., Semenov N. V., and Yatskikh A. A. Experimental investigation of the weak shock wave influence on the boundary layer of a flat blunt plate at the Mach number 2.5 // Fluid Dynamics, 2019, Vol. 54, No. 2, pp. 257–263.
6. Багаев Г.И., Лебига В.А., Приданов В.Г., Черных В.В.. Сверхзвуковая аэродинамическая труба Т-325 с пониженной степенью турбулентности.// Аэрофизические исследования. - Новосибирск, 1972. - С.11-13.


К списку докладов