Семинар по фундаментальным проблемам аэродинамики в формате видеоконференции ЦАГИ им. Н.Е. Жуковского, ИТПМ СО РАН, СПбПУ, ИМех МГУ

Тема: Прямое численное моделирование перехода к турбулентности в сверхзвуковом пограничном слое при числах Маха 2 и 6

Авторы: Алексей Николаевич Кудрявцев, Дмитрий Владимирович Хотяновский (ИТПМ СО РАН) khotyanovsky@itam.nsc.ru, alex@itam.nsc.ru

Выполнено прямое численное моделирование развития возмущений и перехода к турбулентности в сверхзвуковом пограничном слое на плоской пластине. Расчеты проведены при числах Маха набегающего потока M = 2 и 6. Использованный при проведении расчетов код основан на применении схем сквозного счета высокого порядка точности. Стационарное основное течение возбуждалось путем введения на входной границе возмущения, имеющего вид суперпозиции собственных функций линейной задачи устойчивости. При числе Маха M = 2 моделировался сценарий перехода, связанный с ростом и нелинейным взаимодействием двух наклонных волн Толлмина-Шлихтинга. При числе Маха M = 6 рассматривалось развитие суперпозиции двумерных возмущений второй моды и трехмерных возмущений первой моды. В обоих случаях рост трехмерных возмущений приводил к появлению мелкомасштабных пульсаций, стохастизации течения и переходу к турбулентности. На рис. 1а развитие волн неустойчивости при M = 6 визуализировано с помощью построения изоповерхностей Q-критерия. Переход к турбулентности сопровождался резким повышением уровня пульсаций, толщины пограничного слоя и коэффициента трения. На рис. 1б полученное в расчете при M = 6 распределение коэффициента трения вдоль пластины показано вместе с соответствующими распределениями для ламинарного и развитого турбулентного пограничных слоев. Моделировался также переход к турбулентности, вызванный нанесенной на пластину распределенной шероховатостью.