Учёные записки ЦАГИ, ВЫПУСК №1, 2013г.

Ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое (обзор). Часть 1. Основные виды ламинарно-турбулентного перехода на стреловидном крыле

М. В. Устинов

Представлен обзор теоретических и экспериментальных исследований ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое на стреловидном крыле. Проводится критический анализ их результатов с точки зрения возможности применения для разработки методов предсказания положения перехода в натурных условиях и при испытаниях в аэродинамических трубах. Особое внимание уделено восприимчивости пограничного слоя к внешним возмущениям, которая имеет определяющее значение для корректного определения точки перехода.

Ключевые слова: ламинарно-турбулентный переход, гидродинамическая неустойчивость, восприимчивость, турбулентность, пограничный слой, стреловидное крыло.

Численное моделирование положения ламинарно-турбулентного перехода на крыле с ламинаризированным профилем lv6

В. В. Вождаев, А. Ф. Киселев, Д. С. Сбоев, Л. Л. Теперин, С. Л. Чернышев

В работе исследуется применение модели турбулентности Лантри — Ментера для определения ламинарно-турбулентного перехода на поверхности прямого крыла, установленного в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-124. Сравнение расчетных и экспериментальных данных показало, что данная модель позволяет с удовлетворительной точностью определить зону ламинарно-турбулентного перехода для различных значений начальной степени турбулентности, которая в экспериментальных исследованиях изменялась с помощью сетки. В работе показано также влияние стенок трубы на распределение давления и положение зоны ламинарно-турбулентного перехода.

Ключевые слова: аэродинамическая труба, крыло, ламинарно-турбулентный переход, вычислительная гидродинамика, модель турбулентности.

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ДИЭЛЕКТРИЧЕСКОГО БАРЬЕРНОГО РАЗРЯДА НА ПУЛЬСАЦИИ СКОРОСТИ И ДАВЛЕНИЯ В ДОЗВУКОВОЙ СТРУЕ

А. П. КУРЯЧИЙ, В. М. ЛИТВИНОВ, В. В. СКВОРЦОВ, А. А. УСПЕНСКИЙ

Применительно к задаче снижения шума реактивных струй авиационных двигателей проведено исследование влияния диэлектрического барьерного разряда, создаваемого внутри осесимметричного дозвукового сопла вблизи его выходного сечения, на пульсации скорости и статического давления в формируемой соплом струе при ее скорости в диапазоне 80–135 м/с. Представлены данные о влиянии барьерного разряда на распределение осредненной скорости на выходе из сопла, на спектры пульсаций скорости и давления, а также на трансформацию этого влияния по мере удаления от среза сопла.

Ключевые слова: диэлектрический барьерный разряд, ДБР-актуатор, дозвуковая скорость, пульсации скорости, пульсации давления.

МЕХАНИЗМ ОБРАЗОВАНИЯ ПУЛЬСАЦИЙ ДАВЛЕНИЯ ПРИ ПАДЕНИИ УДАРНОЙ ВОЛНЫ НА ПОГРАНИЧНЫЙ СЛОЙ

И. И. ЛИПАТОВ, Р. Я. ТУГАЗАКОВ

Проведено численное и аналитическое исследование внутренней структуры ламинарного пограничного слоя, оторвавшегося от плоской пластины, обтекаемой сверхзвуковым потоком газа (число М = 2), при падении на нее ударной волны. В рамках нестационарных уравнений Навье — Стокса рассмотрен процесс образования области отрыва и получена детальная кар-тина течения газа в этой области со вторичным отрывом. Объяснен механизм возникновения крупномасштабных пульсаций давления на стенке в отрывной зоне перед точкой падения ударной волны.

Ключевые слова: пограничный слой, ударная волна, отрывная зона, пульсации давления.

РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МОДЕЛИ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ИНТЕГРАЛЬНОЙ КОМПОНОВКИ

С. М. ЗАДОНСКИЙ, А. П. КОСЫХ, Г. Г. НЕРСЕСОВ, И. Ф. ЧЕЛЫШЕВА, С. В. ЧЕРНОВ, В. Л. ЮМАШЕВ

Проведено численное моделирование невязкого обтекания трех вариантов идеализированной компоновки гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) с протоком газа через профилированный канал воздушно-реактивного двигателя (ВРД) при числе Minf=6 и углах атаки alpha = 0–10°. Рассмотрено влияние передних щек воздухозаборника (ВЗ) на аэродинамические характеристики аппарата с затупленным клиновидным фюзеляжем. Оценен вклад в них отдельных элементов ГЛА. Расчетные данные дополнены результатами физических экспериментов, проведенных в аэродинамической трубе АДТ Т-121 ЦАГИ.

Ключевые слова: гиперзвуковой летательный аппарат, численное моделирование, физический эксперимент, аэродинамические характеристики.

ВОЗМОЖНОСТЬ ПРЕВЫШЕНИЯ МАКСИМУМА ЭФФЕКТИВНОСТИ ВЕТРОДВИГАТЕЛЯ БЕТЦА — ЖУКОВСКОГО

В. Ф. МОЛЧАНОВ

Согласно исследованиям Н. Е. Жуковского и А. Бетца, касающимся ветродвигателя, максимальный коэффициент использования энергии ветра xi = 59.3%. Этот результат получен из решения задачи обтекания многолопастных соосных винтов с прямыми лопастями. В статье показано, что использование искривленных лопастей увеличивает xi.

Ключевые слова: эффективность ветродвигателя, вихревая поверхность, искусственная погрешность.

АНАЛИЗ ИЗМЕНЕНИЯ ДИНАМИЧЕСКИХ СВОЙСТВ САМОЛЕТА ПРИ СОГЛАСОВАНИИ ИНФОРМАЦИИ МЕЖДУ РЕЗЕРВИРОВАННЫМИ КАНАЛАМИ ЦИФРОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

С. Г. БАЖЕНОВ, Ю. Ф. ШЕЛЮХИН

Рассмотрена проблема влияния наиболее распространенных видов согласования информации между каналами резервированной цифровой системы управления (СУ) на динамические свойства самолета с такой СУ. Учитывается согласование входной информации, выходных значений интегральных звеньев и сигналов апериодических фильтров с использованием цифровых линий связи между каналами. При анализе используются частотные методы. Дается оценка дополнительного запаздывания, вносимого при согласовании входной информации, изменения коэффициента интегрального звена и постоянной времени апериодического фильтра вследствие выравнивания их выходных значений. Проведен расчет областей устойчивости непрерывной системы, цифровой одноканальной системы и цифровой резервированной системы с выравниванием информации.

Ключевые слова: цифровая система управления, резервирование, асинхронность, вы-равнивание информации, частотная характеристика, область устойчивости, фильтр.

ВЛИЯНИЕ ПЕРИОДИЧЕСКОЙ НЕРАВНОМЕРНОСТИ ПОТОКА НА УСТОЙЧИВОСТЬ АЭРОУПРУГИХ КОЛЕБАНИЙ КРЫЛА

В. Б. КУРЗИН, А. Ю. МАЗУТСКИЙ

Рассмотрено влияние периодической неравномерности потока, набегающего на крыло, на величину средней скорости, при которой может возникнуть неустойчивость собственных колебаний крыла. Для малой неравномерности потока дана теоретическая оценка этого влияния при выполнении условия возникновения параметрического резонанса на соотношение собственных частот колебаний крыла и частот возбуждающих сил, возникновение которых обусловлено неравномерностью потока.

Проведены соответствующие экспериментальные исследования, результаты которых качественно согласуются с теоретическими результатами.

Ключевые слова: неравномерность потока, параметрический резонанс, флаттер, аэродинамическая труба, динамически подобная модель.