В МФТИ выяснили, как уменьшить турбулентность у сверхзвуковых самолетов.

Исследование опубликовано в журнале Fluid Dynamics. В работе рассматривается взаимодействие слабых ударных волн, известных как N-волны, с ламинарным пограничным слоем, который формируется на плоской пластине с затупленной передней кромкой при числе Маха 2,5. Это значение указывает на скорость полета около 3000 километров в час, что в 2,5 раза превышает скорость звука. Результаты численного моделирования были сопоставлены с известными экспериментальными данными.

Аэродинамические характеристики высокоскоростных летательных аппаратов значительно зависят от турбулизации сжимаемых пограничных слоев, что может привести к существенному увеличению вязкого трения и тепловых потоков к обтекаемой поверхности.

«Корректное определение местоположения ламинарно-турбулентного перехода является критически важным для предсказания теплового режима поверхности и обеспечения безопасности полетов, — отметил Иван Егоров, член-корреспондент РАН, профессор кафедры компьютерного моделирования МФТИ. — Наши результаты показывают, что изменяя форму поверхности, мы можем существенно повлиять на поведение пограничного слоя».

Ключевым аспектом исследования стало изучение взаимодействия N-волны и затупленности передней кромки, что открывает новые возможности для анализа процессов ламинарно-турбулентного перехода. Предыдущие исследования показали, что N-волны могут вызывать значительные возмущения, которые, в свою очередь, приводят к образованию турбулентных клиньев рядом с поверхностью крыла. Эти возмущения способны существенно изменить сценарий аэродинамического потока.

В новом исследовании использовалась оригинальная методика моделирования, основанная на полных уравнениях Навье—Стокса. Условия задачи и параметры течения в модели соответствовали экспериментальному исследованию, проведенному в малотурбулентной сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-325 Института теоретической и прикладной механики СО РАН.

При численном моделировании N-волны исследователи, для удобства расчетов, заменили тонкую двумерную прямоугольную неровность параболической дугой. Они провели моделирование двух случаев: острой и затупленной кромки. Расчеты были выполнены на четырех различных сетках с разной степенью измельчения, чтобы продемонстрировать их согласованность.

Ученые обнаружили, что за острой кромкой формируется один стационарный след, состоящий из пары вихрей, в то время как затупленная кромка создает два отдельных следа. Каждый из этих следов, как показали результаты, имеет значительно большую амплитуду стационарных возмущений, что указывает на увеличение неустойчивости потока и потенциально более ранний переход к турбулентности.

Эксперименты в аэродинамической трубе продемонстрировали, что результаты численного моделирования хорошо согласуются с экспериментальными данными. Они также показали, что линии перехода от ламинарного к турбулентному течению искажаются в области воздействия N-волны. Это открытие может иметь важные практические применения, например, в аэродинамическом проектировании, где понимание перехода к турбулентности критично для повышения эффективности и безопасности летательных аппаратов.

Хотя полученные результаты являются значительным шагом вперед, авторы подчеркивают, что для более глубокого понимания необходимы дополнительные параметрические исследования. В частности, потребуется адаптировать характеристики генераторов возмущений для анализа пограничного слоя на затупленных пластинах.

Это исследование стало важным вкладом в область аэродинамики и открывает новые пути для дальнейших исследований взаимодействия потоков и структур, что может помочь в решении ряда инженерных задач в различных областях науки и техники.

Результаты проведенной работы помогут инженерам и конструкторам более точно прогнозировать характеристики высокоскоростных летательных аппаратов, создавая основы для усовершенствования их дизайна и повышения безопасности полетов.