В МФТИ виявили, як зменшити турбулентність надзвукового літака.

Дослідження опубліковано у журналі Fluid Dynamics. Робота зосереджена на вивченні взаємодії слабких ударних хвиль, відомих як N-хвилі, з ламінарним граничним шаром, що утворюється на плоскій пластині з закругленим переднім краєм при числі Маха 2,5. Це число свідчить про те, що політ відбувається зі швидкістю близько 3000 кілометрів на годину, що в 2,5 раза перевищує швидкість звуку. Результати числового моделювання були порівняні з відомими експериментальними даними.

Аеродинамічні характеристики високошвидкісних літальних апаратів сильно залежать від турбуляції стиснених граничних шарів, що може суттєво збільшити в'язке тертя та теплові потоки до обтікаємої поверхні.

«Коректне визначення місцезнаходження ламінарно-турбулентного переходу є ключовим для прогнозування теплового режиму поверхні та забезпечення безпеки польотів, — зазначив Іван Єгоров, член-кореспондент РАН, професор кафедри комп'ютерного моделювання МФТІ. — Наші результати показують, що змінюючи форму поверхні, ми можемо суттєво вплинути на поведінку граничного шару».

Ключовим аспектом роботи стало розгляд взаємодії N-хвилі та закругленості переднього краю, що відкриває нові горизонти для аналізу процесів ламінарно-турбулентного переходу. Дослідження попередніх робіт показали, що N-хвилі можуть викликати значні збурення, які, у свою чергу, призводять до виникнення турбулентних клинів поблизу поверхні крила. Ці збурення здатні суттєво змінити сценарій аеродинамічного потоку.

У новому дослідженні використовувалася оригінальна методика моделювання, заснована на повних рівняннях Нав'є—Стокса. Умови задачі та параметри течії в моделі відповідали експериментальному дослідженню, яке було проведено в малотурбулентній надзвуковій аеродинамічній трубі Т-325 Інституту теоретичної та прикладної механіки СО РАН.

При числовому моделюванні N-хвилі дослідники для зручності розрахунків замінили тонку двомірну прямокутну нерівність параболічною дугою. Вони провели моделювання двох випадків: гострої та закругленої кромки. Розрахунки виконані на чотирьох різних сітках різної ступені подрібнення, щоб продемонструвати, що вони сходяться одна з одною.

Вчені виявили, що за гострою кромкою формується один стаціонарний слід, що складається з пари вихорів, тоді як закруглена кромка створює два окремі сліди. Кожен з цих слідів, як показали результати, має значно більшу амплітуду стаціонарних збурень, що вказує на збільшення нестійкості потоку та потенційно більш ранній перехід до турбулентності.

Експерименти в аеродинамічній трубі показали, що результати числового моделювання задовільно узгоджуються з експериментальними даними. Вони також показали, що лінії переходу від ламінарного до турбулентного течії спотворюються в області впливу N-хвилі. Це відкриття може мати важливі практичні застосування, наприклад, в аеродинамічному проектуванні, де розуміння переходу до турбулентності критично важливе для підвищення ефективності та безпеки літальних апаратів.

Хоча отримані результати є значним кроком уперед, автори підкреслюють, що для більш глибокого розуміння необхідні подальші параметричні дослідження. Зокрема, буде потрібно адаптувати характеристики генераторів збурень для аналізу граничного шару на закруглених пластинах.

Це дослідження стало важливим внеском в область аеродинаміки та відкриває нові шляхи для подальших досліджень взаємодії потоків і структур, що може допомогти в розв'язанні ряду інженерних завдань у різних галузях науки та техніки.

Результати проведеної роботи допоможуть інженерам і конструкторам більш точно прогнозувати характеристики високошвидкісних літальних апаратів, створюючи основи для вдосконалення їхнього дизайну та підвищення безпеки польотів.