ОИВТ РАН
В задаче затягивания ламинарно-турбулентного перехода (ЛТП) необходимы адаптивные к различному сценарию перехода методы контроля качества управления. Классические методы анализа перехода основаны на результатах термоанемометрии [1] и интегральной по времени термографии [2]. В работе рассматривается сегментация на ламинарные и турбулентные участки мгновенных полей скорости в области ЛПТ, вызванного неустойчивостью поперечного течения (НПТ). Исследование стимулированного ЛТП различными внешними условиями выполнялось в дозвуковой низкотурбулентной аэродинамической трубе с разомкнутой рабочей частью при нормальных условиях и скорости набегающего потока 25м/с. Трехмерный пограничной слой формировался на модели скользящего крыла с углом стреловидности 40 град. и наведенным градиентом давления. В пограничном слое доминируют моды неустойчивости поперечного течения, которые вызывают ламинарно-турбулентный переход на участке x⁄L≈0.6-0.9 по хорде модели. Диагностика потока выполнялась панорамным PIV параллельно пластине. В области перехода наблюдается несколько процессов различного пространственного масштаба: нарастание первичных мод НПТ с длиной волны λ≈7мм, образование вторичной неустойчивости λ≈1-3мм и формирование турбулентных пятен. Задача машинного обучения состоит в поиске оптимального фильтрового преобразования, чтобы сегментировать двумерные мгновенные поля скорости на ламинарные и турбулентные области. Модель основана на 2-х уровневой энкодер-дектодер сверхточной нейросети с прямой связью и параллельными обходными [3] с общим числом параметров 76 тыс. Обучение выполнялось на результатах статистического анализа перехода методом стохастического градиентного спуска с функцией потерь индекса Тверски. Продемонстрирована возможность анализа ламинарно-турбулентного перехода методом машинного зрения (рис. 1). Показана робастность результатов прогнозирования нейросети к данным измерения различной стадии и типа ЛТП, при доминировании НПТ. Показана возможность анализа турбулентных структур по мгновенной реализации. При сопоставлении нарастания перемежаемости вдоль выделенных клиньев точность определения точки перехода нейросетью составляет 5-10 мм или 1-2% хорды модели.
Работа выполнена при поддержке гранта Российского Научного Фонда № 24-19-00627.
1. Hedley T.B., Kefer J.F. Turbulent/non-turbulent decisions in an intermittent flow // J. Fluid Mech. 1974. Vol. 64. № 4. P. 625-644.
2. Boiko A. V., Ivanov A. V., Borodulin V. I., and Mischenko D. A. Quantification technique of transition to turbulence in boundary layers using infrared thermography // International Journal of Heat and Mass Transfer. 2022. Vol. 183. № Part A.
3. Ranneberger O., Fischer P., et al. U-Net: Convolutional Networks for Biomedical Image Segmentation // CoRR. 2015.
Александр Янович Котвицкий
ОИВТ РАН
Результат управления ламинарно-турбулентным переходом, вызванным неустойчивостью поперечного течения (НПТ), методом внесения в поток контролируемых возмущений [1] определяется характеристиками актуатора, в частности его шумом. Возбуждение модальных возмущений пограничного слоя с помощью поверхностного диэлектрического барьерного разряда (ПДБР) связано с малым коэффициентом импульса c≈0.001, частотным диапазоном 10-100кГц и прецизионностью воздействия [2]. Однако в результате восприимчивости пограничного слоя к стохастической составляющей объёмной силы, обусловленной блужданием микроразрядов вдоль кромки внешнего электрода [3], в дальнем поле возбуждаются нестационарные моды НПТ. Это стимулирует ламинарно-турбулентный переход и ограничивает эффективность управления. Целью работы является исследование шума плазменного актуатора и визуализация в пограничном слое стохастических пакетов. Работа выполнена в дозвуковой низкотурбулентной аэродинамической трубе с разомкнутой рабочей частью при нормальных условиях и скорости набегающего потока 25м/с. Уровень пульсаций скорости составляет 0.04% в полной полосе частот. Трехмерный пограничный слой создавался на модели скользящего крыла с углом стреловидности 40град. и наведенным градиентом давления. Источником стохастических возмущений выступает ПДБР, формируемый на поверхности модели на расстоянии x=117мм от передней кромки. Измерения выполняются методом кросскорреляционной термоанемометрии в сканирующем режиме и панорамного PIV. Исследовано ближнее и дальнее поле пульсаций скорости в следе за локализованным разрядом. Показано, что в ближнем поле за источником формируется волновой пакет лямбда формы, который ниже по потоку трансформируется в две косые волны, представляющее собой бегущие моды (НПТ) (рис. 1а). При этом характер усиление возбуждаемых волн ассиметричен и аналогичен естественным. Характерная полоса и уровень когерентности пульсаций скорости в дальнем поле составляет 200-800Гц и 0.2 соответственно (рис. 1б). Оценка соотношения энергии возмущений, вызванные нестационарностью разряда, к энергии естественных нестационарных волн при уровне турбулентности 0.04% составляет 7%. Структура пакета, созданного разрядом, сопоставлена с возмущениями от одиночной неровности.
Работа выполнена при поддержке гранта Российского Научного Фонда № 24-19-00627.
1. Dörr P., Kloker M., Crossflow transition control by upstream flow deformation using plasma actuators // J. Appl. Phys. 2017. Vol. 121. № 6.
2. Kriegseis J., Simon B., Grundmann S., Towards In-Flight Applications. A Review on Dielectric Barrier Discharge-Based Boundary-Layer Control // Appl. Mech. Rev. 2006. Vol. 68. № 2.
3. Moralev I., Ustinov M., Kotvitskii A., Popov I., Selivonin I., Kazanskii P., Stochastic disturbances, induced by plasma actuator in a flat plate boundary layer // Physics of Fluids. 2022. Vol. 34. № 5.
Александр Янович Котвицкий
ОИВТ РАН
При повышенном уровне турбулентности набегающего потока на поверхности стреловидных крыльев происходит комбинированный сценарный ламинарно-турбулентного перехода [1-2]. Нестационарные моды неустойчивости поперечного течения (НПТ) имеют высокий инкремент нарастания по сравнению со стационарными [1] и оказываются определяющими при затягивании перехода. В работе проведено в рамках линейного подхода моделирование снижения амплитуды нестационарных мод НПТ по схеме упреждающего управления, в которой сенсор диагностирует возмущения выше по потоку на x/c=0.1, а актуатор воздействует ниже на x/c=0.4. Контроль качества управления выполняется на x/c=0.6 (рис.1а). Идентификация системы выполняется на численных результатах распространения возмущений в дозвуковом трехмерном пограничном слое на 40 град. стреловидной пластине, рассчитанных с помощью параболизованных уравнений устойчивости для условий аэродинамической трубы Д-3 (ОИВТ РАН). Передаточные функции H21 между входом x1 и выходом x2 системы для каждой временной и пространственной гармоники рассчитывались по ее N-фактору. На основании рассчитанных откликов пограничного слоя на модельное локализованное воздействие [3] разработана численная модель 21-канального актуатора. Расчет управляющего воздействия сводится к задаче линейной регрессии, аналогично управлению амплитудой стационарных вихрей НПТ [4]. Для аппаратной реализации алгоритма управления разработана эффективная схема матричных вычислений, основанная на понижении размерности системы ограниченным базисом наиболее усиливающихся Фурье/сингулярных мод. В постановке моделирования предполагается конечность ширины размаха многоканального актуатора и времени наблюдения. Продемонстрировано снижение амплитуды пакета на 90% (8дБ) в области воздействия актуатора (рис.1б-в). Установлено, что пространственное/ временное разрешение актуатора/сенсора должно быть меньше длины волны/периода целевых возмущений в 4-5 раз, а время реализации сигнала должно соответствовать 3-4 периодам для корректного предсказания фазы сигнала.
Работа выполнена при поддержке гранта Российского Научного Фонда № 24-19-00627.
1. Bippes H., Basic experiments on transition in three-dimensional boundary layers dominated by crossflow instability // Progress in Aerospace Sciences. 1999. Vol. 35. № 4. P. 363-412.
2. Borodulin V. I., et al., Experimental and theoretical study of swept-wing boundary-layer instabilities. Three-dimensional Tollmien-Schlichting instability // Phys. Fluids. 2019. Vol. 31, № 11. P. 1-25.
3. Moralev I., Bityurin V., Firsov A., Sherbakova V., Selivonin I., Ustinov M. Localized micro-discharges group dielectric barrier discharge vortex generators: Disturbances source for active transition control // Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering. 2020. Vol. 234. № 1. P. 42–57.
4. Abdullaev A., Kotvitskii A., Moralev I., Ustinov M. On the Possibility of Cross-Flow Vortex Cancellation by Plasma Actuators // Aerospace. 2023. Vol. 10. № 5.
Александр Янович Котвицкий
Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН
Одним из современных инженерных методов расчета положения ламинарно-турбулентного перехода (ЛТП) в пограничных слоях является так называемый метод переменного N-фактора, который учитывает начальные амплитуды усиливаемых в исследуемом основном течении мод неустойчивости. Настоящая работа направлена на дальнейшее совершенствование этого метода применительно к расчету перехода в погранслое на скользящем крыле, вызванного развитием стационарных мод неустойчивости поперечного течения (ПТ-мод), за счет учета спектрального состава шероховатости обтекаемой поверхности. (Такие шероховатости являются основным источником порождения указанных возмущений.)
Эксперименты и расчеты (по линейной теории устойчивости) были проведены по аналогичной [1] схеме. Тепловизионные измерения положения ЛТП (в диапазоне скоростей набегающего потока Q = 20÷48 м/c) были выполнены в малотурбулентной аэродинамической трубе Т-325 ИТПМ СО РАН, в пограничном слое верхней стороны модели стреловидного крыла «СК45» с углом стреловидности χ = 45° и хордой С = 700 мм, установленного под углом атаки α = −5° к набегающему потоку. В отличие от обширных экспериментов [1], выполненных при тех же параметрах основного течения, шероховатость передней кромки (ПК) СК45 (до 0.1С) имела очень однородный осредненный амплитудный спектр по поперечным волновым числам bʹ (рис. а), что было достигнуто за счет ее формирования особой шероховатой самоклеющейся пленкой.
Было обнаружено, что учет всего диапазона bʹ при расчете среднеквадратичной высоты используемой шероховатости hrms, приводит к существенному отклонению N-факторов начала ЛТП от верифицированного в [1] «закона» переменного N-фактора (см. рис. b). В то же время, определение hrms в полосе bʹ, соответствующей только нарастающим в погранслое ПТ-модам, возвращает найденные N-факторы в предсказываемое «законом» положение. (Аналогичное уточнение hrms для шероховатостей [1] слабо влияет на их значения.)
Работа выполнена при поддержке РНФ (Грант No. 23-19-00644).
1. A.V. Boiko et al. Description and prediction of roughness-induced transition in swept-wing boundary layers // AIAA Journal. – 2025. – 0. – P. 1-12.
Дмитрий Алексеевич Мищенко
