Московский физико-технический институт
Рис. Поля возмущений давления на стенке в различные моменты времени
При обтекании тел ламинарно-турбулентный переход (ЛТП) приводит к резкому возрастанию трения на поверхности и ее избыточному нагреву. В связи с этим для задач внешней аэродинамики важно достаточно точно определять положение ЛТП, не прибегая к прямому численному моделированию или эксперименту. Для этого требуются критерии начала ЛТП.
В данной работе исследуется метод поиска точки начала ЛТП, основанный на амплитудном критерии. За основу берется метод, предложенный Липманном [1] и модифицированный в работе [2]: отношение напряжений Рейнольдса и вязких напряжений в точке ЛТП принимает критическое значение. Рассматривается задача о развитии волнового пакета на плоской пластине и последующем образовании турбулентного пятна (рис.). Анализируются результаты расчета этой задачи, выполненного путем прямого численного моделирования [3].
В работе определены точки начала перехода по двум разным критериям, посчитаны соответствующие им критические значения. Получено согласование с известными результатами [2]. Для случая малой амплитуды вводимых возмущений, где переход не происходит, показано, что отношение напряжений не достигает критического значения.
Работа выполнена при финансовой поддержке РНФ (проект №23-79-10072).
1.Liepmann, H.W. Investigation of boundary layer transition on concave walls stability and transition on curved boundaries // NACA Wartime Report 4J28, Feb. 1945.
2.Егоров И.В., Федоров А.В. Критерий начала ламинарно-турбулентного перехода в сжимаемом пограничном слое // Доклады Российской академии наук. Физика, технические науки. В печати.
3.Чувахов П.В. Зарождение турбулентности в сверхзвуковых пограничных слоях: дис. … д-ра физ.-мат. наук: М., 2023.
4.Толоко Г.В. Применение амплитудного критерия начала ламинарно-турбулентного перехода в задаче о развитии волнового пакета на плоской пластине // Сборник тезисов 67-й Всероссийской конференции МФТИ. В печати.
Григорий Васильевич Толоко
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
Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (Жуковский), Московский физико-технический институт (НИУ) (Долгопрудный)
Снижение сопротивления трения является одним из способов экономии топлива на авиалайнерах. Интегральный вклад сопротивления трения определяется положением начала ламинарно-турбулентного перехода (ЛТП): чем дальше начало ЛТП от передней кромки тела, тем меньше вклад в общее сопротивление. Оценки показывают, что ламинаризация обтекания крыла может дать до 25% снижения полного сопротивления [1]. Одним из эффективных способов ламинаризации пограничных слоев (ПС) является отрицательный массообмен.
В данной работе представляются результаты исследования работоспособности системы отрицательного массообмена, показанной на рис. 1. Предполагается, что система устанавливается на прямое адиабатически прогретое крыло, с острой передней кромкой и параболическим профилем, толщиной 5%. Система отрицательного массообмена представляет собой тонкий канал, который сообщается с внешним течением через верхнюю проницаемую стенку и открытый конец вблизи хвостовой части крыла (рис. 1б). Массообмен через пористую стенку реализуют пассивным образом: за счёт перепада давления на поверхности крыла и в его хвостовой части газ из ПС проникает в канал системы и движется там по направлению к выходному правому концу канала (Рис. 1а).
а
б
Рис. 1. Система отрицательного массообмена (ОМ) на верхней части профиля: распределение давление над параболическим профилем (а), схема системы и её габариты (б).
Для проведения инженерных оценок была разработана квазиодномерная модель течения в канале предложенного покрытия [2], модель была верифицирована путём решения двумерных полных уравнений Навье-Стокса с использованием пакета программ [3] и использовалась для проведения параметрических исследований. С помощью линейной теории устойчивости было показано, что когда отношение высоты канала 
к высоте проницаемой стенки 
равняется 10, то можно ожидать уменьшение роста амплитуды возмущений примерно на порядок по сравнению с обтеканием профиля без предложенной системы отрицательного массообмена.
Работа выполнена при финансовой поддержке РНФ (проект №23-79-10072).
-
Устинов М.В. Ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое. Ч.2. / М.В. Устинов // Учёные записки ЦАГИ, Т. 45. — 2014. — №6. — c.3-27.
-
Bernachuk A.V., Chuvakhov P.V., Fedorov A.V. Flow in a pipe with gas inflow // 22-st International Conference on the Methods of Aerophysical Research (ICMAR 2024). SB RAS, Novosibirsk, 2024. — p.29-30.
-
Новиков, А.В. Численное моделирование устойчивости и ламинарно-турбулентного перехода в гиперзвуковом пограничном слое: дис. ... д-р физ.-мат. наук: 01.02.05 : защищена ... : утв. .... / Новиков Андрей Валерьевич. — Жуковский, 2017. – 229 с.
Анастасия Владимировна Берначук
Московский физико-технический институт
Исследование ламинарно-турбулентного перехода (ЛТП) представляет собой одну из важных задач как для фундаментальной науки, так и для аэрокосмической индустрии. Практическая значимость в случае сверхзвукового потока обусловлена резким ростом трения и тепловых нагрузок в переходной области на поверхности летательного аппарата, что напрямую влияет на аэродинамическую эффективность, энергопотребление и термическую защиту. Изучение механизмов ЛТП позволяет точнее предсказывать его положение, а также выявлять наиболее вероятные сценарии перехода к турбулентности.
Данное исследование направлено на анализ результатов численного моделирования развития возмущений в сверхзвуковом пограничном слое, которые внесены с помощью генератора вдув-отсос, работающего на фиксированной частоте вблизи передней кромки. Параметры набегающего потока выбраны в соответствии с полётными условиями на высоте 20 км при числе Маха 3. Расчёт выполнен в рамках решения нестационарных уравнений Навье-Стокса [1, 2]. Проведён анализ профилей осреднённых и пульсационных характеристик течения. Исследованы зависимости коэффициента трения для стационарного и возмущённого режимов. Выполнены корреляционный и спектральный анализы пульсаций [3]. Установлена область временной периодичности решения, частично расположенной внутри турбулентного клина (рис.).
Рис. Мгновенное поле возмущений давления на стенке.
Работа выполнена при финансовой поддержке РНФ (проект №23-79-10072).
1. Башкин В. А., Егоров И. В. Численное моделирование динамики вязкого совершенного газа // М: ФИЗМАТЛИТ, 2012.
2. Егоров И.В., Илюхин И.М., Калугин С.Т. Прямое численное моделирование зарождения турбулентности в сверхзвуковом пограничном слое на параболическом профиле // Изв. РАН. МЖГ. 2025. № 4 [принята к публикации].
3. Калугин С.Т. Численное моделирование ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковом пограничном слое на параболическом профиле // Сборник тезисов 67-й Всероссийской конференции МФТИ. В печати.
Степан Тихонович Калугин
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
ФАУ ЦАГИ
Рис. Схема течения (из [1])
В работе рассматривается численное моделирование обтекания крыла, установленного перпендикулярно на плоской пластине. Крыло симметричное, расположено вдоль потока. Профиль состоит из двух кривых, соединенных гладко в самой толстой части – это половина эллипса 3:2 и хвостовая часть профиля NACA0020. Толщина крыла Т = 77 мм, хорда С = 305 мм и полуразмах крыла 229 мм. Течение низкоскоростное с характерной скорость Uref = 27 м/c. Число Reс ~ 106 по хорде. Пограничный слой при натекании на крыло имеет толщину 0.25 T. Схема течения показана на рисунке.
Данная задача рассматривалась в экспериментальной работе [1]. Аналогичная задача, с меньшей толщиной набегающего пограничного слоя рассчитывалась численно в постановке DNS в [2]. Во всех случаях вблизи стыка крыла с пластиной образовывался подковообразный вихрь (ПВ). Этот вихрь сопровождался множественными вторичными вихревыми структурами, отрывами и присоединениями течения на пластине. Картина течения нестационарная и турбулентная. При анализе данных было выделено, что на турбулентном фоне выделяются два средних попеременно меняющихся положения ПВ: ближе к передней кромке крыла и дальше от неё. Это явление названо бимодальностью течения.
Численное изучение бимодальности затруднительно. Проведенные в [2] расчёты DNS показали, что потребны расчётные мощности преэкзафлоп класса, при этом использована сетка 50 млн. ячеек (1 млрд. степеней свободы) и численная схема, основанная на методе Галеркина 4-го порядка точности. Работы, где использовался подход URANS, показывают, что бимодальность течения не воспроизводится. При использовании вихреразшающих подходов бимодальность моделируется, однако положение ПВ и статистические характеристики бимодальности отличаются от наблюдаемых в эксперименте.
В данной работе рассматривается численное моделирование описанной задачи в рамках подходов URANS и вихреразрешающего подхода IDDES. В работе исследуется влияние густоты сетки на получаемое решение. Применяются разные модели турбулентности: SA, SST, модель класса DRSM SSG-LLR-ω. Модели URANS во всех случаях дают стационарное решение. Картина течения изменяется в зависимости от выбранной модели турбулентности.
Нестационарное решение с бимодальностью получается применением подхода IDDES.
Проводится сравнение результатов расчёта с экспериментальными данными.
Исследование выполнено за счёт гранта Российского научного фонда №23-11-00210, https://rscf.ru/project/23-11-00210/. Результаты работы опубликованы в [3].
1. Devenport W.J., Simpson R.L. Time-dependent and time-averaged turbulence structure near the nose of a wing-body junction // J. Fluid Mech. – 1990. – №3 (210) – P.23–55
2. http://kbwiki.ercoftac.org/w/index.php?title=DNS_1-6_Description
3. I. S. Bosnyakov , A. V. Wolkov , S. V. Matyash, and A. I. Troshin, Computations of Flow Near the Nose of Wing-body Junction // Lobachevskii J. Math, 2024, Vol. 45, No. 5, P. 1917–1924,
Игорь Сергеевич Босняков
