Лаб. 14. Волновых процессов в сверхзвуковых течениях

Заведующий лабораторией: д.ф.-м.н. Косинов Александр Дмитриевич

тел.: (383) 330-12-28 

e-mail:kosinov [at] itam.nsc.ru

1. Теоретическое и экспериментальное исследование нелинейного развития возмущений в сверхзвуковом пограничном слое.
2. Теоретические и экспериментальные исследования влияния свойств газа, поверхности и характера обтекания моделей на устойчивость и ламинарно-турбулентный переход сверхзвуковых пограничных слоев.
3. Теоретическое и экспериментальное исследование восприимчивости и чувствительности сверхзвукового пограничного слоя к нестационарным внешним воздействиям.
4. Исследование трёхмерного пограничного слоя. Теоретическое и экспериментальное исследование устойчивости сверхзвукового трёхмерного пограничного слоя.
5. Изучение нестационарных явлений и пространственных эффектов в отрывных ламинарных, переходных и турбулентных течениях.
6. Исследование воздействия скачков уплотнения и энергоподвода на турбулентные сдвиговые слои. Взаимодействие следов и струй с ударными волнами.
7. Нестационарная аэродинамика возвращаемых летательных аппаратов.
8. Развитие расчетно-экспериментальных методов исследований в сверхзвуковых сдвиговых течениях.

1.  Впервые в России создана и испытана динамическая установка свободных колебаний, позволяющая измерять аэродинамическое демпфирование моделей возвращаемых космических аппаратов и моделировать критические режимы полета, возникающие при потере демпфирования (при автоколебаниях). Определены характеристики демпфирования для конуса и модели возвращаемого аппарата в сверхзвуковом потоке. Проведена оценка погрешностей измерений. Сравнение результатов с полученными ранее экспериментальными данными с использованием донной державки даёт удовлетворительное согласование результатов экспериментов.

Конструктивная схема установки свободных колебаний

Зависимость аэродинамического демпфирования конуса от числа Маха.

1 – испытания на установке с донной державкой; 2 – испытания на новой установке; 3 – расчет; вертикальные метки отображают доверительные интервалы ±2σ измерений.

2.  Получены экспериментальные данные по интенсивности слабых ударных волн и возмущений потока, порождаемых двумерной наклейкой в турбулентном сверхзвуковом пограничном слое на стенках рабочей части Т-325 при числах Маха М = 2, 2,5, 3, 3,5, 4. Установлено, что интенсивность слабых ударных волн практически не изменяется с ростом числа Маха.

3.  Определены доминирующие механизмы, приводящие к ламинарно-турбулентному переходу сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине, которые позволили объяснить результаты экспериментов с естественными возмущениями.

4.  Для управления ламинарно-турбулентным переходом и сопротивлением трения впервые теоретически исследована устойчивость сверхзвукового пограничного слоя бинарной смеси. Установлено, что при вдуве в сверхзвуковой пограничный слой тяжелого газа можно увеличить число Рейнольдса перехода в несколько раз. Например, при числе Маха М = 2,0 и расходе тетрахлорметана (СCl₄), составляющем менее 0.005% относительно внешнего массового воздушного потока протяженность ламинарного участка увеличивается примерно в пять раз.

Теоретическая зависимость числа Рейнольдса перехода Re_{x, tr}  при числе Маха М = 2,0 от параметра инжекции тетрахлорметана - f_w.

5.  Расчетно-экспериментальным путем отработан e^N-метод оценки ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое на скользящем крыле под углами атаки ±2°при числе Маха М = 2. Метод включает получение экспериментальных данных по развитию естественных возмущений в сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла вплоть до турбулентного состояния и валидацию расчетов по методу e^N для предсказания положения ламинарно-турбулентного перехода.

Число Рейнольдса перехода в зависимости от угла атаки aмодели скользяшего крыла. Сравнение экспериментальных данных (символы) и расчетов положения перехода по методу e^N для различных значений N-фактора (штриховые линии).

1.  Lysenko V.I., Gaponov S.A., Smorodsky B.V., Yermolaev Yu.G., Kosinov A.D., Semionov N.V.
Combined influence of coating permeability and roughness on supersonic boundary layer stability and transition // Journal of Fluid Mechanics. 2016. Vol.798. P. 751–773. DOI: 10.1017/jfm.2016.347 .

2.  Krause M., Gaisbauer U., Kraemer E., Kosinov A.D.
Implementation of a new thermal model and static calibration of a wedge-shaped hot-film probe in a constant-temperature mode // International Journal of Heat and Mass Transfer.2018. Vol. 126. Pt. A. P. 1–9. DOI:10.1016/j.ijheatmasstransfer.2018.05.002.

3.  Schulein E., Zheltovodov A.A.
Effects of steady flow heating by arc discharge upstream of non-slender bodies // Shock Waves. 2011. Vol. 21, No. 4. P. 383–396. DOI: 10.1007/s00193-011-0307-1

4.  Kosinov A.D., Kolosov G.L., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G.
Linear development of controlled disturbances in the supersonic boundary layer on a swept wing at Mach 2 // Physics of Fluids. 2016. Vol. 28, No. 6. P. 064101–0641016. DOI: 10.1063/1.4952999.

5.  Adelgren R.G., Yan H., Elliot G.S., Knight D.D., Beutner T.J., Zheltovodov A.A.  
Control of Edney IV interaction by pulsed laser energy deposition // AIAA Journal. 2005. Vol. 43, No. 2. P. 256–269. DOI: 10.2514/1.7036.

6.  Fang J., Yao Y., Zheltovodov A.A., Li Z., Lu L.  
Direct numerical simulation of supersonic turbulent flows around a tandem expansion-compression corner // Physics of Fluids. 2015. Vol. 27, No. 12. P. 125104-1–125104-28. DOI: 10.1063/1.4936576.

7.  Gaponov S.A., Ermolaev Yu.G., Kosinov A.D., Lysenko V. I., Semionov N.V., Smorodsky B.V.
Stability of supersonic boundary layer on permeable surface // Archives of Mechanics. 2014. Vol. 66, No. 6. P. 453–466.

8.  Yatskikh A.A., Ermolaev Y.G., Kosinov A.D., Semionov N.V., Semenov A.N.  
Evolution of localized artificial disturbance in 2D and 3D supersonic boundary layers // Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers. Pt. G.: Journal of Aerospace Engineering. 2019. Vol. 233. DOI: 10.1177/0954410018787120.

9.  Kosinov A.D.,  Semionov N.V,  Yermolaev Y.G.,  Smorodsky B.V.,  Kolosov G.L.,  Yatskikh A.A.,  Semenov A.N.
The influence of moderate angle-of-attack variation on disturbances evolution and transition to turbulence in supersonic boundary layer on swept wing.
// Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers. Pt. G.: Journal of Aerospace Engineering. 2019. Vol. 233. DOI: 10.1177/0954410019852804.

10.  Panina A.V., Kosinov A.D., Yermolaev Yu.G., Gorev V.N., Semionov N.V.  
Experimental study of mean and pulsation flow characteristics in the 2D/3D supersonic boundary layer behind flat roughness elements // Thermophysics and Aeromechanics. 2014. Vol. 21, No. 1. P. 3–13. DOI: 10.1134/S0869864314010028.

11.  Vaganov A.V., Ermolaev Yu.G., Kolosov G.L., Kosinov A.D., Panina A.V., Semionov N.V., Yatskikh A.A.
Impact of incident Mach wave on supersonic boundary layer // Thermophysics and Aeromechanics.  2016. Vol. 23, No. 1. P. 43–48. DOI: 10.1134/S0869864316010054 .

12.  Yatskikh A.A., Ermolaev Y.G., Kosinov A.D., Semionov N.V.  
Hot-wire visualization of the evolution of localized wave packets in a supersonic flat-plate boundary layer // Journal of Visualization.  2017. Vol. 20, No. 3. P. 549–557. DOI: 10.1007/s12650-016-0414-2.

13.  Gafner S.L., Gafner J.J., Bardakhanov S.P., Lysenko V.I.  
Analysis of nickel nanoclusters size distribution synthesized from the gas phase // Journal of Computational and Theoretical Nanoscience. 2012. Vol. 9, No. 1. P. 102–109. DOI: 10.1166/jctn.2012.2003.

14.  Gaponov S.A.
Aeroacoustics of supersonic boundary layers // International Journal of Aeroacoustics. 2014. Vol. 13, No. 1-2. P. 85–111.

15.  Gaponov S.A., Semenov A.N.
Numerical modeling of the interaction between a supersonic boundary layer and an acoustic wave // Fluid Dynamics. 2018. Vol. 53, No. 6. P. 795–804. DOI: 10.1134/S0015462818050099.

Сверхзвуковая аэродинамическая труба Т-325 с пониженным уровнем шума в рабочей части

Общее описание

Малошумная аэродинамическая труба Т-325 предназначена для проведения аэрофизических исследований механизмов возникновения турбулентности в сверхзвуковых сдвиговых течениях, ламинарно-турбулентного перехода и управления им, взаимодействия ударных волн и т.п. Труба оборудована различными типами координатных устройств и имеет большую по объему форкамеру, что обеспечивает повышение качества потока.

Уникальность Т-325

1.  Высокая степень равномерности течения в рабочей части при М = 1,5–4,0.

2.  Низкий уровень пульсаций потока в рабочей части при М = 1,5, 2,0 и 2,5.

3.  Продолжительность пуска до 80 минут, что позволяет выполнять детальные исследования.

4.  Диапазон чисел Маха от 1,5 до 4,0 с шагом 0,5, широкий диапазон единичных чисел Рейнольдса.

5.  Трансзвуковая рабочая часть (диапазон чисел Маха от 0,5 до 1,5).

6.  Высокая температурная стабилизация потока: ± 1°при температуре внешней среды ± 10 °С.

Основные рабочие параметры

Размеры рабочей части: 0,6´0,2´0,2 м.

Числа Маха набегающего потока: 0,5–4.

Давление в форкамере (при использовании координатника): до 6 атм.

Температура в форкамере: 280–300 К.

Единичные числа Рейнольдса (при использовании координатника): (3–35)∙106 1/м.

Время рабочего режима: 3–80 мин.

Исследования, проводимые на Т-325

– ламинарно-турбулентный переход в двух- и трехмерном пограничном слое/следе/отрыве;

– управление течением;

– восприимчивость и чувствительность пограничных слоев к возмущениям;

– турбулентность в двух- и трехмерном пограничном слое/следе/отрыве;

– аэрогазодинамика малогабаритных моделей.

С.А. Гапонов, А.Д. Косинов, А.А. Маслов – премия первой степени имени профессора Н.Е. Жуковского  за серию работ «Гидродинамическая неустойчивость сверхзвуковых пограничных слоев», 1995.

А.Д. Косинов, Н.В. Семёнов – 1-я премия имени академика Г.И. Петрова за работу "Развитие экспериментальных исследований возникновения турбулентности в сверхзвуковых пограничных слоях", 2015.

РОССИЯ: ФГУП ЦАГИ, МФТИ (Московская обл.), ПАО Туполев, ПАО Энергия.

США: НАСА, Боинг.

ГЕРМАНИЯ: ИАГ, Штуттгартский университет.