Влияние геометрии подвижных элементов рабочей части трансзвуковой аэродинамической трубы на параметры потока тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Осипова Светлана Леонидовна

• Осипова Светлана Леонидовна
• кандидат наук
• 2022

Оглавление диссертации кандидат наук Осипова Светлана Леонидовна

Оглавление

Основные обозначения

Введение

1. Методология исследований

1.1 Экспериментальная установка: аэродинамическая труба Т-128

1.2 Измерение сопротивления рабочих частей Т-128

1.3 Измерение параметров пограничного слоя на стенках рабочей части

1.4 Расчёт интегральных параметров пограничного слоя: общие положения

1.5 Расчёт интегральных параметров пограничного слоя: дозвуковое течение

1.6 Расчёт интегральных параметров пограничного слоя: сверхзвуковое течение

1.7 Расчёт коэффициента трения: общие положения

1.8 Расчёт коэффициента трения: несжимаемое течение

1.9 Расчёт коэффициента трения: сжимаемое течение

1.10 Расчёт формпараметра и параметра Клаузера

2. Оценка влияния положения подвижных элементов рабочей части аэродинамической трубы на потребляемую установкой мощность

2.1 Оценка влияния степени проницаемости перфорированных и щелевых стенок

2.2 Оценка влияния угла разведения створок камеры смешения

2.3 Оценка влияния угла разведения панелей рабочей части

3 Исследование осреднённых параметров турбулентного пограничного слоя на стенках рабочего тракта АДТ Т-128

3.1 Исследование осреднённых параметров турбулентного пограничного слоя: несжимаемый случай

3.2 Исследование осреднённых параметров турбулентного пограничного слоя: сжимаемый случай. .. 75 4. Заключение и выводы

4.1 Оценка влияния положения подвижных элементов рабочей части аэродинамической трубы на потребляемую установкой мощность

4.2 Несжимаемый турбулентный пограничный слой с нулевым градиентом давления

4.3 Сжимаемый турбулентный пограничный слой с нулевым градиентом давления

Список литературы

Основные обозначения

ПС — пограничный слой

ТПС — турбулентный пограничный слой

СТПС — сжимаемый турбулентный пограничный слой

АДТ — аэродинамическая труба

ГДТ — гидродинамическая труба

РЧ — рабочая часть

S* — толщина вытеснения

в — толщина потери импульса

а* /

Н = 0 /q — формпараметр профиля скорости v — коэффициент кинематической вязкости ß — коэффициент динамической вязкости Cf — местный коэффициент трения к — константа Кармана Re — единичное число Рейнольдса

Ree — число Рейнольдса, отнесённое к в — толщине потери импульса ие — скорость на внешней границе пограничного слоя S099 — толщина пограничного слоя, где и = 0,99ие G — параметр равновесия Клаузера р0 — давление торможения с — параметры сжимаемого течения

а/1ар — угол разведения створок камеры смешения рабочих частей №1 и №2

арапе1 — угол разведения панелей рабочих частей №1 и №2

f — коэффициент, характеризующий степень проницаемости перфорированных (РЧ №1 и №2) и щелевых (РЧ №3) стенок рабочих частей АДТ Т-128

Введение

Ключевые слова: трансзвуковая аэродинамическая труба, турбулентный пограничный слой, осреднённые интегральные параметры турбулентного пограничного слоя, сопротивление рабочего тракта аэродинамической трубы

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Влияние геометрии подвижных элементов рабочей части трансзвуковой аэродинамической трубы на параметры потока»

Актуальность темы исследования

Уменьшение сопротивления рабочей части аэродинамической трубы и, следовательно, снижение потребляемой крупными установками мощности — научно-техническая задача, имеющая существенное значение для экспериментальной базы страны.

Экспериментальные исследования турбулентных пограничных слоев (ТПС) на гладких поверхностях при очень больших числах Рейнольдса

вызывают одновременно и практический, и фундаментальный интерес. Во-первых, понимание природы физических явлений, происходящих в ТПС, и данные о его осреднённых параметрах полезны проектировщикам больших летательных аппаратов и судов. Во-вторых, исследователи всегда задавались вопросом: что будет происходить с турбулентным пограничным слоем при бесконечно больших числах Рейнольдса Яе ^ то?

Степень разработанности темы исследования (современное состояние темы и обзор литературы)

Вопросами течений в рабочем тракте труб с принудительным отсосом в 1972 начала заниматься группа из НИО-16 (Лыжин, Пасова и др). В своих работах 19722004 гг. они упоминают, что до проектирования трубы Т-128 (первый запуск — декабрь 1982 года) подобных исследований было крайне мало, поэтому в ЦАГИ был проведён цикл экспериментальных исследований течения на модели её рабочего тракта. Были выполнены экспериментальные исследования расходного диффузора трансзвуковой аэродинамической трубы (АДТ) [1], различных углов установки перфорированных панелей рабочей части в трансзвуковой АДТ с отсосом [2], отсос для увеличения чисел М в перфорированной рабочей части с

дозвуковым соплом [3], изучали расходный диффузор трансзвуковой аэродинамической трубы с нерегулируемой перфорацией стенок рабочей части [4], потери полного давления во входном и выходном участках рабочего тракта трансзвуковой трубы с принудительным отсосом воздуха из рабочей части [5], режимы работы аэродинамической трубы с принудительным отсосом воздуха из камеры давления и одновременным впуском воздуха в контур трубы [6].

В своих работах группа Лыжина и Пасовой, однако, не предлагает практических рекомендаций по оптимизации энергопотребления Т-128.

Один из сборников AGARD 1972 [7] года был полностью посвящён проблемам разработки и эксплуатации аэродинамических труб. Двумя основными подходами к снижению стоимости создания и использования АДТ авторы называют уменьшение стоимости конструкции и повышение энергоэффективности установки, но подчёркивают, что важно сохранить возможность выходить на режимы с высокими числами Рейнольдса, чтобы испытывать, например, элементы двигателей.

А в 1997 Wolf [8] публикует: для высокоскоростных АДТ адекватного метода теоретической оценки потерь в рабочем тракте не существует. И пробует предложить общий подход для малых и высоких скоростей потока.

В работах последнего десятилетия ([9], [10]), посвящённых разработке АДТ для решения определённого спектра прикладных задач, требования к энергоэффективности установки (ограничения стоимости испытаний) формулируются на этапе их проектирования.

Экспериментальные исследования канонического случая — несжимаемых турбулентных пограничных слоёв на гладких поверхностях при нулевом градиенте давления — проводятся уже более ста лет. Этому случаю посвящено большое количество статей, которые условно можно разделить на три группы: (i) исследования на плоской пластине в аэродинамических или гидродинамических

трубах; (и) измерения на стенках аэродинамических труб; (ш) атмосферные пограничные слои.

В Таблице 1 собраны все источники данных об исследованиях ТПС с нулевым градиентом давления при М ^ 0, использованные в этой работе.

Источник Тип установки Поверхность, на которой был получен пограничный слой Максимальное Ree Способ измерения

Klebanoff and Diehl (1952) [11] АДТ Плоская пластина 1,48 • 104 Трубка Пито, термоанемометр

Österlund (1999) [12] АДТ Плоская пластина 2,73 • 104 Интерферометрия лазерной плёнкой / термоанемометр

Kornilov and Litvinenko (2001) [13] АДТ Плоская пластина 6,5 • 103 Интерферометрия лазерной плёнкой / термоанемометр / трубка Престона

Vallikivi et al. (2015) [14] АДТ Плоская пластина 2,35 • 105 Термоанемометр / Трубка Престона

Schultz and Flack (2005) [15] ГДТ Плоская пластина 9 • 103 Интерферометрия лазерной плёнкой

Oweis et al. (2010) [16] ГДТ Плоская пластина 1,5 • 105 Плавающий элемент/ интерферометрия лазерной плёнкой / Оптический метод

Schröder et al. (2011) [17] ГДТ Плоская пластина 2,46 • 103 Оптический метод ^^ / PTV)

Winter and Gaudet (1973) [18] АДТ Стенка АДТ 2,1 х 105 Плавающий элемент / Трубка Пито

Fernholz et al (1995) [19] АДТ Стенка АДТ 6 • 104 Плавающий элемент / термоанемометр / трубка Престона

Metzger and Klewicki (2001) [20] АДТ Стенка АДТ 2 • 103 Термоанемометр

Castillo et al. (2004) [21] АДТ Стенка АДТ 1,2 • 105 Термоанемометры

Nickels et al. (2007) [22] АДТ Стенка АДТ 6,4 • 104 Термоанемометр / Трубка Пито

Metzger Пустыня

and Большого 5 • 106

Klewicki Солончак Термоанемометр

Солёного

(2001) Озера

Таблица 1. Источники данных об исследованиях несжимаемого ТПС с нулевым

градиентом давления

Чтобы увеличить число Рейнольдса Ree , некоторые исследователи искусственно утолщали пограничный слой с помощью различных устройств (Klebanoff и Diehl (1952), Kornilov и Litvinenko (2001), Kornilov и Boiko (2012) [23], Rodriguez-Lopez и др. (2016) [24]. Для искусственно утолщённых ТПС в качестве критериев установления течения рассматривались:

• постоянство параметра равновесия Клаузера G (Kornilov и Boiko (2012);

• универсальность осреднённого профиля скорости, интенсивность

турбулентности;

• распределение интегральных масштабов (Rodriguez-Lopez и др. (2016).

Marusic et al. (2010)[25] определяет равновесный пограничный слой как ПС, в котором профиль скорости во внешней части ПС (ее иногда называют область следа) становится автомодельным, поскольку эта область при больших Re составляет основную часть ПС.

Исследования на стенках аэродинамических труб можно рассматривать, как вариант искусственного утолщения ТПС, который развивается вдоль стенки аэродинамической трубы. Осреднённые параметры пограничного слоя, полученные Winter и Gaudet (1973), Vallikivi и др. (2015)[11] с помощью трубок Пито, хорошо согласуются с результатами измерений термоанемометром и данными других исследователей. Этим обусловлен выбор трубки Пито для измерения пограничного слоя в настоящем исследовании.

Осреднённые параметры пограничного слоя измерялись с помощью гребенки приемников полного давления (трубок Пито), установленной на выходе из сопла

трансзвуковой аэродинамической трубы ЦАГИ Т-128. Полученные осреднённые параметры несжимаемого двумерного ТПС с нулевым градиентом давления дополняют существующие данные по ТПС и представляют новые результаты в диапазоне Ree = (2,35 ^ 2,9) • 105.

Несмотря на большое количество имеющихся результатов, две независимые группы исследователей (Smits и др. (2011)[26], Marusic и др. (2013) пришли к одинаковому выводу: необходимо продолжать исследования пограничного слоя при очень больших числах Рейнольдса. Одним из подходов, по мнению Smits и др. (2011), является исследование в установках, где характерный размер пограничного слоя велик. Это позволит выделить все характерные масштабы в пограничном слое во времени и в пространстве.

Сжимаемые турбулентные пограничные слои (СТПС) исследуют с тех пор, как учёные и инженеры стремятся сделать транспортные средства как можно быстрее.

В 1949 году Wilson, R. E., Young, E. C., and Thompson, M. J [27] предприняли одну из первых попыток упростить учёт сжимаемости. Для преодоления ограничений при малых М и устранения очевидных погрешностей константы в граничном условии, считали, что вязкость зависит от температуры линейно. При этом интегрирование уравнения импульсов Кармана проводилось численно.

Dhawan (1953)[28] попробовал создать инструмент для оценки коэффициента трения в высокоскоростном потоке. Тогда же Coles (1953)[29] озвучил идею, что подробные исследования турбулентных пограничных слоёв (ТПС) могут помочь развить адекватный метод прогнозирования величины коэффициента трения, что особенно важно для сверхзвуковых скоростей. Hakkinen (1955)[30] также интересовался сверхзвуковыми режимами течений и считал нахождение величины коэффициента трения важной и актуальной проблемой изучения ТПС. Хотя с тех пор прошло больше полувека, новые данные о сжимаемых ТПС, полученные

экспериментально, полуэмпирически или численно, до сих пор публикуют не очень часто.

В 1957 Reshotko[31] разработал метод расчёта параметров сжимаемого ТПС с переносом тепла и произвольным градиентом давления. А в 1961 были сформулированы ещё три полуэмпирических подхода: два варианта, которые отличаются способом оценки температуры в ПС, предложил Loitsyanski[32], третий — Stratford&Beathers[33], изучавшие корреляцию опубликованных методов.

По мнению Winter & Gaudet (1973), исследуя ТПС в аэродинамической трубе на плоской пластине, очень сложно достичь величины числа Рейнольдса, эквивалентной крейсерским числам Рейнольдса летательных аппаратов. Чтобы исследовать параметры ТПС при очень больших числах Рейнольдса, эти авторы порекомендовали проводить исследования на стенках аэродинамических труб.

В 1976 Ozerov[34] получил новые экспериментальные данные о cf, чтобы проверить, можно ли пользоваться поправками Sivasegaram[35] для учёта эффектов сжимаемости при высоких скоростях течения. Ivanov в 1982[36] также использовал поправки Sivasegaram, чтобы выполнить более точный расчёт коэффициента трения по профилям скорости, полученным на гладкой стенке аэродинамической трубы: данные хорошо согласовались с результатами прямых измерений.

В 2011 — He[37], в 2014 — Gordeyev (2014)[38] возобновили экспериментальные исследования турбулентного пограничного слоя. В 2018 году Ding et al [39] предложили новый метод изучения ТПС: рассеяние на наночастицах лазерным ножом или NBPLS.

В 2019 Wenzel[40] собрал в одной работе результаты численного моделирования разных авторов: Wenzel et al, Pirozolli et.al (2011), Li & Xi-Yun (2011), Guarini et.al (2000), Alizard et al (2015), Duan et.al (2011), Maeder et.al (2001), Mayer et.al (2011). Хотя представленные в обзорах Wenzel данные согласуются друг

с другом в широком диапазоне числа Маха M = 0.3 ^ 4.0, рассматриваемые числа Рейнольдса малы: Дее~1000.

В Таблице 2 собраны все источники данных об экспериментальных исследованиях сжимаемых ТПС, использованные в этой работе:

Источник Тип установки Поверхность, на которой был получен пограничный слой Способ измерения

Coles, 1953 АДТ Плоская пластина Плавающий элемент

Winter & Gaudet, 1973 АДТ Стенка АДТ Плавающий элемент / Трубка Пито

Ozerov, 1976 АДТ Стенка АДТ Плавающий элемент / Трубка Пито

Gordeyev, 2014 АДТ Стенка АДТ Оптический метод / Трубка Пито

Hakkinen, 1955 АДТ Плоская пластина Плавающий элемент

Ivanov, 1982 АДТ Стенка АДТ Плавающий элемент

Ding, 2018 АДТ Стенка АДТ Метод рассеяния на наночастицах лазерным ножом (NBPLS)

Panco & DeMauro, 2020 [41] АДТ Стенка АДТ Оптический метод: SPIV

Bross, 2021 [42] АДТ Плоская пластина Оптический метод: SPIV / PIV

Moore & Harkness, 1964 [43] АДТ Стенка АДТ Плавающий элемент

He et al, 2011 АДТ Плоская пластина Оптический метод: Р1У

Spina and Smits, 1987 [44] АДТ Стенка АДТ Термоанемометр

Kornilov, 1997 [45] АДТ Плоская пластина Интерферометрия масляной плёнкой / Термоанемометр / Трубка Престона

Таблица 2. Источники данных об исследованиях сжимаемого ТПС с нулевым градиентом давления

Также результаты этой работы сравнивались с результатами численного моделирования разных авторов:

• DNS (Li & Xi-Yun (2011));

• SDNS (Pirozzoli et al. (2008-2011), Mayer et al. (2011), Alizard et al. (2015), Wenzel (2019));

• TDNS (Guarini et.al (2000), Martin (2004-2007), Duan et al. (2011));

• ETDNS (Maeder et al (2001 ));

• LES (Hadjadi (2014))[46],

и с рядом полуэмпирических зависимостей:

• Для Cf- — Reshotko ( 1957), Stratford & Beathers (1961), Prandtl-Schlichting (по

cf

Schlichting 1979)[47], Karman (по Schlichting 1979), Loitsyanskiy (1961), Winter & Gaudet (1973);

• Для — — Dhawan (1953), Reshotko (1957), Monaghan (1955), Karman (по Schlichting 1979), Prandtl-Karman (Schlichting 1979), Winter & Gaudet (1973);

п

• Для s- — Winter & Gaudet (1973).

Обзор литературы показал, что экспериментальных данных о сжимаемом пограничном слое мало, особенно при больших числах Рейнольдса. В последние несколько десятилетий экспериментальные исследования проводят ещё реже: почти все современные публикации посвящены методам численного моделирования — см. Рис.1.

Особенно ярко заметен недостаток данных при больших числах Рейнольдса Ree > 7,5 • Ю4. Максимальное число Рейнольдса, при котором данные получены численным моделированием Ree ^ 6000, в то время как максимальное число Рейнольдса, достигнутое в экспериментальных исследованиях сжимаемого ТПС — Ree « 450 000.

• • • • + ++ 1 □ ■ □ a i ■ p □ [j ° i □ CD % i

o 1 t O * # • •: ^ + ■ . . o ; | + + + | + > X t +

+ __H * * X ° X h -i x * jp a « ! ❖ T

m

- Coles (FE), 1953

+ Winter & Gaudet (FE/Pitot), 1973

■ Ozerov (FE/Pitot), 1976

□ Kornilov (OFI/HW/Preston tube), 1997 x Gordeyev (OM), 2014

• T-128 (Pitot)

O Pirozzoli (SDNS), 2008-2011

- Li & Xi-Yun (DNS), 2011

- Guarini et.al (TDNS), 2000

* Alizard et al (SDNS), 2015 o Duan et.al (TDNS), 2011

A Maeder et.al (ETDNS), 2001 O Mayer et.al (SDNS), 2011 » Wenzel (SDNS), 2019

• Ivanov (FE), 1982

* Martin (TDNS), 2004-2007

■ Hadjadi (LES), 2014

O Ding (OM: NBLPS), 2018 A Panco & DeMauro (OM: SPIV), 2020 O Brass (OM: SPIV/PIV), 2021

□ Moore & Harkness (FE), 1964 A He et al (OM: PIV), 2011

o Spina and Smits (HW), 1987

O

X

o *

tl K

o

X p

X

s

tr ><

o

*

K 2 P CD

o 2

a

o

K X X

o

o

u o 0>

Научная новизна исследования:

В этой работе получены осреднённые параметры турбулентного пограничного слоя (толщина вытеснения S*, толщина потери импульса S** , формпараметр Н, коэффициент трения су, параметр Клаузера G) в диапазоне Ree ~ 2.35*105 - 2.9*105 для сжимаемого и несжимаемого пограничного слоя: при рекордно больших числах Рейнольдса, часть данных получена впервые.

При максимальном числе Рейнольдса достигнуто рекордное значение числа Кармана 5+~1*105.

Показано, что логарифмический закон сохраняется вплоть до y+ ~ 1.3*104, а во внешней области пограничного слоя безразмерный профиль скорости универсален и для сжимаемого, и для несжимаемого ТПС.

Теоретическая значимость исследования:

Показано, что наилучшее соответствие полученным экспериментальным данным при больших числах Рейнольдса даёт закон влияния числа Re на коэффициент трения в виде с/ = 0.0118 Re-1/6, основанный на законе 1/5 профиля скорости (Falkner, 1943).

Полученные результаты не только обогатят существующую базу данных о ТПС, но и подойдут для верификации численных методов.

Практическая значимость исследования:

По результатам исследований определены оптимальные положения подвижных элементов рабочего тракта аэродинамической трубы Т-128: стенок рабочей части, створок камеры смешения, степень раскрытия перфорации и щелей.

Оптимальное положение подвижных элементов рабочего тракта позволяет снизить сопротивление трубы на 5% при дозвуковых скоростях потока в рабочей части и на 4% при сверхзвуковых скоростях. Для АДТ Т-128 такое снижение соответствует 5 и 4 МВт при работе трубы с полной мощностью 100 МВт.

Разработанный подход определения оптимального положения подвижных элементов рабочего тракта может быть применен для существующих аэродинамических труб и при проектировании новых установок.

Цели и задачи данной работы:

1. Определить оптимальные положения подвижных элементов рабочего тракта аэродинамической трубы Т-128 (стенок рабочей части, створок камеры смешения, степень раскрытия перфорации и щелей) для уменьшения потребляемой Т-128 мощности.

2. Дополнить существующие и получить новые данные об осреднённых параметрах сжимаемого и несжимаемого турбулентного пограничного слоя (профиль продольной скорости, толщина вытеснения S*, толщина потери импульса в , формпараметр Н, коэффициент трения Cf, параметр Клаузера G) на гладкой поверхности с нулевым градиентом давления.

На защиту выносятся:

1. Рекомендации оптимальных положений подвижных элементов рабочего тракта аэродинамической трубы Т-128 (углов разведения стенок рабочей части и створок камеры смешения, степень раскрытия перфорации) с точки зрения минимизации сопротивления установки.

2. Полученные впервые и обогащающие существующую базу данных о ТПС на гладких поверхностях осреднённые параметры сжимаемого и несжимаемого пограничного слоя (профиль скорости, толщины вытеснения и потери импульса, формпараметр, коэффициент трения, параметр Клаузера) с нулевым градиентом давления при рекордно больших числах Рейнольдса: Ree « (2,35 + 2,9) • 105. А также рекордное значение числа Кармана 5+~1*105, достигнутое при максимальном числе Рейнольдса.

Апробация результатов диссертации:

Материалы диссертации опубликованы автором достаточно полно в следующих работах:

1. [Индексируется базами данных WoS, Scopus] Influence of movable test section elements configuration on its drag and flow field uniformity at transonic speeds S.A. Glazkov, A.R. Gorbushin, S.L. Osipova and A.V. Semenov // AIP Conference Proceedingsthis, 2016, 1770, 030008

2. [Индексируется базами данных WoS, Scopus, I квартиль] Mean Parameters of an Incompressible Turbulent Boundary Layer on the Wind Tunnel Wall at Very High Reynolds Numbers / Gorbushin, A., Osipova, S., Zametaev, V. // Flow, Turbulence and Combustion, 2021, 107(1), стр. 31-50

3. [Индексируется базой данных Scopus] Mean Parameters of Incompressible Turbulent Boundary Layer with Zero Pressure Gradient on the Wall of the TsAGI T-128 Wind Tunnel at Very High Reynolds Numbers / Gorbushin, A., Osipova, S., Zametaev, V. // Springer Proceedings in Physics, 2021, 267, стр. 29-34

4. [Индексируется базой данных Scopus] INFLUENCE OF VARIABLE WALL PERFORATION RATIO ON BOUNDARY LAYER PARAMETERS AT TRANSONIC SPEEDS / Osipova, S.L. // 32nd Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences, ICAS 2021, 2021

Личный вклад соискателя в работах с соавторами заключается в следующем:

[1] — участие в обработке и анализе результатов экспериментальных исследований турбулентного пограничного слоя в Т-128 при M = 0,8 и M=1,3 при разных степенях раскрытия перфорации стенок рабочей части №1, углах сведения и разведения створок камеры смешения и панелей рабочей части №1: вычисление осреднённых параметров сжимаемого турбулентного пограничного слоя на гладких стенках диффузора — профилей скорости, толщин вытеснения и потери импульса, формпараметра.

[2] — участие в проведении экспериментального исследования несжимаемого турбулентного пограничного слоя на гладких стенках аэродинамической трубы Т-128, в обработке и анализе результатов: вычисление осреднённых параметров турбулентного пограничного слоя — профилей скорости, толщин вытеснения и потери импульса, формпараметра, коэффициента трения, параметра Клаузера.

[3] — участие в проведении экспериментальных исследований турбулентного пограничного слоя на стенках аэродинамической трубы Т-128, в обработке и анализе результатов: вычисление осреднённых параметров сжимаемого и несжимаемого турбулентного пограничного слоя на гладких и перфорированных стенках — профилей скорости, толщин вытеснения и потери импульса, формпараметра, коэффициента трения, параметра Клаузера.

[4] — участие в проведении экспериментальных исследований турбулентного пограничного слоя на гладких и проницаемых стенках аэродинамической трубы Т-128, в обработке и анализе результатов: вычисление осреднённых параметров турбулентного пограничного слоя профилей скорости, толщин вытеснения и потери импульса, формпараметра, коэффициента трения, параметра Клаузера. Оценка влияния проницаемости и сжимаемости на осреднённые параметры турбулентного пограничного слоя. Подготовка текста статьи.

Основные результаты работы докладывались на следующих научных конференциях и семинарах:

1. 59-я Научная конференция МФТИ. — г. Москва-Долгопрудный-Жуковский, 2016 г.

2. ХХУШ Научно-техническая конференция по аэродинамике — п. Володарского Московской области, Россия, 20-21 апреля 2017 г.

3. XII Всероссийская конференция молодых учёных «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии» — Новосибирск-Шерегеш, Россия, март 2018 г.

4. Семинар ЦЛГИ-JAXA — Москва-Жуковский, ноябрь 2018 г.

5. XIII Всероссийская конференция молодых учёных «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии» — Новосибирск-Шерегеш, Россия, март 2019 г.

6. XXX Научно-техническая конференция по аэродинамике, — п.Володарского Московской области, Россия, апрель 2019 г.

7. XIV Всероссийская конференция молодых учёных «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии», — Новосибирск-Шерегеш Россия, февраль-март 2020 г.

8. International Conference on the Methods of Aerophysical Research (ICMAR) — Новосибирск+онлайн, Россия, 1-7 ноября, 2020 г.

9. iTi Conference on Turbulence — онлайн, 2021 г.

10. 25th International Congress of Theoretical and Applied Mechanics (ICTAM 2020+1) — Милан+онлайн, 2022 г.

11. 32nd Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences (ICAS 2020+1) Шанхай+онлайн, 2022 г.

Достоверность (высокая степень точности измерений и объективности оценок) результатов исследования обеспечена:

• Точностью измерения параметров в аэродинамическом эксперименте;

• Применением апробированного метода измерения параметров пограничного слоя с помощью приёмников полного давления;

• Применением апробированного метода диаграмм Клаузера для определения коэффициента трения;

• Сопоставлением результатов с непосредственным измерением мощности главного привода Т-128;

• Сравнением с экспериментальными, численными и полуэмпирическими результатами исследований, опубликованными в авторитетных отечественных и зарубежных изданиях;

• Непосредственным участием соискателя в получении исходных данных и научных экспериментах;

• Положения и выводы, сформулированные в диссертации, получили квалифицированную апробацию на международных и российских научных конференциях и семинарах. Достоверность также подтверждается публикациями результатов исследования в рецензируемых научных изданиях.

Обоснованность выводов и рекомендаций подтверждена:

• Корректностью применения апробированного в научной практике исследовательского и аналитического аппарата;

• Сопоставлением результатов исследования с данными зарубежных и отечественных исследователей;

• Подтверждением результатов экспертными оценками специалистов, экспертов РНФ (проект № 20-11-20006 «Исследование структуры турбулентного пограничного слоя на перфорированной поверхности»), РФФИ (грант «Аспиранты» проект № 19-38-90296 «Исследование влияния геометрии подвижных элементов рабочих частей трансзвуковой аэродинамической трубы на параметры пограничного слоя»). Исследование по теме диссертации отмечено призом конкурса «Будущее ЦАГИ 2020» в номинации «Лучшее научное исследование» и было отмечено призом в финале конкурса «Всероссийский инженерный конкурс 2022»;

• Обсуждением результатов исследования на международных и всероссийских научных конференциях;

• Публикациями результатов исследования в рецензируемых научных изданиях.

Содержание диссертации соответствует паспорту специальности 02.05.12. -«Аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов», в

частности, пунктам:

• Расчётные и экспериментальные исследования аэродинамических характеристик летательных аппаратов и их элементов, разработка методов расчета этих характеристик, включая алгоритмы и программное обеспечение САПР летательных аппаратов.

• Исследования влияния сложных течений газа на аэродинамические характеристики летательных аппаратов.

• Разработка средств и методов экспериментальных аэродинамических и тепловых исследований (методики, установки, летные исследования).

• Экспериментальные и теоретические исследования силового, теплового и физико-химического взаимодействия сплошных и разреженных газообразных сред с поверхностями элементов конструкции из различных конструкционных материалов.

1. Методология исследований

1.1 Экспериментальная установка: аэродинамическая труба Т-128

Экспериментальные исследования проводились в трансзвуковой аэродинамической трубе Т-128 Центрального аэрогидродинамического института имени профессора Н.Е. Жуковского.

Т-128 — аэродинамическая труба непрерывного действия, переменной плотности (изменение плотности воздуха в контуре трубы достигается регулированием давления), замкнутого типа. Оборудована компрессором с приводом мощностью 100 МВт. Предназначена для проведения испытаний моделей летательных аппаратов на до-, транс- и сверхзвуковых скоростях в диапазоне числа Маха М = 0,15 ^ 1,7 . В дозвуковом диапазоне скоростей заданное число М обеспечивается с точностью ДМ = ±0,001.

Схема установки приведена на Рисунке 2. Габаритные размеры корпуса трубы: 40,5 м х 121,5 м х 20 м.

Рисунок 2. Схема аэродинамической трубы Т-128: 1 — воздухоохладитель, 2 — система наполнения и вакуумирования, 3 — компрессор, 4 — детурбулизирующие сетки, 5 — регулируемое сопло, 6 — рабочая часть, 7 — регулируемые створки камеры смешения, 8 — поворотные лопатки, 9 — хонейкомб, 10 — форкамера, 11 — люк для смены рабочих частей, 12 — отсос из камеры давления, 13 — впуск системы отсоса, 14 — диффузор, 15 — защитные сетки.

Длина рабочей части составляет 12 м. Размер её поперечного сечения на входе — 2,75 м х 2,75 м, на выходе — 2,75 м х 3,5 м. Боковые стенки представляют собой симметричные комбинации перфорированных панелей длиной 7,25 м, за которыми следуют створки камеры смешения.

Чтобы расширить спектр доступных экспериментальных исследований и ускорить процесс подготовки к испытаниям, для установки было спроектировано пять сменных рабочих частей. В эксплуатации в настоящее время находятся четыре из них.

Три рабочие части — №1, №2 и №5 — оснащены многосекционной регулируемой перфорацией стенок круглого сечения (до 128 независимых панелей со степенью проницаемости от 0 до 18%). Стенки рабочей части №3 щелевые (диапазон степени проницаемости — 0-14%).

Регулируемая перфорация всех четырех стенок каждой из рабочих частей №1, 2 и 5 выполнена в виде круглых ступенчатых отверстий диаметром 24 мм и 20 мм. Принципиальная схема работы перфорированных панелей — Рис. 3.

Рисунок 3. Схема работы одной из перфорированных панелей, которой оснащены стенки рабочих частей №1, 2 и 5

Рисунок 4. Схема рабочей части №1

Эксперименты, описанные в этой работе, проводились в рабочих частях №1, 2 и 3. Схема рабочей части №1 приведена на Рис. 4. Рабочая часть №2 устроена аналогично за исключением державки для модели: в отличие от рабочей части №1,

где установлена серповидная державка, рабочая часть №2 оборудована ленточным подвесом. Боковые перфорированные панели поворачиваются вокруг вертикальных осей, расположенных в начале рабочей части в диапазоне араПе1 = -0,5° ^ 2,0°. Со сведением на 0,5° расстояние между концами крайних панелей уменьшается до 2,6 м. С разведением на 2,0° — увеличивается до 3,25 м.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Осипова Светлана Леонидовна, 2022 год

Список литературы

1. Лыжин О.В., Пасова З.Г. Экспериментальное исследование расходного диффузора трансзвуковой аэродинамической трубы // Учёные записки ЦАГИ, том 10, № 4 — с. 48-55 (1979)

2. Лыжин О.В., Пасова З.Г., Борисов С.Ю., Искра А.Л. Экспериментальное исследование трансзвуковой аэродинамической трубы с отсосом при различных углах установки перфорированных панелей рабочей части // Учёные записки ЦАГИ, том 13, № 4 — с. 120-124 (1982)

3. Пасова З.Г., Борисов С.Ю. Использование отсоса для увеличения чисел М в перфорированной рабочей части с дозвуковым соплом // Учёные записки ЦАГИ, том 25, №4 — с. 93-98 (1984)

4. Пасова З.Г. Анализ расходного диффузора трансзвуковой аэродинамической трубы с нерегулируемой перфорацией стенок рабочей части // Учёные записки ЦАГИ, том 32, №3-4 (2001)

5. Лыжин О.В., Пасова З.Г. Экспериментальное исследование потерь полного давления во входном и выходном участках рабочего тракта трансзвуковой трубы с принудительным отсосом воздуха из рабочей части // Учёные записки ЦАГИ, том 34, №1-2, с. 84-88 (2003)

6. Пасова З.Г. Экспериментальное исследование режимов работы аэродинамической трубы с принудительным отсосом воздуха из камеры давления и одновременным впуском воздуха в контур трубы // Учёные записки ЦАГИ, том 35, №1-2 — с. 63-68 (2004)

7. AGARD report No.600: Problems of wind tunnel design and testing (1972)

8. Th. Wolf Computation of power requirements for subsonic and transonic wind tunnels // 15th AIAA Applied Aerodynamics Conference (1997)

9. Jordan Michael Towels- Moore High Speed Subsonic Wind Tunnel Design // A project present to The Faculty of the Department of Aerospace Engineering San Jose State University in partial fulfillment of the requirements for the degree

Master of Science in Aerospace Engineering (2014)

10. Jonathan D. Jaramillo DESIGN AND CONSTRUCTION OF A LOW SPEED WIND TUNNEL // A thesis submitted in partial fulfillment of the requirements for the degree of Bachelor of Science Houghton College (2017)

11. Klebanoff PS, Diehl ZW Some features of artificially thickened fully developed turbulent boundary layers with zero pressure gradient // NACA Report 1110 (1952)

12. Osterlund JM Experimental studies of zero pressure-gradient turbulent boundary-layer flow // Dissertation, Royal Institute of Technology (1999)

13. Kornilov VI, Litvinenko YuA Skin friction measurements in an incompressible turbulent boundary layer. Part 1. Adverse pressure gradient // Thermophysics and aeromechanics 4:475-49 (2001)

14. Vallikivi M, HultmarkMandSmits AJTurbulent boundary layer statistics at very high Reynolds number // J. Fluid Mech 779: 371-389 (2015) https://doi:10.1017/jfm.2015.273

15. Schultz MP, FlackKA Outer layer similarity in fully rough turbulent boundary layers // Exp Fluids 38:328 (2005) https://doi.org/10.1007/s00348-004-0903-2

16. Oweis GF, Winkel ES, Cutbrith JM, Ceccio SL, Perlin M, Dowling DR The mean velocity profile of a smooth-flat-plate turbulent boundary layer at high Reynolds number // J. Fluid Mech 665: 357-381 (2010) https://doi: 10.1017/S0022112010003952

17. Schröder A, Geisler R, Staack K et al. Eulerian and Lagrangian views of a turbulent boundary layer flow using time-resolved tomographic PIV // Exp Fluids 50:1071 (2011) https://doi.org/10.1007/s00348-010-1014-x

18. Winter KG, Gaudet L Turbulent boundary-layer studies at high Reynolds numbers at Mach numbers between 0.2 and 2.8 // ARC R&M 3712 (1973)

19. Fernholz HH, Krause E, Nockemann M, Schober M Comparative measurements in the canonical boundary layer at Ree < 6 x 104 on the wall of the DNW // Phys. Fluids 7:1275-81 (1995) https://doi.org/10.1063/1.868516

20. Metzger MM, Klewicki JC A comparative study of near-wall turbulence in high and low Reynolds number boundary layers // Phys. Fluids 13: 692-701 (2001) https://doi.org/10.1063/L1344894

21. Castillo L, Seo J, Hangan H. et al. Smooth and rough turbulent boundary layers at high Reynolds number // Exp Fluids 36:759 (2004) https://doi.org/10.1007/s00348-003-0758-y

22. Nickels TB, Marusic I, Hafez S, Hutchins N, Chong MS Some predictions of the attached eddy model for a high Reynolds number boundary layer // Philosophical Transactions of the Royal Society A, 365(1852), 807-822 (2007) https://doi: 10.1098/rsta.2006.1950

23. Kornilov VI, Boiko AV Wind-tunnel simulation of thick turbulent boundary layer // Thermophys and Aeromech 19(2):247-25 (2012)

24. Rodriguez-Lopez E, Bruce PJK and Buxton ORH On the formation mechanisms of artificially generated high Reynolds number turbulent boundary layers // Boundary-Layer Meteorol 160: 201. (2016) https://doi.org/10.1007/s10546-016-0139-8

25. Marusic, I., McKeon, B. J., Monkewitz, P. A., Nagib, H. M., Smits, A. J., Sreenivasan, K. R. Wall-bounded turbulent flows at high Reynolds numbers: Recent advances and key issues // Phys. Fluids 22, 065103 (2010) https://doi.org/10.1063/1.3453711

26. Smits AJ, McKeon BJ, Marusic I High-Reynolds number wall turbulence // Annual Review of Fluid Mechanics 43:1, 353-375 (2011) https://doi.org/10.1146/annurev-fluid-122109-160753

27. Wilson, R. E.: Turbulent Boundary Layer characteristics at Supersonic Speeds — Theory and Experiment // Univ. of Texas, Defense Research Lab., CM 569, November 21 (1949)

28. Satish Dhawan Direct measurements of skin friction // NACA Report (1953)

29. Thesis by Donald Coles Measurements in the boundary layer on a smooth flat plate in supersonic flow // California Institute of Technology, Pasadena, California (1953)

30. Raimo J. Hakkinen MEASUREMENTS OF TURBULENT SKIN FRICTION ON A FLAT PLATE AT TRANSONIC SPEEDS // Technical note 3486, NACA, Washington (1955)

31. Reshotko, E., & Tucker, M. Approximate Calculation of the Compressible Turbulent Boundary Layer With Heat Transfer and Arbitrary Pressure Gradient (1957)

32. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газов — М.: Дрофа, 2003 — 840

33. Stratford&Beathers The Calculation of the Compressible Turbulent Boundary Layer in an Arbitrary Pressure Gradient-A Correlation of certain previous Methods //

ARC R&M 3207 (1961)

34. V.N. Ozerov Определение местного коэффициента трения по результатам измерений турбулентных профилей скорости при околозвуковых скоростях // Учёные записки ЦАГИ, том VII, №2, стр. 67-72 (1976)

35. Sivasegaram S. The evaluation of local skin fiction in compressible turbulent flow // Aeronautical Journal, № 731 (1971)

36. Иванов А. И., Хонькин А. Д., Шаповалов Г. К. Экспериментальное исследование характеристик турбулентного трения при трансзвуковых скоростях // Инженерно-физический журнал, том 43, №1 (1981)

37. HE Lin, YI ShiHe, ZHAO YuXin, TIANLiFeng & CHEN Zhi Experimental study of a supersonic turbulent boundary layer using PIV // SCIENCE CHINA Physics, Mechanics & Astronomy Vol.54 No.9: 1702-170 https://doi.org/10.1007/s11433-011-4446-2

38. Stanislav Gordeyev, Adam E. Smith, Jacob A. Cress and Eric J. Jumper Experimental studies of aero-optical properties of subsonic turbulent boundary layers // J. Fluid Mech. (2014), vol.740, pp 214-253 https://doi.org/10.1017/jfm.2013.658

39. HAOLIN DING, SHIHE YI, XINHAI ZHAO, JUNRU YI, and LIN HE Research on aero-optical prediction of supersonic turbulent boundary layer based on aero-optical linking equation // Vol. 26, No. 24 | 26 Nov 2018 | OPTICS EXPRESS 31317 https://doi.org/10.1364/0E.26.031317

40. Wenzel С DNS of compressible turbulent boundary layers: pressure-gradient influence and self-similarity // Dissertation, University of Stuttgart (2019)

41. Panco, R.B., DeMauro, E.P. Measurements of a Mach 3.4 turbulent boundary layer using stereoscopic particle image velocimetry // Exp Fluids 61, 107 (2020) https://doi.org/10.1007/s00348-020-2941 -9

42. Matthew Bross, Sven Scharnowski and Christian J. Kahler Large-scale coherent structures in compressible turbulent boundary layers J. Fluid Mech. (2021), vol. 911, A2 https://doi.org/110.1017/jfm.2020.993

43. REE, J. H., & MOORE, D. R. Experimental investigations of the compressible turbulent boundary layer at very high reynolds numbers // AIAA Journal, 3(4), 631 -638 (1965) https://doi.org/10.2514/3.2939

44. ERIC F. SPINA and ALEXANDER J. SMITS Organized structures in a compressible turbulent boundary layer // J. Fluid Mech. (1987), 2.01. 182, pp. 85-109

45. Г.М. Жаркова, В.И. Корнилов, В.А. Лебига, С.Г. Миронов Методы и средства исследований течений в аэрогазодинамическом эксперименте (обзор) // Теплофизика и аэромеханика, 1997. Т.4, №3. С. 283-294.

46. A. Hadjadj, O. Ben-Nasr, M.S. Shadloo, A. Chaudhuri Effect of wall temperature in supersonic turbulent boundary layers: A numerical study // International Journal of Heat and Mass Transfer, Volume 81 (2015) https://doi.org/10.1016/uiheatmasstransfer.2014.10.025.

47. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя — М.: Наука, 1969 — 744 с.

48. McKeon, B.J., Li, J., Jiang, W., Morrison, J.F., Smits, A.J. Pitot probe corrections in fully developed turbulent pipe flow // Meas. Sci. Technol. 14, 1449-1458 (2003) https ://doi.org/10.1088/0957-0233/14/8/334

49. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика — М.: Наука, 1976

50. Корн Г., Корн Т. Справочник по математике для научных работников и инженеров - СПб.: Лань, 2003 — 832 с.

51. Clauser F.N. Turbulent boundary layers in adverse pressure gradient. // J. of Aeronautical Sci., 1956

52. Monkewitz PA, Chauhan KA, Nagib HM Self-consistent high-Reynolds number asymptotics for zeropressure-gradient turbulent boundary layers // Phys. Fluids 19, 115101 (2007)

53. Van Driest Turbulent boundary layer in compressible fluids // Journal of Aeronautical Sciences, Vol.18, No.3 (1951)

54. Lebiga, V.A., Pak, A.Y., Zinovyev, V.N., Chernyshev, S.L., Gorbushin, A.R., Ivanov, A.I. Background flow fluctuations in test sections of transonic wind tunnels // ICMAR 2014, Novosibirsk 2: 121-122 (2014) ISBN: 978-5-9905592-0-2, ISBN: 978-59905592-4-0

55. Falkner, V.M. A new law for calculating drag: the resistance of a smooth flat plate with turbulent boundary layer // Aircraft Eng. Aerospace Technol. 15(3), 65-69 (1943) https://doi.org/10.1108/eb030 997

56. Karman, T. Turbulence and Skin Friction // J. Aeronaut. Sci. 1(1), 1-20 (1934) https://doi.org/10.2514/8.5

57. Song, S., Eaton, J.K. Reynolds number effects on a turbulent boundary layer with separation, reattachment, and recovery // Exp. Fluids 36, 246 (2004) https://doi.org/10.1007/s0034 8-003-0696-8

58. Zametaev VB, Gorbushin AR, Lipatov II Steady secondary flow in a turbulent mixing layer // International Journal of Heat and Mass Transfer 132, 655-661 (2019) http s://doi.org/10.1016/j.ijheatmas stransfer.2018.12.012

59. Chauhan KA, Monkewitz PA, Nagib HM Criteria for assessing experiments in zero pressure gradient boundary layers // Fluid Dyn. Res. 41:23 (2009) https://doi: 10.1088/0169-5983/41/2/021404

60. Pirozzoli S Revisiting the mixing-length hypothesis in the outer part of turbulent wall layers: Mean flow and wall friction // Journal of Fluid Mechanics, 745, 378-397 (2014) https://doi: 10.1017/jfm.2014.101

61. Gorbushin, A., Osipova, S., Zametaev, V. Mean Parameters of an Incompressible Turbulent Boundary Layer on the Wind Tunnel Wall at Very High Reynolds Numbers // Flow, Turbulence and Combustion, 2021, 107(1)

62. Hama FR Boundary layer characteristics for smooth and rough surfaces // Trans. Soc. Nav. Architects Marine Engrs. 62:333-358 (1954)

63. Бирюков В.И., С.А. Глазков, Горбушин А.Р., Иванов А.И., Семёнов А.В. Experimental investigation of the effect of nozzle shape and test section perforation on the stationary and non-stationary characteristics of flow field in the large transonic TsAGI T-128 wind tunnel // The Aeronautical Journal - 2005, №109(1092) - Manor Created Limited - pp.75-82