Поступило в Редакцию 9 марта 2017 г.Экспериментально исследована устойчивость сверхзвукового пристенного течения над мелко гофрированной пластиной в набегающем потоке аэроди-намической трубы с числом Маха 6. Получены коэффициенты роста возму-щений, которые показывают, что волнистая стенка стабилизирует течение в пограничном слое относительно возмущений второй моды, но дестабилизирует возмущения первой моды. Проведен биспектральный анализ возмущений. Получено, что с уменьшением амплитуд пульсаций второй моды нелинейные процессы в пограничном слое за волнистой поверхностью становятся сильно подавленными: гармонический резонанс второй моды отсутствует, а нелинейные процессы в низкочастотной области спектра имеют на порядок более низкую амплитуду взаимодействия и существенно более ограниченный частотный диапазон. Благодаря стабилизирующему влиянию волнистой поверхности на возмущения второй моды начало ламинарно-турбулентного перехода в целом задерживается. DOI: 10.21883/PJTF.2017.13.44813.16733 Ламинарно-турбулентный переход (ЛТП) приводит к существенному росту аэродинамического сопротивления и нагрева поверхности, а также к уменьшению эффективности двигательной установки гиперзву-ковых аппаратов. Возможность удлинения ламинарного участка важна при разработке и оптимизации перспективных аэрокосмических само-летов. При гиперзвуковых скоростях ЛТП вызывается возмущениями низкочастотной первой (вихревой) и высокочастотной второй (акусти-ческой) модами возмущений. Их частотные диапазоны различаются 5 65
Поступило в Редакцию 28 апреля 2017 г.Представлены результаты экспериментального исследования влияния локаль-ного нагрева/охлаждения затупленной носовой части конуса на развитие возму-щений в пограничном слое при числе Маха M = 6. Выполнен сравнительный анализ спектров пульсаций давления на поверхности конуса. Показано, что в пограничном слое острого конуса нагрев/охлаждение приводит к дестаби-лизации/стабилизации возмущений второй моды. Для затупленных конусов наблюдается противоположный эффект: нагрев приводит к слабой стабилизации возмущений, охлаждение -к дестабилизации. Этот эффект усиливается при увеличении радиуса затупления носовой части конуса. DOI: 10.21883/PJTF.2017.20.45145.16841 Разработка многоразовых и безопасных гиперзвуковых летатель-ных аппаратов (ГЛА) требует полного контроля над распределением тепла по всей системе тепловой защиты. Если в каком-то месте на поверхности транспортного средства пограничный слой переходит из ламинарного состояния в турбулентное, то резко увеличиваются тепловые потоки к поверхности. В связи с этим проблема предсказания ламинарно-турбулентного перехода (ЛТП) является одной из ключевых проблем аэротермодинамики [1]. При полете высокоскоростных лета-тельных аппаратов наиболее интенсивному нагреву подвергаются его носовые части. Возникающие при этом зоны тепловых неоднородностей могут оказать существенное влияние на пограничный слой, его воспри-имчивость к пульсациям внешнего потока, возбуждение и эволюцию 12
scite is a Brooklyn-based organization that helps researchers better discover and understand research articles through Smart Citations–citations that display the context of the citation and describe whether the article provides supporting or contrasting evidence. scite is used by students and researchers from around the world and is funded in part by the National Science Foundation and the National Institute on Drug Abuse of the National Institutes of Health.
hi@scite.ai
10624 S. Eastern Ave., Ste. A-614
Henderson, NV 89052, USA
Copyright © 2024 scite LLC. All rights reserved.
Made with 💙 for researchers
Part of the Research Solutions Family.