Email this article Numerical simulation of the interaction between weak shock waves and supersonic boundary layer on a flat plate with the blunt leading edge
- Authors: Egorov I.V.1,2, Nguen N.K.1, Chuvakhov P.V.1
-
Affiliations:
- Moscow Institute of Physics and Technology
- Zhukovski Central Aerohydrodynamic Institute (TsAGI)
- Issue: No 2 (2024)
- Pages: 113-125
- Section: Articles
- URL: https://ogarev-online.ru/1024-7084/article/view/266742
- DOI: https://doi.org/10.31857/S1024708424020102
- EDN: https://elibrary.ru/riviny
- ID: 266742
Cite item
Open Access
Access granted
Abstract
The interaction of weak shock waves in form of an N-wave with the supersonic laminar boundary layer on a flat plate with blunt leading edge at the free-stream Mach number M = 2.5 is numerically studied. The numerical results are compared with known experimental data. The combined influence of the N-wave and the leading edge bluntness on the laminar-turbulent transition process is discussed.
Full Text
About the authors
I. V. Egorov
Moscow Institute of Physics and Technology; Zhukovski Central Aerohydrodynamic Institute (TsAGI)
Email: pavel_chuvahov@mail.ru
Russian Federation, Dolgoprudny, Moscow oblast; Zhukovsky, Moscow oblast
N. K. Nguen
Moscow Institute of Physics and Technology
Email: pavel_chuvahov@mail.ru
Russian Federation, Dolgoprudny, Moscow oblast
P. V. Chuvakhov
Moscow Institute of Physics and Technology
Author for correspondence.
Email: pavel_chuvahov@mail.ru
Russian Federation, Dolgoprudny, Moscow oblast
References
- Гапонов С.А., Маслов А.А. Развитие возмущений в сжимаемых потоках. Новосибирск: Наука, 1980. 144 с.
- Laufer J. Aerodynamic noise in supersonic wind tunnels // Aerospase Sci. 1961. V. 28. № 9. P. 685–692.
- Kendall J.M. Wind tunnel experiments relating to supersonic and hypersonic boundary-layer transition // AIAA J. 1975. V. 13. № 3. P. 290–299.
- Приданов В.Г., Харитонов А.М., Черных В.В. Совместное влияние чисел Маха и Рейнольдса на переход в пограничном слое // Изв. АН СССР. Механика жидкости и газа. 1974. № 1. С. 160–163.
- Боровой В.Я., Егоров И.В., Мошаров В.Е., Скуратов А.С., Радченко В.Н. Экстремальный нагрев тел в гиперзвуковом потоке. М.: Наука, 2018. 390 с.
- Ваганов А.В., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В., Шалаев В.И. Экспериментальное исследование структуры течения и перехода в пограничном слое треугольного крыла с затупленными передними кромками при числах Маха 2, 2.5 и 4 // Труды МФТИ. 2013. Т. 5. № 3. С. 164–173.
- Ваганов А.В., Ермолаев Ю.Г., Колосов Г.Л., Косинов А.Д., Панина А.В., Семенов Н.В. О воздействии падающей волны Маха на поле пульсаций в пограничном слое при обтекании плоского дельта крыла // Вестник НГУ. Сер. Физика. 2014. Т. 9. № 1. С. 29–38.
- Ваганов А.В., Ермолаев Ю.Г., Колосов Г.Л., Косинов А.Д., Панина А.В., Семенов Н.В., Яцких А.А. К воздействию падающей волны Маха на сверхзвуковой пограничный слой // Теплофизика и аэромеханика. 2016. Т. 23. № 1. С. 45–50.
- Косинов А.Д., Семёнов Н.В., Яцких А.А., Ермолаев Ю.Г., Питеримова М.В. Экспериментальное исследование взаимодействия слабых ударных волн со сверхзвуковым пограничным слоем плоской затупленной пластины при числе Маха 2 // Сибирский физический журнал. 2018. Т. 13. № 3. C. 16–23.
- Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Кочарин В.Л., Семенов Н.В., Яцких А.А. Об экспериментальном исследовании воздействия слабых ударных волн на пограничный слой плоской притупленной пластины при числе Маха 2.5 // Известия РАН. МЖГ. 2019. № 2. С. 112–118.
- Динь К.Х., Егоров И.В., Федоров А.В. Взаимодействие волн Маха и пограничного слоя при сверхзвуковом обтекании пластины с острой передней кромкой // Ученые записки ЦАГИ. 2017. Т. XLVIII. № 4. С. 10–19.
- Динь К.Х., Егоров И.В., Фёдоров А.В. Влияние волн Маха на ламинарно-турбулентный переход при сверхзвуковом обтекании плоской пластины // Изв. РАН. МЖГ. 2018. № 5. С. 113–124.
- Егоров И.В., Динь К.Х., Нгуен Н.К., Пальчековская Н.В. Численное моделирование взаимодействия волны Маха и сверхзвукового пограничного слоя на плоской пластине с острой передней кромкой // Ученые записки ЦАГИ. 2021. Т. LII. № 3. C. 18–28.
- Егоров И.В., Новиков А.В., Фёдоров А.В. Прямое численное моделирование ламинарно-турбулентного перехода при гиперзвуковых скоростях потока на супер-ЭВМ // Ж. вычисл. матем. и матем. физ. 2017. Т. 57. № 8. С. 1347–1373.
- Quirk J.J. A contribution to the great Riemann solver debate // Int. J. Numer. Meth. Fluids. 1994. V. 18. P. 555–574.
- Chuvakhov P.V. Shock-Capturing Anomaly in the Interaction of Unsteady Disturbances with a Stationary Shock. AIAA Journal. 2021. P. 1–11.
- Нгуен Ньи Кан. Разработка и применение гибридных разностных схем для моделирования ламинарно-турбулентного перехода при взаимодействии N-волны со сверхзвуковым пограничным слоем // Дисс. … к. ф.-м. н., Долгопрудный, МФТИ, 15.09.2022.
Supplementary files
Supplementary Files
Action
1.
JATS XML
2.
Fig. 1. Diagram (a) of the interaction of an N-wave excited by a two-dimensional unevenness on the side wall of a wind tunnel (top view) and the pressure disturbance p' from the N–wave (b): Minf, Re1, inf, Tinf are the Mach number, the Reynolds unit number, and the static temperature of the incoming flow, respectively.
Download (97KB)
3.
Fig 2. A thin ribbon (a) and its equivalent mathematical model (b).
Download (96KB)
4.
Fig. 3. Calculated subdomain 1 for a plate with a sharp (a) and a blunted (b) leading edge
Download (129KB)
5.
Fig. 4. Calculated subdomain 2 and fragments of the calculated grid: (a) – xy section, blunted edge; (b) – xy section, sharp edge; (c) – grid in xy section, blunted edge; (d) – grid in yz section, sharp edge.
Download (355KB)
6.
Fig. 5. Pressure distribution across the shock wave in section s1 at y = 0.
Download (93KB)
7.
Fig. 6. The field of the longitudinal component of the velocity vector in the xy section (a) and the pressure field in the xz section at y = 0 (Dx * = 8 × 10–7m) (b).
Download (448KB)
8.
Fig. 7. Pressure along line s1 (a) and line s2 (b).
Download (131KB)
9.
Fig. 8. Temperature along line s1 (a) and line s2 (b).
Download (139KB)
10.
Fig. 9. The longitudinal component of velocity along line s1 (a) and line s2 (b).
Download (140KB)
11.
Fig. 10. The longitudinal component of velocity in the section x * = 0.06 m: sharp (a) and blunted (b) plate.
Download (202KB)
12.
Fig. 11. The longitudinal component of velocity in the section x * = 0.2 m: sharp (a) and blunted (b) plate.
Download (215KB)
13.
Fig. 12. The field of the longitudinal velocity component in the section y* = 0.0029 m: sharp (a) and blunted (b) plate.
Download (170KB)
14.
Fig. 13. Disturbance of the longitudinal velocity component in the section y* = 0.0033 m: sharp (a) and blunted (b) plate.
Download (265KB)
15.
Рис. 14. Возмущение продольной компоненты скорости: острая (а) и затупленная (б) пластина при разных x *.
Download (237KB)
16.
Fig. 15. Average values of mass flow: (a) x* = 60 mm, y* ≈ 2.983 mm, (b) x* = 90 mm, y* ≈ 3.079 mm.
Download (175KB)
17.
Fig. 16. RMS pulsations of mass flow: (a) x* = 60 mm, y* ≈ 2.983 mm, (b) x* = 90 mm, y* ≈ 3.079 mm.
Download (183KB)
