Numerical Modeling of the Effect of Supersonic Vortex Structures on the Heat Transfer on the Lifting Surfaces of Flight Vehicles

Cover Page

Cite item

Full Text

Open Access Open Access
Restricted Access Access granted
Restricted Access Subscription or Fee Access

Abstract

The simultaneous flow past two rectangular tandem wings is considered. The thermal loads on the main wing are studied as functions of the intensity of the vortex formations produced by a generator. The following flow regimes are considered: the incoming Mach number М∞ = 3 and the angles of incidence of the generator are 10° and 20°. It is shown that under certain conditions the surface and the attack angle of the generator is 10 and 20 of the main wing can be considerably reduced due to its interaction with vortex structures.

Full Text

Restricted Access

About the authors

V. E. Borisov

Keldysh Institute of Applied Mathematics of the Russian Academy of Sciences

Author for correspondence.
Email: konstantinovskaya.t.v@gmail.com
Russian Federation, Moscow

T. V. Konstantinovskaya

Keldysh Institute of Applied Mathematics of the Russian Academy of Sciences

Email: konstantinovskaya.t.v@gmail.com
Russian Federation, Moscow

A. E. Lutsky

Keldysh Institute of Applied Mathematics of the Russian Academy of Sciences

Email: konstantinovskaya.t.v@gmail.com
Russian Federation, Moscow

References

  1. Лыков А. В., Алексашенко А. А., Алексашенко В. А. Сопряженные задачи конвективного теплообмена. Минск: Наука и техника, 1971. 346 с.
  2. Землянский Б.А., Лунев В.В., Власов В.И., Горшков А.Б., Залогин Г.Н., Ковалев Р.В., Маринин В.П., Мурзинов И.Н. Конвективный теплообмен летательных аппаратов / Под науч. ред. Б.А. Землянского. М.: Физматлит, 2014. 380 с. ISBN 978-5-9221-1523-0
  3. Гришин А.М., Фомин В.М. Сопряженные и нестационарные задачи механики реагирующих сред. Новосибирск: Наука, 1984. 318 с.
  4. Лунев В.В. Течение реальных газов с большими скоростями. М.: Физматлит, 2007. 760 c.
  5. Hirschel E.H., Weiland C. Selected Aerothermodynamic Design Problems of Hypersonic Flight Vehicles. Springer-Verlag Berlin Heidelberg, 2009. 518 p. https://doi.org/10.1007/978-3-540-89974-7
  6. Terekhov V.I., Yarygina N.I., Zhdanov R.F. Heat transfer in turbulent separated flow in the presence of high free-stream turbulence // Int. J. Heat Mass Transfer. 2003. V. 46. № 23. P. 4535–4551.
  7. Баранов П.А., Жукова Ю.В., Исаев С.А., Баранова Т.А., Жданов В.Л. Интенсификация теплообмена в неоднородных средах при обтекании эллиптических цилиндров // ММФ–2008: VI Минский международный форум по тепло- и массообмену (19–23 мая 2008 г): Тез. докл. и сообщ. Институт тепло- и массообмена имени А.В. Лыкова НАН Беларуси. Минск. 2008. Т. 1. С. 66–67.
  8. Братухин А.Г., Серебрянский С.А., Стрелец Д.Ю., Виноградов И.Л., Глебов А.Г., Злыгарев В.А., Карташев А.В., Козелков А.С., Кузьменко М.Л., Кулагин А.Ф., Львова Г.В., Огарков C.O., Пекарш А.И., Петров А.Н., Погосян М.А., Поляков В.Б., Притулкин А.А., Савельевских Е.П., Соколов В.А., Судов E.B., Чекан М.Г., Шагалиев P.M., Шильников П.С., Юрин В.Н., Яновский Л.С., Ященко Б.В. Цифровые технологии в жизненном цикле Российской конкурентоспособной авиационной техники. М.: Изд-во МАИ, 2020. 448 с. ISBN 978-5-4316-0694-6
  9. Smart M.K., Kalkhoran I.M., Bentson J. Measurements of supersonic wing tip vortices // AIAA Journal. 1995. V. 33. № 10. P. 1761–1768.
  10. Боровой В.Я., Кубишина В.Я., Скуратов А.С., Яковлева Л.С. Вихрь в сверхзвуковом потоке и его влияние на течение и теплообмен на затупленном теле // Изв. РАН.Механика жидкости и газа. 2000. № 5. С. 66–76.
  11. Borisov V.E., Davydov A.A., Konstantinovskaya T.V., Lutsky A.E., Shevchenko A.M., Shmakov A.S. Numerical and experimental investigation of a supersonic vortex wake at a wide distance from the wing // AIP Conf. Proc. 2018. 2027. P. 030120.
  12. Боровой В.Я., Кубышина Т.В., Скуратов А.С., Яковлева Л.В. Вихрь в сверхзвуковом потоке и его влияние на обтекание и теплообмен затупленного тела // Изв.РАН.МЖГ. 2000. №5. С. 66–76.
  13. Ширяев А.В., Серебрянский С.А. Методы снижения температурного нагрева конструкции сверхзвукового самолета / Сб.Тр. конф. Управление развитием крупномасшабных систем (MLSD’2022), Москва, 26–28 сентября 2022 г. С. 925–931. https://doi.org/10.25728/mlsd.2022.0925
  14. Александров С.В., Ваганов А.В., Шалаев В.И. Физические механизмы образования продольных вихрей, появления зон высоких тепловых потоков и раннего перехода в гиперзвуковом течении около треугольного крыла с затупленными передними кромками // Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника. 2016. №45. С. 9–31. https://doi.org/10.15593/2224-9982/2016.45.01
  15. 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.
  16. Борисов В.Е., Давыдов А.А., Кудряшов И.Ю., Луцкий А.Е. Программный комплекс ARES для расчета трехмерных турбулентных течений вязкого сжимаемого газа на высокопроизводительных вычислительных системах. // Свидетельство о регистрации программы для ЭВМ RU 2019667338. 23.12.2019.
  17. Гаджиев Д.А., Гайфуллин А.М. Эволюция двух вихрей вблизи твердой поверхности // Прикладная механика и техническая физика. 2018. Т. 59. № 2. С. 31–38.
  18. Борисов В.Е., Константиновская Т.В., Луцкий А.Е. Исследование вихревых структур при сверхзвуковом обтекании тандема крыльев // Мат. моделирование. 2022. Т. 34. № 6. С.92-110. https://doi.org/10.20948/mm-2022-06-06.
  19. Allmaras S.R., Johnson F.T., Spalart P.R. Modifications and Clarifications for the Implementation of the Spalart-Allmaras Turbulence Model // Seventh International Conference on CFD (ICCFD7), Big Island, Hawaii, 9-13 July 2012.
  20. Edwards J.R., Chandra S. Comparison of Eddy Viscosity-Transport Turbulence Models for Three-Dimensional, Shock-Separated Flowfields // AIAA Journal. 1996. V. 34. № 4. P. 756–763.
  21. NASA Turbulence Modeling Resource. https://turbmodels.larc.nasa.gov/spalart.html
  22. Борисов В.Е., Давыдов А.А., Кудряшов И.Ю., Луцкий А.Е., Меньшов И.С. Параллельная реализация неявной схемы на основе метода LU-SGS для моделирования трехмерных турбулентных течений // Математическое моделирование. 2014. Т. 26. № 10. С. 64–78.
  23. Вычислительный комплекс K-60. https://www.kiam.ru/MVS/resourses/k60.html

Supplementary files

Supplementary Files
Action
1. JATS XML
Download
2. Fig. 1. Calculation domain for the considered configurations: top for analysing the breakaway zone, bottom for analysing the effect on heat fluxes.

Download (217KB)
Indexing metadata
3. Fig. 2. General structure of the end vortex: current lines in the end vortex zone from the wing-generator.

Download (115KB)
Indexing metadata
4. Fig. 3. Interaction of the generator vortex structures with the main wing. Adiabatic condition. Presence of secondary vortices, the colour indicates the direction of their rotation. Configurations (from top to bottom): α1 = α2 = 20° short (a) and long (b) generator, α1 = 10° α2 = 0° (c), α1 = 20° α2 = 0° (d).

Download (268KB)
Indexing metadata
5. Fig. 4. Flow breakaway regions, isosurfaces of negative values of longitudinal velocity are shown, wing at an angle of attack of 20°: unperturbed incoming flow (a), tandem with short generator (b), tandem with long generator (c).

Download (77KB)
Indexing metadata
6. Fig. 5. Pressure distribution on the leeward side of the main wing: unperturbed flow (a); short generator (b); long generator (c). The transverse pressure gradient for the short generator (b) causes detachment in the interaction region.

Download (195KB)
Indexing metadata
7. Fig. 6. Temperature distribution on the main wing surface. Adiabatic surface: streamline with unperturbed flow (a); streamline in the presence of a short generator wing with an angle of attack of 10 on the upper (b) and lower (c) surfaces; streamline in the presence of a short generator wing with an angle of attack of 20° on the upper (d) and lower (e) surfaces.

Download (301KB)
Indexing metadata
8. Fig. 7. Distribution of heat fluxes on the main wing surface. Isothermal surface, variant Tw = 1.4: unperturbed streamline (a), streamline in the presence of the generator wing - upper (b) and lower (c) surfaces.

Download (166KB)
Indexing metadata
9. Fig. 8. Distribution of heat fluxes on the main wing surface. Isothermal surface, variant Tw = 4.2: undisturbed flow (a); flow with the generator wing - upper (b) and lower (c) surfaces.

Download (176KB)
Indexing metadata

Copyright (c) 2024 Russian Academy of Sciences