Содержание к диссертации
Введение
1 Взаимодействие системы волн сжатия с пограничным слоем. Критерий образования развитой отрывной зоны 24
1.1 Цели Главы 1 24
1.2 Экспериментальная установка. Модели и методика эксперимента. Обработка результатов эксперимента 34
1.3 Результаты эксперимента. Особенности пространственного отрывного течения в области взаимодействия 43
1.4 Расчет параметров зоны взаимодействия с использованием эмпирических формул. Метод эквивалентных клиньев. Критерий образования развитой отрывной зоны 51
Выводы к Главе 1 62
2 Расчет пространственного вязкого течения на базе полной системы уравнений Навье-Стокса. 63
2.1 Цели Главы 2 63
2.2 Основные уравнения. Расчетный метод 64
2.3 Технология расчетов. Расчетные сетки 68
2.4 Результаты расчета течения в области одноступенчатого клина 70
2.5 Результаты расчета течения в области многоскачкового взаимодействия 79
Выводы к Главе 2 95
3 Экспериментальное исследование управления взаимодействием турбулентного пограничного слоя со скачком уплотнения, генерируемым затупленным стабилизатором 96
3.1 Цели Главы 3 96
3.2 Экспериментальная установка. Модель. Средства и методика измерений. Обработка результатов измерений 105
3.3 Результаты эксперимента. Обсуждение 113
Выводы к Главе 3 136
Заключение 138
Литература
- Результаты эксперимента. Особенности пространственного отрывного течения в области взаимодействия
- Технология расчетов. Расчетные сетки
- Результаты расчета течения в области многоскачкового взаимодействия
- Экспериментальная установка. Модель. Средства и методика измерений. Обработка результатов измерений
Введение к работе
Объект исследования и актуальность темы. При сверхзвуковом обтекании летательного аппарата возникают скачки уплотнения. Их взаимодействие с пограничным слоем приводит к возникновению крупномасштабных нестационарных отрывных течений. Примерами подобных течений являются течения в воздухозаборниках и соплах сверхзвуковых самолетов, в местах сочленений несущих поверхностей и органов управления с фюзеляжем, в трактах силовых установок.
Наличие отрывных зон, как правило, приводит к снижению характеристик летательного аппарата, в частности, за счет увеличения сопротивления. Сопротивление вызывается ростом энтропии за скачками (волновое сопротивление) и диссипацией импульса в пограничном слое (вязкое сопротивление).
Попадание вихревых жгутов, возникающих за отрывными зонами, в каналы воздухозаборников, или разрушение вихря при взаимодействии с системой скачков на входе в воздухозаборник приводит к увеличению неоднородности течения и отрицательно влияет на работу силовой установки.
Кроме того, нестационарность отрывного течения вызывает повышенный уровня динамических нагрузок на элементы конструкции.
Дополнительными отрицательными факторами являются повышение уровня теплопередачи в областях взаимодействия и уменьшение эффективности органов управления, попадающих в отрывные области.
Взаимодействия сильных скачков с пограничным слоем характеризуются очень сложной структурой течения, которая до настоящего времени не изучена в полной мере.
Для выявления физических особенностей течения используются экспериментальные методы или численные расчеты. В случае эксперимента, трудность заключается втом, что используя традиционные методы измерения (распределения давления и температуры в области взаимодействия, теневой прибор, размываемые покрытия и т.д.) невозможно получить данные о структуре течения в отрывной зоне, так как измерительные устройства, например насадки, зачастую вносят возмущения, что часто недопустимо ввиду того, что геометрические размеры исследуемой области сравнимы с размерами этих устройств.
Возникает необходимость в использовании перспективных, в основном оптических методов, таких как лазерная интерферометрия. Эти методы позволяют преодолеть указанные трудности, но требуют применения дорогостоящих приборов и устройств и высокой культуры эксперимента.
Дополнением к эксперименту служат численные расчеты. Они делают возможным моделирование тонкой структуры отрывного течения, определение параметров потока в зоне взаимодействия, но при этом возникает вопрос о точности применяемых расчетных методов и корректности используемых моделей, иными словами, вопрос верификации.
Большая часть экспериментальных и расчетных работ, выполненных как у нас в стране, так и за рубежом посвящена изучению взаимодействий пограничного слоя с единичным скачком уплотнения. Так, были проведены параметрические исследования структуры течения в области взаимодействия и предложены эмпирические зависимости для оценки геометрии области взаимодействия и параметров пограничного слоя в отрывной зоне при взаимодействии с косыми скачками, выполнены подробные численные расчеты, в частности с целью верификации расчетных моделей.
На практике, более важной является задача о пространственном взаимодействии пограничного слоя с системой косых скачков, например, на боковых стенках сверхзвуковых воздухозаборников. Несмотря на актуальность, опубликовано сравнительно мало экспериментальных данных о структуре и параметрах подобных течений. Как правило, приводятся результаты численных расчетов на основе интегрирования осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса.
Глубокое понимание физических особенностей течения необходимо, в частности, для разработки методов управления течением, позволяющих снизить сопротивление и улучшить характеристики летательного аппарата. В настоящее время интенсивно исследуются как активное, так и пассивное управление отрывными течениями. Большая часть работ относится к трансзвуковому обтеканию профилей. Имеется относительно небольшое число публикаций, рассматривающих активное управление течением при обтекании сочленения крыло-фюзеляж на дозвуковом режиме. Активное управление позволяет снизить интенсивность отрыва,
однако его реализация сопряжена с рядом технологических трудностей.
Таким образом, изучение пространственных течений, возникающих при взаимодействии скачков уплотнения с турбулентным пограничным слоем и методов управления ими, является важной задачей, имеющей как фундаментальное, так и прикладное значение. В настоящей работе применен комплексный подход, основанный на совместном использовании экспериментальных и численных методов.
Целью данной работы является:
1. Получение параметрических материалов о пространственном
течении на боковых стенках сверхзвукового воздухозаборника с
целью исследования вопроса о начале образования объединенной
отрывной области и определения ее передней границы при
взаимодействии системы косых скачков с пограничным слоем.
Верификация метода расчета пространственных вязких течений, основанного на решении полной системы уравнений Навье-Стокса и численное исследование физических особенностей отрывного течения на боковой стенке сверхзвукового воздухозаборника.
Экспериментальная проверка эффективности пассивного управления пространственным отрывным течением, возникающим при сверхзвуковом обтекании затупленного стабилизатора, установленного на боковой стенке аэродинамической трубы (модель сочленения органа управления с фюзеляжем летательного аппарата).
Научная новизна и практическая важность работы. На основе комплексного экспериментально-расчетного подхода:
1. Разработан эмпирический метод построения передней границы области пространственного взаимодействия системы косых скачков уплотнения с пограничным слоем ("метод эквивалентных клиньев"), использующий известные зависимости, полученные для случая единичного скачка. Предложен критерий начала образования общей отрывной области при многоскачковом взаимодействии, основанный на аналогии с двумерным взаимодействием.
"Метод эквивалентных клиньев"и критерий начала образования общей отрывной области могут быть использованы для инженерных оценок при проектировании летательных аппаратов.
2. Проведена верификация программы расчета вязких
пространственных течений на базе численного интегрирования
полной системы уравнений Навье-Стокса, в ходе которой
продемонстрировано качественное и количественное соответствие
результатов расчета и данных эксперимента, за исключением
продольных размеров отрывной области.
Данная программа может использоваться для расчета вязких пространственных течений.
3. Выполнено численное исследование особенностей сложного
отрывного течения на входе в сверхзвуковой воздухозаборник, в
том числе вблизи клина и боковой стенки.
Получены данные, расширяющие представления о физике течения в межскачковой области, в частности данные о параметрах потока в объединенной зоне отрыва и о ее геометрии.
4. Реализован способ пассивного управления отрывным течением,
возникающим при обтекании стабилизатора, установленного на
стенке трубы. Впервые экспериментально продемонстрирована
возможность сокращения размеров отрывной зоны, снижения
неблагоприятного градиента давления, а также существенного
уменьшения пульсаций давления в области взаимодействия для
пространственных течений такого типа.
Исследованный способ автоперепуска воздуха через перфорированную поверхность может быть применен для улучшения условий обтекания сочленения органа управления с фюзеляжем самолета или беспилотного летательного аппарата на сверхзвуковых скоростях.
Достоверность результатов. В работу включены экспериментальные и расчетные результаты. Экспериментальные результаты получены на установках ЦАГИ с использованием стандартных оптических и аэрометрических методов и методик измерения. Погрешность измерения
давления составляла 0.1 4- 0.5%. Верификация расчетного метода проводилась путем сравнения с данными экспериментов, полученными как в ЦАГИ, так и в других исследовательских организациях. На зашиту выносятся:
Результаты параметрических экспериментальных исследований отрывных течений на боковой стенке одно- и многоступенчатого воздухозаборника при сверхзвуковых скоростях.
Эмпирический метод расчета передней границы отрывной зоны ("метод эквивалентных клиньев") при многоскачковом
взаимодействии.
Критерий начала образования общей отрывной области при многоскачковом взаимодействии.
Результаты верификации программы численного решения полной системы уравнений Навье-Стокса, осредненной по Фавру.
Результаты численного моделирования пространственного отрывного течения на боковой стенке сверхзвукового
воздухозаборника.
6. Результаты экспериментального исследования пассивного
управления пространственным взаимодействием скачка уплотнения,
генерируемого затупленной пластиной (стабилизатором) с
турбулентным пограничным слоем на сверхзвуковых скоростях.
Апробация работы. Все результаты, приведенные в работе, прошли апробацию на научных семинарах и конференциях как в России, так и за рубежом, и были опубликованы в сборниках трудов всероссийских и международных научных конференций, таких, как:
Ежегодная научная Школа-семинар ЦАГИ "Механика жидкости и газа", Жуковский, 1991
Конференция "Фундаментальные исследования в аэрокосмической науке", ЦАГИ, Жуковский, 1994
3-rd EUROMECH Fluid mechanics conference, Goettingen, Germany,
EUROMECH 384 Colloquium on steady and unsteady separated flows, Manchester, UK, 1998
FLOWCON IUTAM Symposium on Mechanics of Passive and Active Flow Control, Goettingen, Germany, 1998
Симпозиум, посвященный 85-летию со дня рождения академика В.В. Струминского, ИПРИМ РАН, Москва, 1999
Международный симпозиум "Актуальные проблемы физической аэрогидродинамики", Новосибирск, 1999
XVI International Symposium ISABE on Air Breathing Engines, Florence, Italy, 1999
17-th International Congress on Acoustics, Rome, Italy, 2001
Верификация расчетного метода проводилась в рамках научно-исследовательской работы "Разработка численного метода расчета пространственных течений на основе уравнений Навье-Стокса", которая была удостоена второй премии в конкурсе ЦАГИ на лучшие фундаментальные, поисковые, теоретические и экспериментальные исследования за 2002 г.
Личный вклад автора. Основные результаты диссертации получены лично автором, либо при его непосредственном участии в работах в качестве ответственного исполнителя. Анализ пространственного течения выполнен с привлечением экспериментальных данных, полученных Н.Х. Ремеевым.
Публикации. Основные результаты диссертации опубликованы в печатных работах, список которых приведен в конце автореферата.
Структура и объем диссертации. Диссертация объемом 152 страницы включает Введение, 3 главы, Заключение, 83 иллюстрации и 4 таблицы. К тексту прилагается список литературы.
Результаты эксперимента. Особенности пространственного отрывного течения в области взаимодействия
Визуализация одно- и многоскачковых взаимодействий при различных числах Маха. На рис. 1.4 приводится зависимость угла раствора клина, индуцирующего зарождение отрыва от числа М набегающего потока. На график нанесены точки, соответствующие клиньям с углами 10, 10 - 20, 10 - 15 - 20 и 9 - 19 - 30, при числах М набегающего потока =2.5 и 3.
Рассчитанные параметры течения за скачками уплотнения для этих клиньев приведены в табл. 1.1. Как видно из рис. 1.4, течение в зоне взаимодействия скачков уплотнения с турбулентным пограничным слоем для клиньев с углами 10, 10—20 и 10—20—30 является отрывным. Для клина с углами 10 —15 — 20 течение отрывное только в области падения первого скачка. С учетом рассчитанных параметров была составлена программа экспериментов.
Теневые фотографии структуры системы скачков уплотнения - волн разрежения, а также предельных линий тока, полученные при испытаниях визуальной модели МС1-58 для клиньев с углами 10, 10—20, 10 —20 — 30 приведены на рис. 1.8- 1.13.
Поскольку в момент запуска трубы и во время выхода на режим сажемасляная смесь на стекле размывается вверх и навстречу потоку, существенно усложняется применение цветных смесей, наносимых в различные области зоны взаимодействия (например, перед скачком уплотнения и за ним), для визуализации. Во время останова трубы также происходит частичный размыв сажемасляного спектра, что может быть связано с высокой турбулентностью течения у стенок. В силу указанных причин, фотографирование картины растекания необходимо проводить при наличии потока.
Время установления картины растекания в наших экспериментах изменялось от 4 до 12 секунд, в зависимости от густоты сажемасляной смеси. Хорошо различимые картины предельных линий тока получены при точечном нанесении густой сажемасляной смеси перпендикулярно оси трубы на расстоянии 10 мм. от передней кромки клина (см. рис. 1.8).
Нанесение сажемасляной смеси в межскачковой области не выявило особенностей течения в этой области, однако позволило получить спектры течения во всей области взаимодействия. Интересные результаты дало применение масляной пленки (без наполнителя), наносимой на всю интересующую нас область. Следует отметить, что за счет равномерного нанесения масляной пленки и меньшей вязкости масла, область взаимодействия визуализировалась иногда более подробно, чем в случае сажемасляной смеси (см. рис. 1.9). Также заслуживает внимания малая инерционность масляной пленки.
Отработка методики эксперимента проводилась на клине с углом раствора 10. При этом, удалось получить качественные картины течения в зоне взаимодействия с хорошо различимыми линиями стекания, соответствующие современным представлениям о данном типе взаимодействий /3, 24/. Как видно из рис. 1.8, для 10-градусного клина картина течения соответствует квазиконической на участке 1-2, где граница области влияния имеет угол отхода от горизонтали 39, затем, в области пересечения скачков от клина и обечайки, она разворачивается навстречу потоку и при этом ее угол возрастает до 48. По видимому, такое искажение картины течения, связано с взаимодействием скачков в месте их пересечения, а также, возможно, с влиянием веера волн разрежения от стенки сопла.
Таким образом, уже в этом случае сказываются эффекты сложного взаимодействия. Более ярко эти особенности течения проявляются для двухскачкового клина.
Теневые фотографии, сделанные без нанесения масла или сажемасляной смеси, при различной настройке теневого прибора (рис. 1.10), показывают, что косые скачки носят хорошо выраженный пространственный характер.
Это связано с сильной неравномерностью потока в трубе и толстым пограничным слоем на стенке трубы. В пользу вероятности этого предположения говорит, в частности то обстоятельство, что за основными скачками, где неравномерность течения меньше, скачки, отраженные от обечайки уже двумерные. Сажемасляные спектры в случае двухступенчатого клина и установленной обечайки (см. рис. 1.11), показывают, что на квазиконическом участке 1-2 граница области влияния отходит от горизонтали на угол 40, превышающий угол наклона 1-го скачка на 12.2. Пройдя конический участок, линия влияния изгибается вверх навстречу потоку, на угол /Зи = 63.5 сливается с линией стекания, индуцируемой вторым скачком. При этом образуется ярко выраженная вихревая структура, причем предельные линии тока пересекают скачки уплотнения.
Здесь квазиконический характер течения нарушается и зона влияния существенно искривляется и расширяется навстречу течению. Такое искривление границы области влияния может быть связано с толстым пограничным слоем на стенке трубы. Расстояние от результирующего скачка до линии отрыва пограничного слоя составляет до 3-х толщин пограничного слоя. В этом случае поверхность торможения "работает", по-видимому, аналогично клину слива в пограничном слое, и картины растекания масла сходны.
Технология расчетов. Расчетные сетки
Формулировка разностной схемы Численная схема является схемой конечных объемов и записывается в следующем виде: Hjk ijk uiik — ЩАк I г Vijk [Qconv - QdiH] (2.5) где и?ік аппроксимирует величину / и(х, у, z, th)dx, dy, dz. Qconv и Qdiff записываются как: Qconv = _ (Д. + Д,. + Ak) [?conv . Sij Qdiff = _ (Д. + Д. + Afc) [FjK// . 5(j (2.6) где ДІ + Aj + At - разностные операторы: Aid = Oi+l/2jk — ai-l/2jk Ajd = Oij+ifok — %4-l/2Jt T S = [SJC, Sj,, г] = 5 - n , где 5 - площадь грани, n - вектор единичной внешней нормали к грани ячейки, Ff, Fj , (/ — 1, 2, 3) представляют собой аппроксимацию соответствующих потоков, протекающих через грань в единицу времени. Аппроксимация конвективных потоков. Для описания конвекции выбрана схема Годунова-Колгана-Родионова /13/-/15/. Например, первый поток в (2,6) записывается так: где Ff"v(u) - реальная физическая функция параметров на грани. Эти параметры вычисляются в результате решения задачи Римана: Ui+i/2j,ft = U (u7j, uR) (2.7) где индексы L и R соответствуют параметрам по разные стороны грани.
Аппроксимация диффузионных потоков. Рассмотрим локальную криволинейную систему координат (?т?, С) с координатными линиями, соединяющими центры ячеек и центры граней. Параметры, для которых решается задача о распаде разрыва, определяются следующим Величины ().. (с) определяются аналогично. Полученные градиенты используются только для интерполяции. В диффузионных членах используются градиенты, пересчитанные в декартову систему координат с использованием матрицы Якоби в каждой точке, где это необходимо.
Указанный метод и программа расчета были разработаны в отделении аэродинамики силовых установок ЦАГИ /17/, /18/. Технология расчетов. Расчетные сетки.
Технология расчетов. Расчетные сетки Расчеты выполнялись в несколько этапов: расчет невязкого ламинарного течения на серии последовательно дробящихся равномерных сеток; расчет турбулентного вязкого течения на предельно подробной (по количеству ячеек), но равномерной сетке; расчет турбулентного вязкого течения на серии последовательно сгущающихся (при неизменном количестве ячеек) сеток. Расчетные сетки состояли из одного блока. Для одноступенчатого клина сетка имела 50 ячеек в продольном направлении, в вертикальном - 128, а в горизонтальном - 50. Сечения сетки по поверхности клина торможения, боковой стенки, а также в поперечной плоскости приведены на рис. 2.3.
Для трехступенчатого клина (рис. 2.4) сетка состояла из 80 ячеек в продольном, 128 - в вертикальном, и 50 - в горизонтальном направлении. Сгущения сетки выполнялись таким образом, чтобы обеспечить не менее 10 ячеек в дозвуковой части ПС. Потребная для проведения расчета оперативная память составляла 500 Мб.
Верификация расчетного метода проводилась на примере течения вокруг клина с углом раствора 20. Число Маха набегающего потока Moo = 3.96, число Рейнольдса, вычисленное по толщине невозмущенного пограничного слоя Re = 2.18 105, толщина натекающего пограничного слоя Soo = 0.3 см, температура стенки была близка к адиабатической (Tw = l.0bTad). Результаты расчета сравнивались с данными экспериментов, приведенных в работе /12/. Погрешность эксперимента составляла 2.7%. Также осуществлялось сравнение с результатами расчета, проведенными группой под руководством Д.Найта /12/, /23/.
Общий вид поля статического давления на поверхностях клина торможения и пластины приведен на рис. 2.5. Поля статического давления на поверхностях клина торможения и пластины
На поверхности пластины прослеживаются линия влияния, область резкого роста давления в месте падения скачка, и другие особенности взаимодействия. Однако, больший интерес представляют пространственные распределения таких параметров, как статическое давление, плотность и т.п.
На рис. 2.6 представлены поля статического давления в плоскости, отстоящей от передней кромки клина на расстояние R = 8.89 см. Данные расчета, проведенного с участием автора (а) сравниваются с результатами расчета группы Д. Найта, проведенными для модели турбулентности Болдуина-Ломэкса (б). Качественно данные расчета хорошо согласуются с моделью течения, предложенной Желтоводовым, Максимовым и Шилеином /21/, а позднее уточненной Сеттлзом и Алви /22/. Видно, что величины статического давления, определяемые в расчетах, примерно совпадают, однако модель Болдуина-Ломэкса дает большие угловые размеры отрывной зоны.
Результаты расчета течения в области многоскачкового взаимодействия
На втором этапе проведено численное исследование 3-х мерного взаимодействия системы скачков уплотнения с пограничным слоем боковой стенки /79/. Система скачков генерировалась от 3-х ступенчатым клином. Углы ступеней клина ft = 858 , S2 = 1620 , 63 = 2008 . Угол наклона кромки боковой стенки составлял 48.
Клин обтекался внешним потоком с числом М = 2.6. Полное давление составляло р = 5кг/см2, температура торможения То = 300К. Параметры турбулентности в набегающем потоке составляли g = 4.51 м/с и ш = 1000 1/с.
Поля чисел Маха и полного давления в плоскости симметрии модели приведены на рис. 2.16 2.17. За исключением области пограничного слоя на клине, параметры течения практически постоянны.
В таблице 2.1 эти данные вязкого расчета сравниваются с данными расчета для случая идеального газа и эксперимента. Символами р и Рооо обозначены статическое и полное давление невозмущенного потока. Видно, что по сравнению с расчетом, проведенным для идеального газа, вязкий расчет дает более близкие к экспериментальным параметры течения в исследуемых областях. Так, в области за первым скачком (Г), разница между невязким расчетом и экспериментом по давлению составляет 8.86%, а между вязким расчетом и экспериментом - 5.17%. В области за вторым скачком (77), данные невязкого расчета и эксперимента по давлению различаются на 9.46% , а между вязким расчетом и экспериментом на 5.41%. В области за третьим скачком (III), отличие между невязким расчетом и экспериментом по давлению составляет 6.06% , а между вязким расчетом и экспериментом - 3.86%.
Сравнение по числам Маха проведено для области III, где имеются экспериментальные данные. В области за третьим скачком, отличие между невязким расчетом и экспериментом составляет 2.01% , а между вязким расчетом и экспериментом - 0.64%.
На рис. 2.20, 2.21 представлены распределения статического давления в центральном сечении и на боковой стенке. В плоскости симметрии картина течения соответствует расчетной системе косых скачков уплотнения, при пересечении которых образуется один результирующий скачок. Вблизи же боковой стенки четко просматриваются линии отрыва и присоединения потока. Вдоль результирующего скачка ширина зоны отрыва увеличивается.
Чтобы более наглядно представить процесс формирования общей отрывной зоны, рассмотрим поля статического давления в поперечных сечениях х = 156.66 -J- 229.98 мм (рис. 2.22). Расположение сечений указано на рис. 2.21. Они выбраны так, чтобы можно было проследить процесс объединения малых зон отрыва, образовавшихся вначале под каждым скачком уплотнения (сечение х — 156.66) вплоть до взаимодействия с сильным результирующим скачком (сечение х — 229.98). В сечении х = 156.66 наблюдаются довольно слабые, изолированные зоны взаимодействия 3-х скачков с пограничным слоем боковой стенки. По мере уменьшения расстояния между скачками отрыва отрывные зоны быстро увеличиваются (сечение х = 184.86)а при их объединении формируется общая отрывная область (сечение х = 207.00). Ниже по течению (сечение х = 229.98) кормовая часть области отрыва заметно расширяется.
Для сравнения, на рис. 2.23 приведены поля полного давления и чисел Маха в тех же сечениях. Поля статического давления, чисел Маха, плотности и полного давления в увеличенном масштабе приведены на рис. 2.24- 2.25.
Приведенные поля позволяют детально описать взаимодействие системы косых скачков с турбулентным пограничным слоем и процесс формирования зоны развитого отрыва. По ним, в частности, можно проследить, как изменяются вдоль оси X форма и размеры отрывной зоны. Так, например, в сечении х = 229.98 мм заметно смещается по течению ее задняя граница. Кроме того, из сравнения полей статического и полного давления следует, что протяженность зоны отрыва, определенная на основании полей полного давления больше, чем определенная на основании анализа полей статического давления.
Экспериментальная установка. Модель. Средства и методика измерений. Обработка результатов измерений
Поскольку торможение потока сильнее воздействует на внутреннюю область пограничного слоя, может возникнуть ситуация, когда поток под действием градиента давления разворачивается, и формируется отрывная зона. При этом и возникает структура течения, представленная на рис. 3.2. Зона отрыва, образованная рециркуляционным течением, ограничена разделительной линией тока S. Линия S замыкается в точках отрыва и присоединения. Вследствие сильного перемешивания потока в отсоединенными сдвиговом слое, идет передача энергии из внешнего высокоскоростного потока в отрывную зону. Под влиянием этого, скорость Us на границе отрывной области S растет до тех пор, пока не начинается присоединение потока.
Результирующий скачок Сз взаимодействует с отрывным вязким течением, где отражается, образуя веер волн разрежения, вследствие чего срывной слой отклоняется к стенке, где присоединяется. При присоединении, отрывная область сокращается» поток замедляется вблизи точки присоединения А. Одновременно возникает веер волн сжатия, образуя присоединенный скачок. Протяженность отрывной области зависит от способности сдвигового слоя передавать повышение давления в области присоединения вверх по потоку. Эта способность является функцией импульса или максимальной скорости Usmax при начале процесса присоединения.
Таким образом, передача возмущений вверх в турбулентном пограничном слое зависит, в основном, от его количества движения. Для того, чтобы снизить влияние градиентов давления на пограничный слой, необходимо повысить его импульс до взаимодействия со скачком. В настоящее время такая возможность реализована несколькими различными способами.
При сдуве пограничного слоя, через щели, расположенные непосредственно перед местом падения скачка уплотнения, организуется выдув воздуха.
Отсос пограничного слоя во всей области взаимодействия со скачком уплотнения позволяет сократить ее геометрические размеры, и "восполнить"профиль скорости. Напротив, вдув воздуха в область взаимодействия приводит к увеличению формпараметра пограничного слоя, что делает пограничный слой более восприимчивым к влиянию градиентов давления.
Отсос низко скоростной части пограничного слоя в области перед зоной взаимодействия снижает его восприимчивость.
Вихрегенераторы позволяют передавать импульс из внешнего высокоскоростного течения в пограничный слой с помощью образуемых ими вихревых структур.
Рециркуляция течения в специально организованной полости, расположенной в зоне взаимодействия, позволяет локально уменьшить толщину пограничного слоя, и снизить перепад давления в системе скачков.
Поскольку взаимодействие сильно зависит от свойств пограничного слоя, можно изменить эти свойства, меняя температуру стенки. Увеличение температуры стенки приводит к снижению местного числа Маха вследствие увеличения местной скорости звука, и наоборот. Поскольку распространение возмущений вверх обусловлено толщиной дозвуковой части пограничного слоя, снижение температуры стенки позволяет уменьшить геометрические размеры области влияния. Отрицательным эффектом является увеличение плотности вследствие снижения температуры пограничного слоя.
В последнее время рядом исследователей предложен активный механизм управления, основанный на применении микроэлектромеханических систем (МЕМС). МЕМС представляет собой миниатюрный актюатор с электронным управлением, который может менять локальные параметры течения. Простейшим вариантом МЕМС является набор микроинтерцепторов, размещенных в области вихреобразования. Интерцепторы позволяют воздействовать на источник вихря, тем самым меняя его интенсивность. Следует отметить, что использование подобных устройств сдерживается их сложностью и сравнительно высокой стоимостью.
Очевидно, что основным принципом управления взаимодействием является подвод энергии к пограничному слою. В общем случае, речь идет о максимально возможном ослаблении отрывных явлений. В зависимости от основы вышеизложенных способов, управление взаимодействием подразделяется на активное и пассивное. В случае активного управления, подвод энергии осуществляется извне (принудительный отсос воздуха, подогрев, и т.д.), в случае пассивного управления используется энергия самого течения (вихрегенераторы, автоотсос воздуха за скачком уплотнения и выдув его же перед скачком, за счет перепада давления в скачке)
