Влияние вихревых возмущений на ламинарно-турбулентный переход в сверхзвуковом пограничном слое на скользящем крыле при М = 2,5

Выполнены экспериментальные исследования восприимчивости сверхзвукового пограничного слоя на скользящем крыле к вихревым возмущениям при числе Маха 2,5. В экспериментах использовались 3 % симметричная модель скользящего крыла с чечевицеобразным профилем и углом скольжения кромок 45°. Выполнено исследование структуры вихревых возмущений, создаваемых с помощью проволоки. Показано, что уровень возмущений в свободном потоке увеличивается с ростом диаметра проволоки. Определены положения ламинарно-турбулентного перехода и получены данные по развитию возмущений в пограничном слое модели. Получено, что увеличение интенсивности вихревых возмущений в свободном потоке приводит к более раннему переходу. Определены коэффициенты восприимчивости.