Влияние малых углов атаки на ламинарно-турбулентный переход на скользящем крыле при числе Маха М = 2

Выполнены экспериментальные исследования по влиянию малых углов атаки на положение ламинарнотурбулентного перехода в пограничном слое на скользящем крыле при сверхзвуковых скоростях потока. В экспериментах использовались 3 % симметричная модель скользящего крыла с чечевицеобразным профилем и углом скольжения кромок 45^o. Положение перехода определялось с помощью термоанемометра. Измерены кривые нарастания, определены положения ламинарно-турбулентного перехода, получены амплитудно-частотные спектры пульсаций в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла для некоторых значений угла атаки. В рамках линейной теории устойчивости проведены расчеты влияния малых углов атаки на развитие возмущений. Выполнено сравнение полученных в эксперименте чисел Рейнольдса перехода для различных величин угла атаки модели и расчетные зависимости, полученные для различных значений N-фактора. Результаты расчетов по линейной теории устойчивости находятся в хорошем качественном согласовании с данными экспериментов.

Ключевые слова:
сверхзвуковой пограничный слой, скользящее крыло, ламинарно-турбулентный переход, угол атаки
Источник финансирования:
Работа выполнена при финансовой поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (грант № 15-08-00875) и Российского научного фонда (грант № 17-19-01289)
УДК 532.526

Влияние малых углов атаки на ламинарно-турбулентный переход на скользящем крыле при числе Маха М = 2