Экспериментальное исследование влияния единичного числа Рейнольдса на положение ламинарно-турбулентного перехода на крыле с дозвуковой передней кромкой при числе Маха 2

Подробнее Проведены экспериментальные исследования влияния единичного числа Рейнольдса на ламинарно-турбулентный переход в сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла с дозвуковой передней кромкой при числе Маха 2. Эксперименты выполнены на модели скользящего крыла с углом скольжения передней кромки 72° и задней кромки 58° с 3 % профилем у основания. Полученные термоанемометрические данные показали, что ламинарно-турбулентный переход в сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла с дозвуковой передней кромкой наступает раньше (≈ 25÷30 %), чем на модели со сверхзвуковой передней кромкой при одних и тех же параметрах набегающего потока. Показано, что изменение единичного числа Рейнольдса набегающего потока слабо влияет на ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое скользящего крыла с дозвуковой передней кромкой.

Ключевые слова
эксперимент, сверхзвуковой поток, ламинарно-турбулентный переход, турбулентность, пограничный слой, скользящее крыло
Источник финансирования
Работа выполнена при поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (проект № 19-08- 00772) с использованием оборудования ЦКП «Механика» (ИТПМ СО РАН)
УДК 532.526

Экспериментальное исследование влияния единичного числа Рейнольдса на положение ламинарно-турбулентного перехода на крыле с дозвуковой передней кромкой при числе Маха 2