Установление особенностей структуры течения в пограничном слое на модели летающего крыла
Подробнее
В дозвуковой аэродинамической трубе было экспериментально изучено влияние углов скольжения и атаки на отрывную структуру обтекания модели летающего крыла трапециевидной формы. В ходе этого фундаментального исследования были получены картины визуализации пристенного течения на подветренной стороне крыла при углах атаки 0 и 18 градусов и при скорости набегающего потока 25 м/с. Впервые было показано, что постепенное увеличение угла скольжения крыла приводит к реструктуризации обтекания вплоть до исчезновения локальной или глобальной области отрыва на одной из консолей модели; на второй консоли отрыв сохраняется. Увеличение угла атаки стреловидного крыла приводило к развитию области отрыва: от локально-отрывного пузыря до срыва с передней кромки с возвратным течением и образованием пары крупномасштабных вихрей. Впервые на поверхности модели такого типа для каждого режима были обнаружены особые точки, установив в которые источники возмущения в виде конусов можно добиться существенного улучшения обтекания крыла.
Ключевые слова
Локально отрывной пузырь, глобальный срыв потока, трехмерный пограничный слой, трапециевидное летающее крыло, управление потоком, угол скольжения, угол атаки, вихри.
Источник финансирования
Работа была выполнена в рамках Программы фундаментальных научных исследований государственных академий наук на 2021–2023 гг. (номер гос. регистрации: 121030500149-8). Работа выполнена с использованием оборудования ЦКП «Механика».
УДК 532.526
Установление особенностей структуры течения в пограничном слое на модели летающего крыла
0000-0002-0982-153X Материал поступил в редколлегию 08.12.2022
Аннотация В дозвуковой аэродинамической трубе было экспериментально изучено влияние углов скольжения и атаки на отрывную структуру обтекания модели летающего крыла трапециевидной формы. В ходе этого фундаментального исследования были получены картины визуализации пристенного течения на подветренной стороне крыла при углах атаки 0 и 18 градусов и при скорости набегающего потока 25 м/с. Впервые было показано, что постепенное увеличение угла скольжения крыла приводит к реструктуризации обтекания вплоть до исчезновения локальной или глобальной области отрыва на одной из консолей модели; на второй консоли отрыв сохраняется. Увеличение угла атаки стреловидного крыла приводило к развитию области отрыва: от локально-отрывного пузыря до срыва с передней кромки с возвратным течением и образованием пары крупномасштабных вихрей. Впервые на поверхности модели такого типа для каждого режима были обнаружены особые точки, установив в которые источники возмущения в виде конусов можно добиться существенного улучшения обтекания крыла.
Ключевые слова
Локально отрывной пузырь, глобальный срыв потока, трехмерный пограничный слой, трапециевидное летающее крыло, управление потоком, угол скольжения, угол атаки, вихри.
Источник финансирования
Работа была выполнена в рамках Программы фундаментальных научных исследований государственных академий наук на 2021–2023 гг. (номер гос. регистрации: 121030500149-8). Работа выполнена с использованием оборудования ЦКП «Механика».
УДК 532.526
Установление особенностей структуры течения в пограничном слое на модели летающего крылаВыходные данные: Павленко А. М., Занин Б. Ю., Алпацкий Н. С., Мельник Е. А. Установление особенностей структуры течения в пограничном слое на модели летающего крыла. Сибирский физический журнал. 2022. Том 17, № 4. C. 72–86. DOI: 10.25205/2541-9447-2022-17-4-72-86