Семенов Н.   Ермолаев Ю.   Косинов А.   Семенов А.   Смородский Б.   Яцких А.   Дрясов А.  

Влияние малых углов атаки на устойчивость и переход пограничного слоя на скользящем крыле при М=2

Докладчик: Семенов Н.

Особый интерес представляют данные по влиянию малых углов атаки на положение перехода на скользящих крыльях при обтекании высокоскоростным потоком. Имеется только несколько работ, в которых в той или иной степени рассматривалась данная проблема. В экспериментах [1] получено незначительное уменьшение чисел Рейнольдса перехода для угла атаки - 4 градуса по сравнению с alpha=0. В [2] угол атаки изменялся приблизительно от -1,5o до 5,5o. Если для положения датчиков в 70% вдоль размаха крыла получено монотонное увеличение числа Рейнольдса перехода Reпер=0,6×106 до Reпер1,3×106 с ростом угла атаки. То для положения датчиков в 30% вдоль размаха крыла зафиксирован максимум в распределении Reпер(alpha) для значения alpha=1,73. Незначительное изменение угла атаки от этого значения приводило к существенному изменению положения перехода вверх по потоку.
Выполнены измерения кривых нарастания возмущений в пограничном слое на модели скользящего крыла для различных углов атаки при числе Маха М=2, получены амплитудно-частотные спектры. В экспериментах использовался способ определения положения ламинарно-турбулентного перехода с помощью термоанемометра при фиксированном положении датчика, а изменялось значение единичного числа Рейнольдса. Положению ламинарно-турбулентного перехода соответствует максимум в распределениях амплитуды возмущений от числа Рейнольдса. Получена зависимость числа Рейнольдса перехода для малых углов атаки.
Впервые получены экспериментальные данные по влиянию угла атаки на развитие возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла. Модель устанавливалась под углами атаки +1 град. и -1. град. Для этих углов атаки измерены профили пульсаций при фиксированном значении продольной координаты x-100 мм от передней кромки модели для нескольких значений единичного числа Рейнольдса. В каждой точки измерений получены амплитудно-частотные спектры и выполнен статистический анализ. Для амплитудно-частотных спектров, измеренных в окрестности максимума пульсаций поперек пограничного слоя, выполнена оценка степеней нарастания возмущений.
В рамках линейной теории устойчивости выполнены расчеты по влиянию 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 ЛТУ находятся в хорошем качественном согласовании с данными экспериментов. На основании проведенных исследований делается вывод о том, что оценка положения ламинарно-турбулентного перехода на основании ЛТУ-расчетов по методу eN может проводиться, в том числе и для пространственных пограничных слоев на модели скользящего крыла.
Работа выполнена при поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (проект 15-08- 00875).
1. R.L. Stallings and M. Lamb. NASA Technical Paper 1027, 1977.
2. H. Sugiura, K. Yoshida, N. Tokugawa, S. Takagi and A. Nishizawa, J. of Aircraft, 39(6), 996-1002, (2002).


К списку докладов