Панина А.В. Косинов А.Д. Семенов Н.В. Ермолаев Ю.Г.
Механизм наклонного перехода в сверхзвуковом пограничном слое на скользящем крыле при числе Маха 2
Докладчик: Панина А.В.
В работе представлены результаты экспериментального исследования развития контролируемых возмущений в пограничном слое тонкого скользящего крыла при числе Маха 2.
Эксперименты выполнялись в сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-325 ИТПМ СО РАН при числе Маха 2 и единичном числе Рейнольдса Re1 = 5,1 * 106 м–1. В работе использовалась модель скользящего крыла с острой передней кромкой и углом скольжения 45 градусов. Для измерений средних и пульсационных характеристик потока использовался термоанемометр постоянного сопротивления (ТПС). Для введения контролируемых возмущений в пограничный слой использовался высокочастотный тлеющий разряд в камере. Измерения пульсаций были синхронизированы с тлеющим разрядом, который зажигался с основной частотой 20 кГц. Электрическая мощность источника контролируемых возмущений была одинаковой во всех экспериментах. Квадратные наклейки из скотча применялись для создания поперечной модуляции течения в пограничном слое.
Проведено сравнение развития контролируемых возмущений субгармонической (f = 10 кГц) и основной частоты (f = 20 кГц) в пограничном слое гладкого скользящего крыла и скользящего крыла с шероховатостями. Получено, что присутствие шероховатостей приводит к уменьшению эффективности источника искусственных пульсаций на обеих частота. А также, обнаружено, что в присутствии неоднородности среднего течения роль механизма наклонного перехода (oblique breakdown) в процессе ламинарно-турбулентного перехода усиливается.
К списку докладов