Шипуль С.А.   Семенов Н.В.   Косинов А.Д.   Ермолаев Ю.Г.   Кочарин В.Л.   Яцких А.А.  

Влияние малых углов атаки на положение перехода на крыле с дозвуковой передней кромкой при М=2 (Шерегеш)

Reporter: Шипуль С.А.

Введение. Исследование перехода к турбулентности представляет практический интерес для развития высокоскоростной авиационной техники. Обзор по современному состоянию проблемы, исследуемой в данной работе, приведен в [1,2]. Показано влияние таких параметров, как угол атаки α и единичное число Рейнольдса Re1 на положение ламинарно-турбулентного перехода на модели скользящего крыла со сверхзвуковой передней кромкой. Подобные исследования не выполнялись для модели крыла с дозвуковой пе-редней кромкой.

Постановка эксперимента. Эксперименты выполнены в сверхзвуковой малотурбулентной аэродинамической трубе Т-325 ИТПМ СО РАН, при числе Маха М = 2. Использовалась модель крыла с чечевицеобразным профилем. Угол скольжения передней кромки χ = 72°, угол скольжения задней кромки χ = 58°, что соответствует модели крыла с дозвуковой передней кромкой. Толщина модели изменяется вдоль размаха крыла. Данные были получены при трех различных углах атаки: α = -1°, α = 0°, α = 0.3°. Измерения выполнялись при помощи датчика термоанемометра. Процесс обработки данных описан подробно в [1]. Положение ламинарно-турбулентного перехода регистрировалось двумя различными способами: а) датчик устанавливался в одном положении, изменялся режим работы трубы, б) при постоянном режиме работы трубы менялась координата вдоль потока.

Результаты. В ходе эксперимента были получены кривые нарастания пульсаций массового расхода для различных углов атаки на модели крыла с χ = 72°. Для каждой из кривых нарастаний возмущений определена пара значений: максимальная величина пульсаций массового расхода и число Рейнольдса Rex, которое соответствовало числу Рейнольдса в точке перехода Retr. Для сравнения приведены данные для модели с χ = 45° [1]. Единичное число Рейнольдса существенно влияет на положение ламинарно-турбулентного перехода для модели со сверхзвуковой передней кромкой, в то время как на крыле с дозвуковой передней кромкой это влияние незначительно. Аналогичное измерение было выполнено и для такого параметра, как α. Угол атаки оказывает существенное влияние на положение ламинарно-турбулентного перехода, как для модели с дозвуковой передней кромкой, так и для модели со сверхзвуковой передней кромкой [2]. На крыле с дозвуковой передней кромкой переход происходит раньше, чем на модели с χ = 45°, при тех же внешних условиях.

Выводы. По результату работы можно сделать следующие выводы: параметр Re1 оказывает слабое влияние на положение перехода на модели с дозвуковой передней кромкой, в то время как угол атаки наоборот оказывает существенное влияние на Retr.

Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ, номер гранта 19-08-00772 А.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов А.Н., Семенов Н.В., Яцких А.А. Влияние единичного числа Рейнольдса на ламинарно-турбулентный переход на скользящем крыле при сверхзвуковых скоростях потока // Теплофизика и аэромеханика. - 2018. -Т.25, No.5. -С. 685-692.
2. Semionov N.V., Yermolaev Yu.G., Kocharin V.L., Kosinov A.D., Semenov A.N., Smorodsky B.V., Yatskikh A.A. An effect of small angle of attack on disturbances evolu-tion in swept wing boundary layer at Mach number M = 2 // XIX International Conference on the Methods of Aerophysical Research (ICMAR 2018) (Novosibirsk, Russia, 13 - 19 Aug., 2018) : abstracts. -Pt.II. -Novosibirsk, 2018. -P. 246-247.


To reports list