Архив номеров

Проведены экспериментальные исследования влияния малых углов атаки на ламинарно-турбулентный переход в сверхзвуковом пограничном слое стреловидного крыла с углом стреловидности передней кромки 72° при числах Маха 2, 2.5 (дозвуковая передняя кромка) и 4 (сверхзвуковая передняя кромка). Измерения проводились при помощи термоанемометра постоянного сопротивления в аэродинамической трубе Т-325 ИТПМ СО РАН. Получены кривые нарастания, амплитудно-частотные спектры пульсаций, определены положения ламинарно-турбулентного перехода в сверхзвуковом пограничном слое на модели стреловидного крыла для нескольких значений угла атаки. Показано, что изменение угла атаки оказывает сильное влияние на число Рейнольдса перехода при числах Маха потока М=2 и 2.5. При числе Маха 4 малое изменение угла атаки не привело к значительному увеличению числа Рейнольдса перехода. Уменьшение числа Рейнольдса перехода с ростом числа Маха, зафиксированное для модели крыла с углом стреловидности χ=72°, хорошо согласуется с данными для модели крыла с χ=45°.