Экспериментальное исследование структуры течения и перехода в пограничном слое треугольного крыла с затупленными передними кромками при числах маха 2, 2,5 и 4
Автор: Ваганов А.В., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В., Шалаев В.И.
Журнал: Труды Московского физико-технического института @trudy-mipt
Рубрика: Общая и теоретическая физика
Статья в выпуске: 3 (19) т.5, 2013 года.
Бесплатный доступ
Приведены результаты экспериментального исследования средних и пульсационных характеристик течения при обтекании плоского затупленного треугольного крыла, полученные при числах Маха 2, 2,5 и 4 и под углами атаки 0 ∘,5 ∘ и 10 ∘. Использовалась модель с углом скольжения = 55 ∘ и радиусом притупления передних кромок 2 мм. Измерения выполнялись с помощью термоанемометра постоянного сопротивления и трубкой полного давления. Определены размеры и характеристики неоднородности течения по размаху треугольного плоского крыла и области ламинарно-турбулентного перехода в центре симметрии модели. Наиболее существенные дефекты течения зафиксированы в центре модели и на некотором расстоянии от центра. При нулевом угле атаки и М =4 обнаружены интенсивные пульсации массового расхода в области боковой кромки, которые локализованы по поперечной координате и распространяются на значительное расстояние вниз по потоку. По-видимому, они вызваны взаимодействием головной ударной волны с ламинарным пограничным слоем на линии растекания. Измерения трубкой полного напора показали существенное увеличение трения на стенке в этой области.
Сверхзвуковые скорости, экспериментальные исследования, аэродинамическая труба, затупленное треугольное крыло, ламинарно-турбулентный переход, термоанемометрия
Короткий адрес: https://sciup.org/142185939
IDR: 142185939
Список литературы Экспериментальное исследование структуры течения и перехода в пограничном слое треугольного крыла с затупленными передними кромками при числах маха 2, 2,5 и 4
- Dunning R.W., Ulmann E.F. Effects of sweep and angle of attack on boundary layer transition on wings at Mach number 4.04//NACA TN 3473. -1955. -31 p.
- Chapman G.T. Transition of the laminar boundary layer sweep in free flights at Mach numbers from 2.8 to 5.3 on a delta wing with 74//NASA TN D-1066. -1961. -46 p.
- Louis S. Stivers, Jr. Effects of fixing boundary layer transition for a swept and a triangular-wing and body combination at Mach numbers from 0.60 to 1.40//NASA Technical Note D-312. -1960. -29 p.
- Калинина С.В., Корнилов В.И. Влияние угла стреловидности и единичного числа Рейнольдса на переход пограничного слоя при сверхзвуковых скоростях//ПМТФ. -1973. -№ 1. -С. 159-162.
- Давыдова И.А., Юшин А.И. Экспериментальное исследование влияния угла атаки на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный около нижней поверхности треугольных пластин с острыми кромками//Уч. зап. ЦАГИ. -1975. -Т. 6. -№ 1. -С. 48-56.
- Бражко В.И., Ковалева И.А., Крылова Л.А., Майкапар Г.И. О переходе пограничного слоя на поверхности треугольного крыла при сверхзвуковом обтекании//МЖГ. -1989. -№ 2. -С. 87-92.
- Кондратьев И.А., Косых А.П., Юшин А.Я. Исследование перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на наветренной стороне треугольного крыла с конической поверхностью//Уч. зап. ЦАГИ. -1988. -Т. 19. -№ 5. -С. 80-88.
- Ковалева Н.А., Колина Н.П., Юшин А.Я. Влияние угла атаки на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный на нижней поверхности треугольных пластин в сверхзвуковом потоке газа//Уч. зап. ЦАГИ. -1990. -Т. XXI. № 4. -С. 92-95.
- Ковалева Н.А., Колина Н.П., Юшин А.Я. Экспериментальное исследование теплообмена и ламинарно-турбулентного перехода на моделях треугольного полукрыла с затупленной передней кромкой в сверхзвуковом потоке//Ученые записки ЦАГИ. -1993. -Т. XXIV, № 3. -С. 46-52.
- Кондратьев И.А., Юшин А.Я. О локальном увеличении теплового потока на нижней поверхности треугольного крыла с затупленными передними кромками//Аэротермодинамика воздушно-космических систем: сборник докладов ежегодной научной Школы-семинара ЦАГИ «Механика жидкости и газа». -1990. -С. 167-175.
- Бражко В.Н., Ваганов А.В., Дудин Г.Н., Ковалева Н.А., Липатов И.И., Скуратов А.С. Экспериментальное исследование особенностей аэродинамического нагревания треугольного крыла при больших числах Маха//Труды МФТИ. -2009. -Т. 1. -№ 3. -С. 57-66.
- Juliano T.J., Schneider S.P. Instability and Transition on the HIFiRE-5 in a Mach-6 Quiet Tunnel//AIAA Paper 2010-5004. -2010. 40th Fluid Dynamics Conference and Exhibit 28 June-1 July 2010, Chicago, Illinois.
- Burke Gerald R. A study of blunt slab delta wing at hypersonic speed and angles of attack//AFFDL-TR-71-181. -1971.
- Губанова О.И., Землянский Б.А., Лесин А.Б., Лунев В.В., Никулин А.Н., Сюсин А.В. Аномальный теплообмен на наветренной стороне треугольного крыла с затупленным носком при гиперзвуковом обтекании//Аэротермодинамика воздушно-космических систем: сборник докладов ежегодной научной Школы-семинара ЦАГИ «Механика жидкости и газа». -1990. -Ч. 1. -С. 188-196.
- Лесин А.Б., Лунев В.В. О пиковых тепловых потоках на треугольной пластине с притупленным носком в гиперзвуковом потоке//МЖГ. -1994. -№ 2. -С. 131-137.
- Власов В.И., Горшков А.Б., Ковалев Р.В., Лунев В.В. Тонкая треугольная пластина с притупленным носком в вязком гиперзвуковом потоке//МЖГ. -2009. -№ 4. -С. 134-145.
- Valensi J., Michel R., Guffroy D. Experimental and Theoretical Results on Heat Transfer at the angle of attack of swept wings in hypersonic flight//NASA TT-F-9744. -1965.
- Лебига В.А. Вопросы измерения характеристик турбулентности сжимаемых течений//Методы и техника аэрофизических исследований. Новосибирск. -1978. -С. 44-56.
- Kovasznay L.S. Turbulence in supersonic flow//J. Aeronautical Sciences. -1953. -N 20. -P. 657-674.
- Smits A.J., Hayakava K., Muck K.C. Constant temperature hot-wire anemometer practice in supersonic flows//Experiments in Fluids. -1983. -N 1. -P. 83-92.
- Kosinov A.D., Semionov N.V., Yermolaev Yu.G. Disturbances in test section of T-325 supersonic wind tunnel. -Novosibirsk. -1999. -24 p. (Preprint Institute of Theoretical and Applied Mechanics, N 6-99).
- Kosinov A.D., Ermolaev Yu. G., Nikolaev N.N., Semionov N.V., Semisynov A.I. On the measurements of the pulsation in supersonic boundary layer by constant temperature hot-wire anemometer//Intern. Conf. on the Methods of Aerophys. Research: Proc. Pt 5. Novosibirsk. -2007. -P. 81-86.
