Экспериментальное исследование структуры течения и перехода в пограничном слое треугольного крыла с затупленными передними кромками при числах маха 2, 2,5 и 4

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.