Усовершенствование аэродинамических характеристик крылового профиля путем введения распределенного отсоса пограничного слоя

摘要

Исследована задача усовершенствования аэродинамических характеристик крылового профиля путем введения на нем проницаемого участка, через который осуществляется распределенный отсос пограничного слоя. Поставлена и решена задача минимизации суммы коэффициентов аэродинамических сопротивлений крылового профиля для двух крайних углов атаки при условии отсутствия отрыва пограничного слоя. Численно показано, что отрыв пограничного слоя отсутствует во всем диапазоне углов атаки. Приведены примеры улучшения аэродинамических характеристик крылового профиля, показана эффективность применения отсоса пограничного слоя.