Установление особенностей структуры течения в пограничном слое на модели летающего крыла

摘要

В дозвуковой аэродинамической трубе было экспериментально изучено влияние углов скольжения и атаки на отрывную структуру обтекания модели летающего крыла трапециевидной формы. В ходе этого фундаментального исследования были получены картины визуализации пристенного течения на подветренной стороне крыла при углах атаки 0 и 18 градусов и при скорости набегающего потока 25 м/с. Впервые было показано, что постепенное увеличение угла скольжения крыла приводит к реструктуризации обтекания вплоть до исчезновения локальной или глобальной области отрыва на одной из консолей модели; на второй консоли отрыв сохраняется. Увеличение угла атаки стреловидного крыла приводило к развитию области отрыва: от локально-отрывного пузыря до срыва с передней кромки с возвратным течением и образованием пары крупномасштабных вихрей. Впервые на поверхности модели такого типа для каждого режима были обнаружены особые точки, установив в которые источники возмущения в виде конусов можно добиться существенного улучшения обтекания крыла.