Экспериментальное исследование влияния единичного числа Рейнольдса на положение ламинарно-турбулентного перехода на крыле с дозвуковой передней кромкой при числе Маха 2

Проведены экспериментальные исследования влияния единичного числа Рейнольдса на ламинарно-турбулентный переход в сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла с дозвуковой передней кромкой при числе Маха 2. Эксперименты выполнены на модели скользящего крыла с углом скольжения передней кромки 72° и задней кромки 58° с 3 % профилем у основания. Полученные термоанемометрические данные показали, что ламинарно-турбулентный переход в сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла с дозвуковой передней кромкой наступает раньше (≈ 25÷30 %), чем на модели со сверхзвуковой передней кромкой при одних и тех же параметрах набегающего потока. Показано, что изменение единичного числа Рейнольдса набегающего потока слабо влияет на ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое скользящего крыла с дозвуковой передней кромкой.

1. Ермолаев Ю. Г., Косинов А. Д., Семенов А. Н., Семенов Н. В., Яцких А. А. Влияние единичного числа Рейнольдса на ламинарно-турбулентный переход на скользящем крыле при сверхзвуковых скоростях потока // Теплофизика и аэромеханика. 2018. Т. 25, № 5. С. 685–692. DOI 10.1134/S08698643180500

2. Chapman G. T. Transition of the laminar boundary layer on a delta wing with 74 deg. sweep in free flights at Mach numbers from 2.8 to 5.3. In: NASA TN D-1066. 1961.

3. Cattafesta L. N. III, Iyer V., Masad J. A., King R. A., Dagenhart J. R. Three-dimensional boundary-layer transition on a swept wing at Mach 3.5. AIAA J., 1995, vol. 33, no. 11, p. 2032–2037.

4. Sugiura H., Yoshida K., Tokugawa N., Takagi S., Nishizawa A. Transition measurements on the natural laminar flow wing at Mach 2. J. of Aircraft, 2002, vol. 39, no. 6, p. 996–1002.

5. Kwak D-Y., Tokugawa N., Yoshida K. Validation of aerodynamic design technology of supersonic experimental airplane (nexst-1) by flight test. In: West-East High Speed Flow Field Conference. Moscow, 2007, p. 1–13.

6. Shi M., Zhu W., Lee C. Crossflow instability of hypersonic flow over an elliptic cone. In: AIAA Aviation 2020 forum. June 15–19, 2020 (virtual event). DOI 10.2514/6.2020-3073

7. 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, № 6-99).

8. Semionov N. V., Yermolaev Yu. G., Kosinov A. D., Kocharin V. L., Panina A. V., Semenov A. N., Shipul S. A., Yatskikh A. A. Experimental study of the laminar-turbulent transition on models of wings with subsonic and supersonic leading edge at M = 2. Journal of Physics: Conf. Series, 2019, vol. 1404, p. 012097(5). DOI 10.1088/1742-6596/1404/1/012097

9. Semionov N. V., Yermolaev Yu. G., Kocharin V. L., Kosinov A. D., Semenov A. N., Smorodsky B. V., Yatskikh A. A. An effect of small angle of attack on disturbances evolution in swept wing boundary layer at Mach number M = 2. AIP Conf. Proc., 2018, vol. 2027, no. 1, p. 030156(6). DOI 10.1063/1.5065250.