Инд. авторы:	Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Косорыгин В.С., Семёнов Н.В., Семёнов А.Н., Смородский Б.В., Яцких А.А.
Заглавие:	Влияние малых углов атаки на ламинарно-турбулентный переход на скользящем крыле при числе Маха М=2
Библ. ссылка:	Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Косорыгин В.С., Семёнов Н.В., Семёнов А.Н., Смородский Б.В., Яцких А.А. Влияние малых углов атаки на ламинарно-турбулентный переход на скользящем крыле при числе Маха М=2 // Сибирский физический журнал. - 2017. - Т.12. - № 3. - С.35-40. - ISSN 2541-9447.
Внешние системы:	DOI: 10.25205/2541-9447-2017-12-3-35-40; РИНЦ: 30455499;
Реферат:	rus: Выполнены экспериментальные исследования по влиянию малых углов атаки на положение ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое на скользящем крыле при сверхзвуковых скоростях потока. В экспериментах использовались 3 % симметричная модель скользящего крыла с чечевицеобразным профилем и углом скольжения кромок 45. Положение перехода определялось с помощью термоанемометра. Измерены кривые нарастания, определены положения ламинарно-турбулентного перехода, получены амплитудно-частотные спектры пульсаций в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла для некоторых значений угла атаки. В рамках линейной теории устойчивости проведены расчеты влияния малых углов атаки на развитие возмущений. Выполнено сравнение полученных в эксперименте чисел Рейнольдса перехода для различных величин угла атаки модели и расчетные зависимости, полученные для различных значений N -фактора. Результаты расчетов по линейной теории устойчивости находятся в хорошем качественном согласовании с данными экспериментов. eng: Experimental studies on the effect of small angles of attack on the laminar-turbulent transition of swept-wing supersonic boundary layer have been performed. In the experiments, a 3 % symmetrical swept-wing model with a lenticular profile and a swept angle of 45° was used. The position of the transition was determined using a hot-wire anemometer. The growth of pulsations was measured. The positions of the laminar-turbulent transition were determined. The amplitude-frequency pulsation spectra in the supersonic boundary layer were obtained for certain values of the angle of attack. In the framework of the linear theory of stability, calculations on the effect of small angles of attack on the development of perturbations were provided. A comparison of the experimental Reynolds number of the transition for different values of the angle of attack of the model and the calculated dependences obtained for different values of the N-factor was made. The results of calculations on the linear stability theory are in good qualitative agreement with the experimental data.
Ключевые слова:	сверхзвуковой пограничный слой; laminar-turbulent transition; Swept wing; supersonic boundary layer; угол атаки; ламинарно-турбулентный переход; скользящее крыло; angle of attack;
Издано:	2017
Физ. характеристика:	с.35-40
Цитирование:	1. Schneider S. P. Hypersonic Laminar-Turbulent Transition on Circular Cones and Scramjet Forebodies//Progress of aerospace sciences. 2004. Vol. 40. P. 1-50. 2. Иванов А. К. Особенности перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на остром конусе под углом атаки в сверхзвуковом потоке газа//Учен. зап. ЦАГИ. 1977. Т. 8, вып. 4. С. 34-43. 3. Banner R. D., McTigue J. G., Petty G. Jr. Boundary layer transition measurements in full-scale flight//Technical Report NACA-RMH58E28. 1958. 11 p. 4. Chapman G. T. Transition of the laminar boundary layer on a delta wing with 74 sweep in free flights at Mach numbers from 2.8 to 5.3//NASA TN D-1066. 1961. 46 p. 5. Anderson B. T., Meyer R. R. Jr. Effect of wing sweep on boundary layer transition for a smooth F-14A wing at Mach numbers from 0.700 to 0.825//NASA-TM-101712. 1990. 2336 p. 6. Pate S. R., Brilihart R. E. Investigation of boundary-layer transition on swept wings at Mach numbers 2.5 to 5//AEDC-TDR-63-109. 1963. 41 p. 7. 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. 8. Kosinov A. D., Semionov N. V., Yermolaev Yu. G. Disturbances in test section of T325 supersonic wind tunnel. Preprint Institute of Theoretical and Applied Mechanics, № 6-99. Novosibirsk, 1999. 24 p. 9. Ермолаев Ю. Г., Косинов А. Д., Семенов Н. В. Экспериментальные исследования устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на скользящем крыле при M = 2//Учен. зап. ЦАГИ. 2011. Т. 42, вып. 1. С. 3-11. 10. Гапонов С. А., Смородский Б. В. Линейная устойчивость трехмерных пограничных слоев//Прикладная механика и техническая физика. 2008. Т. 49, вып. 2. С. 3-14. 11. Гапонов С. А., Ермолаев Ю. Г., Косинов А. Д., Семенов Н. В., Смородский Б. В. Экспериментальное и теоретическое исследование устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на скользящем крыле//Вестн. Новосиб. гос. ун-та. Серия: Физика. 2008. Т. 3, вып. 3. С. 34-38. 12. Ермолаев Ю. Г., Косинов А. Д., Семенов Н. В. Экспериментальное исследование нелинейных процессов в пограничном слое на скользящем крыле при числе Маха М = 2//Прикладная механика и техническая физика. 2014. Т. 55, вып. 5. С. 45-54. 13. White E., Saric W. Secondary instability of crossow vortices//J. Fluid Mech. 2005. Vol. 525. P. 275-308. 14. Wassermann P., Kloker M. Transition mechanisms induced by travelling crossflow vortices in a three-dimensional boundary layer//J. Fluid Mech. 2003. Vol. 483. P. 67-89. 15. Семёнов Н. В., Косинов А. Д., Левченко В. Я., Ермолаев Ю. Г. Экспериментальное исследование развития возмущений в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла//Теплофизика и аэромеханика. 2003. Т. 10, вып. 3. С. 357-368.