Аннотация:Представляются результаты численного и экспериментального исследования
сверхзвукового обтекания решетчатых крыльев под углом атаки. Эксперименты
проводились в аэродинамических трубах А-7 и А-8 НИИ механики МГУ при числах Маха
2,5 и 3,0. Осуществлялась визуализация спектра обтекания моделей решетчатого крыла
при непрерывном изменении угла атаки в сторону увеличения и обратно в диапазоне
0-45 . Структура течения в каналах решетки крыла исследовалось на модели биплана,
образованного плоскопараллельными пластинами с передними заостренными кромками.
Было установлено, что в сверхзвуковом потоке при увеличении угла атаки
происходит смена режима первоначально безударного обтекания решетчатого крыла на
режим обтекания с выбитой ударной волной, образующейся перед решеткой крыла при
некотором критическом значении угла атаки, и обратная смена режимов обтекания при
уменьшении угла атаки. Показано, что критический угол атаки увеличивается с
увеличением числа Маха набегающего потока. Этот угол возрастает также с увеличением
геометрической проницаемости решетки и практически не зависит от относительного шага
при t / b < 0,7 ( t – расстояние между планами решетки, b – длина планов). В каналах
решетки реализуется сложная ударно-волновая структура течения. На подветренной
стороне верхних планов возникает отрыв потока. По мере увеличения угла атаки отрывная
область распространяется вверх по потоку и практически достигает передней кромки
планов, оказывая влияние на условия формирования выбитой ударной волны перед
решеткой. В ближнем следе истекающий из каналов решетки поток ориентирован
практически ортогонально к плоскости решетки. Локальные отклонения потока за
решеткой от нормали в одну или другую сторону связаны с эволюцией ударно-волновой
структуры течения в каналах решетки при изменении угла атаки. Результаты вычислений
удовлетворительно согласуются с данными экспериментов.
Работа выполнена при поддержке РФФИ (грант № 12-01-00985).