ИСТИНА

Приведены результаты численного исследования несимметричного обтекания ромбовидного крыла с углами раскрытия "гамма" 240º и при вершине консолей "бета"=45º на режимах со сверхзвуковыми передними кромками при числах Маха М=3 – 6. Обнаружены неизвестные ранее разнообразные схемы течения в ударном слое в зависимости от числа Маха, углов атаки и скольжения, обусловленные наличием точки излома поперечного контура крыла. При обтекании со скольжением на режимах с дозвуковым (поперечным) течением в окрестности центральной хорды крыла наблюдается срыв потока с наветренной консоли с образованием вихря на подветренной консоли. Увеличение угла скольжения приводит к возникновению транс- и сверхзвукового течения по обводу вихря и в возвратном потоке около стенки подветренной консоли с образованием ударных волн. При умеренных числах Маха невозмущенного потока с ростом угла скольжения характерно сближение точки присоединения (растекания) линии тока, замыкающей вихрь, и узла линий тока на поверхности подветренной консоли. Когда в окрестности точки излома контура реализуются условия, допускающие существование центрированной волны разрежения, вихрь сдвигается вниз от точки излома контура вдоль поверхности крыла, а перед ним образуется ударная волна. После «слияния» указанных точки растекания и узла линий тока на подветренной консоли остается лишь точка стекания, в которую входят линии тока, идущие от передних кромок крыла, и вихревая особенность Ферри над ней. В экспериментах при числе М=3 с использованием различных методов, в частности – специального теневого метода для визуализации конических течений, подтверждено существование схем обтекания с образованием вихря на подветренной консоли крыла в окрестности центральной хорды. В возвратном потоке внутри вихря обнаружен отрыв турбулентного пограничного слоя, который существует при дозвуковой скорости возвратного течения и исчезает при достижении ею скорости звука.