ИСТИНА

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 градусов. 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).