ИСТИНА

Представлены результаты комплексного теоретического и экспериментального исследования структуры обтекания V-образных крыльев при сверхзвуковых скоростях обтекания. Показана возможность распространения ранее установленных критериев существования невязких вихревых структур (вихревых особенностей Ферри) в ударных слоях около V-образных крыльев [Зубин М.А., Максимов Ф.А., Остапенко Н.А. ДАН. Т.434. №3. С.282-288.] на случай образования контактного разрыва соответствующей интенсивности, исходящего из точки ветвления "лямбда"-конфигурации ударных волн, сопровождающей отрыв турбулентного пограничного слоя под воздействием внутреннего скачка уплотнения, падающего на одну из консолей крыла. В рамках модели идеального газа рассмотрены режимы течения как с ударными волнами, присоединенными к передним кромкам, так и с центрированной волной разрежения на передней кромке подветренной консоли, реализующиеся при несимметричном обтекании крыла с нулевым углом стреловидности передних кромок и углом раскрытия 2π/3 потоком с числом Маха М=3. С использованием результатов численных расчетов, точного расчета точек ветвления на головной ударной волне и разработанной ранее эффективной полуэмпирической методики расчета интенсивности контактного разрыва, исходящего из точки ветвления "лямбда"-конфигурации ударных волн, а также экспериментальных данных, полученных с помощью различных методов, установлено, что при интенсивности контактных разрывов, исходящих из точек ветвления головной ударной волны и "лямбда"-конфигурации ударных волн, большей порогового значения, над наветренной консолью крыла существуют невязкие вихревые структуры – вихревые особенности Ферри. Приведены результаты численного исследования несимметричного обтекания ромбовидного крыла с углами раскрытия "гамма"240º и при вершине консолей "вета"=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 реализации в окрестности точки излома контура условий, допускающих существование центрированной волны разрежения, вихрь сдвигается вниз от точки излома контура вдоль поверхности крыла, а перед ним образуется ударная волна. 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.