Экспериментальное и теоретическое исследование устойчивости сверхзвукового пограничного слоя на скользящем крыле

Abstract

Theoretical and an experimental research results of the disturbances development in a swept wing boundary layer are presented at Mach number М = 2. In experiments development of natural and small amplitude controllable disturbances downstream was studied. Experiments were carried out on a swept wing model with a lenticular profile at a zero attack angle. The swept angle of a leading edge was 40°. Wave parameters of moving disturbances were determined. In frames of the linear theory and an approach of the local self-similar mean flow the stability of a compressible three-dimensional boundary layer is studied. Good agreement of the theory with experimental results for transversal scales of unstable vertices of the secondary flow was obtained. However the calculated amplification rates differ from measured values considerably. This disagreement is explained by the nonlinear processes observed in experiment.

Представлены результаты теоретического и экспериментального исследования развития возмущений в пограничном слое скользящего крыла при числе Маха М = 2. В экспериментах изучалось развитие естественных и контролируемых возмущений малой амплитуды вниз по потоку. Эксперименты выполнены на модели скользящего крыла с чечевицеобразным профилем, углом скольжения передней кромки 40° при нулевом угле атаки. Определены волновые характеристики бегущих возмущений. В рамках линейной теории изучена устойчивость сжимаемых трехмерных пограничных слоев в приближении локальной автомодельности среднего течения. Получено хорошее согласование теории с результатами экспериментов для поперечных масштабов неустойчивых вихрей вторичного течения. Однако рассчитанные скорости нарастания заметно отличаются от измеренных. Это различие объясняется нелинейными процессами, наблюдаемыми в эксперименте.