Выполнено экспериментальное исследование возможности управления отрывным течением на модели прямого крыла с помощью поверхностного диэлектрического барьерного разряда. Исследование проведено при дозвуковых скоростях потока в диапазоне чисел Рейнольдса 0,35÷1•106. Результаты измерений давления на поверхности крыла и визуализация течения показывают, что применение разряда приводит к уменьшению размера отрывной области или к полному подавлению отрыва. Эксперименты выполнены в широком диапазоне углов атаки крыла, а также параметров работы электрического разряда. Исследованы различные механизмы воздействия разряда на отрывное течение, включая акустический.
Separation control experiments on a rectangular wing were carried out using dielectric barrier discharge plasma at subsonic speed for chord Reynolds numbers between 0,35 and 1•106. Surface pressure measurements and flow visualization show that global flow separation on the wing can be mitigated or eliminated with the plasma actuators. The data were obtained for a wide range of angle of attack, flow speed, plasma excitation frequency and power. Various means of discharge influence on separated flow were investigated, including acoustic one.
