Исследование взаимодействия ударной волны с пограничным слоем панорамными методами
Н.К. Лузгин1,2, А.А. Сидоренко1, А.Д. Будовский1, О.В. Гобызов3
1Институт теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича СО РАН, Новосибирск, Россия
lyzginnikolay@mail.ru
2Новосибирский государственный технический университет, Новосибирск, Россия
3Институт теплофизики им. С. С. Кутателадзе СО РАН, Новосибирск, Россия
oleg.a.g.post@gmail.com
Ключевые слова: трансзвуковой поток, взаимодействие ударной волны с пограничным слоем, люминесцентные преобразователи давления, численное моделирование, отрыв потока
Страницы: 29-41
Аннотация
Проведено исследование взаимодействия ударной волны с пограничным слоем на модели полупрофиля крыла. Эксперименты выполнены в аэродинамической трубе при числе Маха набегающего потока M ≈ 0,75 и давлении торможения P0 = 105 Па. Использовалась модель полупрофиля крыла, установленная на стенке рабочей части аэродинамической трубы. Получены данные о распределении давления на поверхности модели с помощью метода, в котором используются люминесцентные преобразователи давления, и метода дренажных отверстий. Выполнена визуализация предельных линий тока на модели, а также термографическая визуализация. Для параметров эксперимента проведено численное моделирование течения в рамках подхода, основанного на использовании уравнений Навье - Стокса, осредненных по Рейнольдсу. Проанализирована трехмерная структура течения и выявлено существенное различие результатов измерений и численного моделирования течения в угловых отрывах
DOI: 10.15372/PMTF202415471 |
