Исследование обтекания сечения крыла самолета в полете и в аэродинамической трубе Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И

Там XIII 1982 М3

УДК 533.6.011.35

ИССЛЕДОВАНИЕ ОБТЕКАНИЯ СЕЧЕНИЯ КРЫЛА САМОЛЕТА В ПОЛЕТЕ И В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ

ТРУБЕ

Ю. Я. Герасимову В. С. Грачев, И. С. Кабуров, В. Н. Озеров, М. У. Таболов, В. М. Фомин, С. Г. Шашов

Обсуждаются результаты исследования течения и отрыва пограничного слоя в сечении крыла в аэродинамической трубе при числах Рейнольдса 2-Ю6 и в полете при числах Рейнольдса до 20-10«. Выявлены особенности в эпюрах давления, интегральных характеристиках и в условиях отрыва пограпичного слоя, обусловленные различиями в состоянии пограничного слоя и неровностями обшивки крыла самолета и его модели в аэродинамической трубе. Проведен анализ возможности моделирования натурного обтекания.

При трансзвуковых скоростях полета, когда на крыле летательного аппарата одновременно имеют место области дозвукового и сверхзвукового течений, аэродинамические характеристики заметно зависят от числа Ие. Это обусловлено тем, что состояние пограничного слоя, положение замыкающего местную сверхзвуковую область скачка уплотнения и характер взаимодействия его с пограничным слоем связаны с вязкими свойствами потока. Современные аэродинамические трубы не всегда обеспечивают значение чисел Не, характерных для натурных объектов, и в последнее время, наряду с усовершенствованием и расширением технических возможностей аэродинамических труб, ведутся поиски приемлемых методов моделирования натурных условий обтекания в современных аэродинамических трубах и численного моделирования с использованием ЭВМ. Приведенные ниже результаты экспериментальных исследований обтекания сечения крыла в полете и в аэродинамической трубе, а также результаты расчетов могут быть использованы для оценки достоверности этих методов моделирования и для их усовершенствования.

1. Методика исследований. Эксперименты проводились на самолете со стреловидным крылом (х=»19°) и на геометрически подобной модели этого самолета. Основные измерения осуществлялись в сечении крыла, расположенном от плоскости симметрии

эполета на расстоянии 2= —0,8, где г — текущая координата,

отсчитываемая от плоскости симметрии, I — размах крыла. Летные испытания были проведены в диапазоне чисел М=» 0,5-^0,85, чисел Ке = 7-106-ь22-10§, углов атаки сечения крыла а = 2-г— 8°, а испытания в аэродинамической трубе—в том же диапазоне чисел М и углов атаки а, но при значениях чисел Яе, изменяющихся в пределах (1,92,2)- 10е. При проведении летных испытаний большое внимание уделялось тщательному определению угла атаки исследуемого сечения.

Для повышения точности определения угла атаки сечения крыла в полете использовался фотограмметрический метод, а также учитывалась деформапия крыла. Максимальная погрешность определения угла атаки сечения крыла самолета в полете составляла 10 — 20'. Погрешность установки угла атаки сечения в аэродинамической трубе не превышала 10'.

Крыло модели было выполнено из металла и из-за большой жесткости практически не деформировалось. Шероховатость поверхности крыла самолета составляла 15—20 микрон, но на отдельных участках имелись технологические неровности в местах стыка частей обшивки, заклепочные головки и некоторая волнистость вблизи расположения лонжеронов и стрингеров. Параметры внешнего потока определялись по измерениям полного и статического давлений и температуры потока. Погрешность выдерживания и определения этих параметров в полете и в аэродинамической трубе не превышала 1%.

Программой исследований характера обтекания крыла самолета и его модели предусматривалось определение распределения давления по хорде, исследование перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный, изучение характеристик и отрыва пограничного слоя, как при естественном, так и при фиксированном у передней кромки переходе пограничного слоя. Кроме того, изучалось влияние отдельных локальных неровностей, присущих реальному самолету, на условия обтекания крыла в полете. Для определения эпюры давления на верхней поверхности крыла самолета вдоль хорды было выполнено 30 дренажных отверстий, а на верхней и нижней поверхности крыла модели —по 44 дренажных отверстия.

Состояние пограничного слоя при летных и трубных испытаниях определялось методом калиброванных поверхностных козырьков, установленных с шагом 6% длины хорды. Каждый козырек представлял собой квадратную пластинку с острой передней кромкой, которая наклеивалась над дренажным отверстием, образуя миниатюрную камеру полного торможения. Переход пограничного слоя из ламинарного в турбулентный определялся по изменению величины полного давления, измеряемого козырьками. На крыле самолета козырьки устанавливались со смещением по размаху относительно друг друга. На модели крыла козырьки располагались в одном сечении, и при измерениях по мере продвижения но хорде последовательно снимались козырьки, расположенные впереди. Кроме того, в полете состояние пограничного слоя контролировалось с помощью стационарных гребенок полного давления, установленных на крыле. Эти же гребенки использовались для определения толщины вытеснения, потери импульса и отрыва пограничного слоя. В спутном следе крыла самолета и модели в исследуемом сечении непосредственно за задней кромкой устанавливалась гребенка, содержащая приемники полного и статического давлений.

2. Переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный.

Результаты эксперимента на модели крыла по определению положения точки перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентный хп — х„1Ь, где хп — координата точки перехода, отсчитываемая от носка, Ь — хорда сечения, и соответствующего ей значения числа Рейнольдса перехода представлены в таблице. В этой же таблице приведены результаты расчета положения точки перехода *1 с использованием экспериментальных эпюр давления. Подпрограмма расчета положения точки перехода построена по методу [1]. Этот метод основан на введении к критическому числу Рейнольдса потери устойчивости пограничного слоя эмпирической поправки, зависящей от градиента давления. В блоке подпрограммы расчета перехода предусмотрен также учет начальной турбулентности потока и шероховатости обтекаемой поверхности.

Число М Обозна- Угол атаки сечения

чения 2° 4° 6°

0,61 — 0,75 0,55 — 0,6 0,45 — 0,5 0,4 — 0,45

п 0,5 0,4 0,4

(1.1ч- 1,2) -10* (0,9 ч- 1,0)<10б (0,8 ч- 0,9)-10<>

хп 0,5—0,55 0,5 — 0,55 0,45-0,5

0,78 X? 0,4 0,46 0,42

Ибп (1,0-4-1,1). 106 (1,0-*-1,1).10« (0,9ч- 1,0)-106

А'п 0,58 — 0,63 0,58-0,63 0,4 — 0,45

0,81 ~ХР 0,5 0,52 0,38

Кеп (1,16-ь 1,26) -106 (1,16 ч- 1,26)* 106 (0,8ч-0,9)-105

В исследованном диапазоне углов атаки а = 2-ь6° отмечены весьма протяженные участки ламинарного течения на крыле модели, величина которых существенно зависит от эпюры давления. В летных же экспериментах установлено, что на всех исследованных режимах докритического и закритического обтекания переход пограничного слоя из ламинарного в турбулентный начинался вблизи передней кромки крыла самолета. На рис. 1 для примера показаны результаты измерения в полете и в аэродинамической трубе для одного из исследованных режимов.

Эксперименты в аэродинамической трубе и в полете показали, что градиент давления играет весьма существенную роль в изменении условий перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентный не только при трубных, но и при натурных значениях числа Рейнольдса. Хотя в полете переход пограничного слоя происходил вблизи передней кромки, тем не менее сильный отрицательный градиент давления при закритическом режиме обтекания затягивал начало перехода и увеличивал по сравнению с докрити-ческим режимом область ламинарного течения в изучаемом сечении крыла на величину Л* ^0,05.

Сопоставление экспериментальных данных по переходу пограничного слоя из ламинарного в турбулентный на модели и на

---полет ,

°- фикС-Тр^тйт^Ы>\а}Ро)шамиття Л> аяафшемт}"0*»

х„ 1 Рис- 1

натурном крыле с расчетными данными, как видно из таблицы и рис. 1, свидетельствует об удовлетворительной сходимости расчетных и экспериментальных результатов. Это позволяет использовать при расчете вязкого обтекания крыла указанную методику для достаточно надежного предсказания условий перехода пограничного слоя на крыльях умеренной стреловидности в широком диапазоне чисел Рейнольдса.

3. Распределение давления по сечению крыла. На рис. 2 для сравнения показаны эпюры давления, соответствующие наиболее характерным режимам течения на крыле самолета и модели. Первый из рассмотренных режимов относится к случаю докритиче-ского безотрывного обтекания (рис. 2, а). Второй режим — режим также безотрывного, но уже закритического обтекания с местной сверхзвуковой зоной на крыле (рис. 2, б). И, наконец, для третьего режима характерно закритическое обтекание с развитым отрывом пограничного слоя (рис. 2, в).

Влияние числа Ке на эпюру давления, как видно из сравнения результатов летных и трубных испытаний, наиболее заметно проявляется при закритических режимах обтекания крыла, особенно в случае отрыва пограничного слоя (см. рис. 2, б, в). С ростом числа Ке от значения Не^2*106 в аэродинамической трубе до значений Не = (9 -> 17)> 106 в полете происходит увеличение размера области сверхзвукового течения в сечении крыла и смещении скачка уплотнения, замыкающего эту область, ближе к задней кромке примерно на 10—15% длины хорды, а также имеет место несколько большая величина восстановления давления у задней кромки.

Возможности расчетного моделирования натурного обтекания проиллюстрированы на примере безотрывных режимов обтекания крыла. На рис. 2, а, б сравниваются экспериментальные распределения давления с расчетными результатами, которые получены с использованием метода [2] и итерационной процедуры с наращиванием толщины вытеснения пограничного слоя на контур сечения и след.

V а) М-0,63, х~6'

Ке- Яе-%310е

1

0,25 0,50 О,* 1 1 | 1 75 \г X

-1,0

-0,5

-т

-0,5

0.5

й) М-0,7Ь; Х-5’ ►

«Г т • 1

г' 1 1 1 1 1 Ч

! 425 0.50 0,75 1 1 1 1 V 1 ! I 1

з) м-ом .а-5' | 1

•** уНе-3,Ь5-10* \ I \ I * \

Пе-2.17-10 V \ «!

------помет .

------расчет |

О 025 0,50 075 х

Рис. 2

Приведенные материалы испытаний показывают ряд особенностей в распределении давления на натурном крыле. В первую очередь необходимо отметить различие в характере восстановления давления на диффузорном участке сечения крыла. По сравнению с данными для аэродинамической трубы значение коэффициента давления у задней кромки сечения крыла в случае отсутствия отрыва потока в полете несколько меньше, несмотря на то, что числа Ие в полете в 5—10 раз превосходят значения, реализуемые в аэродинамической трубе. Аналогичный результат был обнаружен в экспериментах в полете [3]. В летном эксперименте отмечается также неплавный скачкообразный характер кривых распределения давления. Локальные изменения коэффициента давления достигают величины ^ = 0,1 -^-0,2. Эти искажения в эпюрах давления можно объяснить наличием некоторых технологических неровностей на поверхности крыла и деформацией обшивки крыла в полете, которые не имели места на модели.

4. Отрыв пограничного слоя. Полученные в аэродинамической трубе и в полете эпюры давления и характеристики пограничного слоя позволяют построить диаграмму начала отрыва пограничного слоя в исследуемом сечении крыла, которая связывает угол атаки, при котором в сечении начинается отрыв, с числом М. Отрыв пограничного слоя обычно приводит к резкому росту разрежения и толщины вытеснения у задней кромки крыла. Значение коэффициента давления для определения условий отрыва пограничного слоя по этим признакам бралось в последней дренажной точке исследуемого сечения на верхней поверхности крыла, которая располагалась при л: = 0,98. Для примера на рис. 3 показана получен-

ная таким образом зависимость (М) | ^.эв ПРИ экспериментах на модели в аэродинамической трубе и на натурном крыле в полете для угла атаки сечения а = 5,5°.

На этом же рис. 3 приведено изменение в зависимости от числа М толщины вытеснения пограничного слоя, отнесенной к хорде сечения крыла 8*, к, которая была определена по показаниям гребенки полных давлений непосредственно у задней кромки крыла модели и натурного крыла. Из представленных материалов видно, что граница между безотрывным и отрывным обтеканием

крыла может быть определена достаточно надежно. В случае безотрывного обтекания имеет место восстановление давления, и коэффициент давления |£р11=о.9& незначительно меняется с увели*

О

0,2

0,6 г“п—I—Л 0,7 ! Ц8 /'Л\

к 4

Пе-2-10в^ 1 Яе^З-106 \

а я

ю2 1

Ре *2' 1б{ }

.■А* /

к ■к ^ к—к—*- 10е

I V V

* .

чЧ

0 V N ч \\ -и——-•

0,6

0,7

0,5 М

к полет .

® естественный переход [ азродинами-• фиксированный ч | ческая труба

а полет Ке~9-10

о естественный ] аэродинамичес-■ прРрх0рй . ная труба • фиксированный £>/>=.<?./я6 переход ) '

Рис. 3

Рис. 4

чением числа М. Начало же отрыва пограничного слоя вызывает действительно резкое изменение коэффициента ср|х~о^дд. Значительное увеличение разрежения у задней кромки крыла при отрыве сопровождается также резким увеличением толщины вытеснения пограничного слоя.

Для построения диаграммы начала отрыва (см. рис. 4) в исследуемом сечении крыла для трубных и натурных условий принимаются условия, при которых происходит изменение величины разрежения на величину Д^==0,05. Для эксперимента в аэродинамической трубе при Ке=^2-106 результаты приведены для двух случаев перехода пограничного слоя. Изменение положения точки перехода от = (0,4 -*■> 0,6), когда переход в'турбулентное состояние происходил естественным образом, до хп = (0,07-4-0,1), когда он фиксировался искусственно у передней кромки с помощью тур-булизаторов пограничного слоя, уменьшает значения угла атаки, соответствующего началу отрыва, на величину Да = 0,5-?-Г.

Отрыв пограничного слоя на крыле в полете при 13е = 9-10с, как следует из представленных на рис. 4 данных, происходит в ряде случаев раньше по углу атаки, чем на модели в аэроди-

намической трубе. В основном данные летного эксперимента согласуются с результатами трубного эксперимента при естественном состоянии пограничного слоя на модели. Данные, соответствующие диаграмме начала отрыва, подтверждаются исследованием интегральных характеристик пограничного слоя, проведенным в аэродинамической трубе и в полете с помощью гребенок полных давлений.

В летном эксперименте профили полных давлений определялись не только у задней кромки крыла, как в аэродинамической трубе, но и в ряде точек по хорде исследуемого сечения крыла.

М-0,7] Хе-8№106;и-Ь°

Ж

/

* [ /

і/ I

І I

\3 0,5 0,7 0, 9 х

75; І I * !

М=0,М\Ке=8,8Ю6-,0(.~?

/1

«

г* ,ЛГ

^Гю3 ! 1 і

М-0,7д,Пе-8}2-406\сс-?30'

! 1

і /

Л

* /

У

У

■

V 0,5

0,7

03 х

-Т

— -5**

т ^•отр

X <?*

• Ґ*

V У-отр

расчет

эксперимент в полете

0,5

0,5

0,7

03 х

Рис. 5

Эти измерения позволили построить картину изменения характеристик пограничного слоя вдоль по хорде для трех характерных режимов обтекания крыла, особенности распределения давления которых представлены на рис. 2. На рис. 5 показано изменение по

х интегральных характеристик пограничного слоя — толщины вытеснения

где р, и, 6сеч — плотность, скорость, хорда сечения крыла соответственно и толщины потери импульса

00

—

і»=

І Рі "1 \ “1 /

для указанных характерных режимов обтекания крыла в полете.

7

Для безотрывного обтекания первого типа (М = 0,7, а = 4°, Не = 8,45-Ю6) величина толщины вытеснения 8* у задней кромки составила примерно 0,65% длины хорды исследуемого сечения крыла. Возникновение скачка уплотнения, замыкающего местную сверхзвуковую зону в средней части профиля крыла, характерное для обтекания второго типа (М = 0,78, а = 4,5° Ке = 8,2-106), приводит к некоторому утолщению пограничного слоя и соответственно к увеличению толщины вытеснения 5*, которая составляет уже 0,95% длины хорды.

Для случая отрывного закритического обтекания третьего типа (М=0,84, а = 4°, Ке = 8,8*Ю6) отрыв пограничного слоя при-£0дит_ к резкому, почти скачкообразному увеличению значений 8* и §**, причем уже на расстоянии * = 0,7 толщина вытеснения достигает величины, равной 0,7% длины хорды, т. е. весьма существенно возрастает по сравнению со случаем безотрывного обтекания. Отрыв пограничного слоя вызван взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем, и область отрывного течения занимает всю диффузорную часть сечения крыла, начиная с основания скачка уплотнения. Это подтверждается сопоставлением данных летных испытаний с результатами расчета характеристик пограничного слоя по экспериментальным эпюрам давления. Опытные данные удовлетворительно согласуются с расчетом на участках хорды до х = 0,6 0,7, но затем экспериментальные

результаты начинают отличаться от расчетных, причем нарастание значений 8* и о**, полученных с помощью экспериментальных данных, на диффузорной части профиля крыла происходит быстрее расчетных значений.

Возможность возникновения отрыва из-под скачка уплотнения оценивалась по критерию Роуза [4], который связывает величину перепада давления, вызывающего волновой отрыв, с характеристиками пограничного слоя в точке минимума давления перед скачком. Следует отметить хорошее согласование данных эксперимента с теоретической оценкой положения по хорде „точки“ волнового отрыва (см. рис. 5).

5. Влияние волнистости поверхности на обтекание профиля крыла самолета. В связи с тем что полученные при летных испытаниях распределения давления имели неплавный характер, предположительно из-за наличия технологических неровностей поверхности крыла и волн, образующихся при деформации обшивки крыла, было проведено специальное изучение влияния волнистости на характер обтекания профиля крыла в полете.

Дополнительные профилированные накладки, укрепленные на крыле самолета, позволяли менять амплитуду волны а в диапазоне 2а = (0,55 -4- 5) мм при одной и той же длине волны X так, что параметр 2я/л менялся от 0,01 до 0,1. Этот диапазон, примерно на порядок превышающий практически встречающуюся волнистость (2&/Л — 0,01), был выбран с целью более надежного определения влияния волнистости на распределение давления.

Профилированные накладки имели конечный размах. В первой серии экспериментов накладка устанавливалась на конфузорной части крыла (х — 0,14 0,34), а во второй серии в средней части

(х = 0,43 — 0,63) (рис. 6).

' <ЙМ-9№\к-У.Ле-12

Г7Н I

0,75 О

8г.»-1Шмм

вя

0)0

0.75

т

!э1

• гладка» поберхост (2аIЛ ^0,01)

» волнистость на передней части крыла \ (х-0^Ч).К) \?п1\=п>

■» волнистость на средней части крыла \ ' •'

Р, (Х-№*Ш

Рис. 6

Эксперименты показали, что влияние волнистости на эпюру давления зависит от параметра 2а/Х, расположения волнистости по хорде крыла и в значительной степени от значения местной скорости потока в области расположения волнистости. Наибольшее влияние на распределение давления волнистость поверхности оказывает при трансзвуковых скоростях течения в области распо-ложения неровности, когда на вершинах волн образуются локальные сверхзвуковые области течения. Это проиллюстрировано на рис. 6, где приведены результаты экспериментов для периодических волн с параметром 2а/Х;=0,1.

На режимах безотрывного течения на диффузорном участке профиля крыла волнистость, независимо от ее положения по хорде крыла, практически мало влияет на характер восстановления давления и толщину пограничного слоя у задней кромки. Однако расположение дополнительной волнистости в передней части профиля крыла приводит к смещению по хорде фронта скачка уплотнения, а волнистость, расположенная в средней части профиля, трансформирует замыкающий местную сверхзвуковую зону скачок уплотнения в серию скачков уплотнения разной интенсивности (см. рис. 6, а). Видно, что перепад между давлениями на вершине и впадине волны может достигать значений Дср = (0,8 1,0), тогда

как при значении параметра, близком к среднему значению на реальной поверхности обшивки самолета 2а/Х^0,01, этот перепад не превышает значения Дср = 0,2.

На режимах отрывного течения в диффузорной части профиля крыла, когда дополнительная волнистость была расположена в передней части профиля, летный эксперимент выявил важную особенность обтекания. Оказалось, что такое расположение волн на поверхности крыла в определенных условиях приводит к ослаблению интенсивности отрывных явлений и к большему восстановлению давления на задней кромке профиля крыла по сравнению

с исходным гладким профилем (см. рис. 6, б). Напротив, серия волн, расположенная на среднем участке профиля крыла, приводит к более сильному отрыву пограничного слоя, о чем свидетельствуют и большая величина разрежения в диффузорной части профиля, и существенное утолщение пограничного слоя на задней кромке крыла (рис. 6, б). Это убедительно подтверждается результатами измерения профилей полных давлений р0 поперек пограничного слоя непосредственно за задней кромкой крыла в изучаемом сечении при различном расположении дополнительной волнистости по хорде (см. рис. б, б), где р0 — величина полного давления, измеренная перпендикулярно хорде, отнесенная к полному давлению на границе пограничного слоя.

Следует отметить, что в настоящее время неясно, является ли этот эффект следствием влияния на обтекание собственно волнистости или конечных размеров накладок, имитирующих волнистость.

6. Анализ возможности моделирования натурного обтекания.

Исследования в аэродинамической трубе и в полете позволили проверить применимость гипотезы „жидкого контура" [5], согласна которой условия обтекания и отрыва потока при натурных числах Ке можно приближенно моделировать при трубных значениях Ке, если при этом соблюдается равенство относительных значений толщины вытеснения пограничного слоя 8* —о*/Ь у задней кромки крыла. С целью исследования эффективности такого моделирования в программе экспериментальных исследований в аэродинамической трубе были предусмотрены испытания при различной протяженности участка ламинарного течения на модели. При естественном переходе пограничного слоя из ламинарного в турбулентный длина ламинарного участка обтекания достигала 0,5 — 0,6 длины хорды рассматриваемого сечения крыла (см. таблицу).

С помощью турбулизаторов пограничного слоя положение перехода можно было зафиксировать у передней кромки на расстоянии хп = 0,07 н- 0,1. Изменение положения области перехода в таких пределах позволило для,ряда режимов обтекания получить в полете и в аэродинамической трубе как близкие, так и значительно различающиеся между собой размеры „жидкого контура". Это показано на рис. 7, где приведены результаты измерения относительной толщины вытеснения пограничного слоя 8* у задней кромки крыла модели и самолета. Используя приведенные на рис. 7 данные, рассмотрим для различных режимов обтекания на крыле влияние подобия по „жидкому контуру" в аэродинамической трубе на эпюру давления и начало отрыва пограничного слоя.

При докритнческом безотрывном обтекании (течение первого типа на крыле — рис. 2, а) в аэродинамической трубе на модели с естественным переходом пограничного слоя выполняется условие подобия по „жидкому контуру". При фиксированном положении перехода пограничного слоя относительная толщина вытеснения у задней кромки крыла модели почти в два раза больше соответствующего значения на натурном крыле. Несмотря на это различие, эпюры давления, полученные в сечении крыла самолета и модели при различных условиях перехода пограничного слоя, удовлетворительно совпадают.

При закритическом обтекании, когда отрыва пограничного

слоя еще не происходит (течение второго типа —рис. 2, 6), разница в толщине вытеснения 8* в тех же пределах, что и для течения первого типа, уже оказывает влияние на эпюру давления, главным образом на размер сверхзвуковой зоны. Причем при естественном переходе пограничного слоя из ламинарного в турбулентный (хп^ да 0,5) результаты трубного эксперимента ближе к натурной эпюре давления, чем при фиксированном положении перехода (х„да 0,07).

При больших углах атаки и при закритическом течении, когда в рассматриваемом сечении крыла начинается отрыв пограничного слоя, осуществить в аэродинамической трубе равенство толщины вытеснения у задней кромки 8Э. к модели и самолета не удается (см. рис, 7). Несоблюдение подобия по „жидкому контуру" в этом случае оказывает весьма существенное влияние на эпюру давления, особенно для закритического течения с развитой сверхзвуковой зоной (течение третьего типа на крыле — рис. 2, в). Из диаграммы начала отрыва следует при этом (см, рис. 4), что условия отрыва пограничного слоя на модели и на самолете лучше согласуются между собой при меньшем отлнчии в „жидком контуре**. Это имеет место при естественном (*п“0,4 -ч- 0,5) переходе пограничного слоя на модели в аэродинамической трубе.

ЛИТЕРАТУРА

1. Granville P. S. The calculation of viscous drag of bodies of revolution. Report N 849, 1953.

2. Л и ф ш и ц Ю. Б. К теории трансзвуковых течений около профиля. .Ученые записки ЦАГИ“, т. IV, № 5, 1973.

3. Wages N. In-flight flow research on a fighter type aircraft. „AIAA Paper N 71 — 762, 1971.

4. Hahn М., Rubber! P. E., Mahal A. S. Evaluation of separation criteria and their application to sepajated flow analysis. Technical Report AFFDL-TR-72-145.

5. Фомин В. М. Исследование влияния состояния пограничного слоя на аэродинамические характеристики при околозвуковых скоростях. „Ученые записки ЦАГИ% т. VI, № 6, 1975.

25-

сс*>2

Аэродинамическая труба fle~2-106

Полет Хе~(17+20)-106

25

0,7

Аэродинамическая труба Re=2-i(jb flo/’em , \\ ПеЦ15-М) 10 \ %q—0,07

f 0±5~0,6

—0,05

Op

07

0.8

М

а

Аэродинамическая труба Re =2-106 - Полет

Xn‘0fi-0p ^0,07 0,05-0,1

Рукопись поступила 6\ll 1931 г.