"Изучение свойств крыла с волнистой поверхностью и его применение для создания новых образцов малоразмерных летательных аппаратов".

• Автор: Зверков, Илья Дмитриевич
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Докторская
• Год защиты: 2013
• Место защиты: Новосибирск
• Количество страниц: 239 с. : ил.

Оглавление
Список основных условных обозначений
Глава 1. Введение и обзор предыдущих исследований
1.1. Особенности структуры пограничного слоя при малых
числах Рейнольдса
1.2. Способы воздействия на ламинарно-турбулентный переход при малых числах Рейнольдса
1.3. Аэродинамические характеристики крыла конечного размаха
1.4. Скользящее крыло при малых числах Рейнольдса
1.5. Вариации параметров волнистости поверхности крыла
1.6. Морфное крыло
1.7. Вариоформное секционное крыло (ВФС крыло)
Глава 2. Модели, методики и аэродинамические
Трубы, использованные в работе
2.1. Модели крыльев
2.1.1. Модель классического и волнистого крыла
малого удлинения (А.=1)
2.1.2. Конструирование профиля
для моделей с удлинением А=1
2.1.3. Модели крыла с профилем 2-15-25 и удлинением
2.1.4. Модели крыла с профилем 2-15-25 и удлинением Х

2.1.5. Прозрачные модели крыла
с профилем 7-15-25 и удлинением Х
2.1.6. Крыло модели планера
2.1.7. Вариоформное секционное крыло (ВФС-крыло)
2.2. Методики исследования
2.2.1. Метод сажемасляной визуализации
2.2.2.Термоанемометрические измерения при помощи автоматизированного измерительного комплекса (АИК)
2.2.3. Тепловизионная визуализация
2.2.4. Методика пневмометрических измерений
2.2.5. Весовые измерения
2.2.6. Измерения методом РГУ
2.3. Аэродинамические трубы
2.3.1. Аэродинамическая труба Т
2.3.2. Аэродинамическая труба МТ
2.3.3. Аэродинамическая труба СС
2.3.4. Малотурбулентная аэродинамическая труба БРЫ1-АУА
Глава 3 Исследование структуры пограничного слоя классического и волнистого крыла малого
удлинения (Х=1) при угле атаки а=0°

3.1. Анализ картин визуализации на гладком и волнистом
крыле удлинения Л=1 профиль Р-Ш-А
3.2. Сопоставление распределения давления вдоль хорды моделей с границами отрывного пузыря
3.3. Развитие возмущений на гладком и волнистом крыле вниз по
потоку
3.4. Применение линейной теории устойчивости к течению
в пограничном слое классического и волнистого крыла
3.5. Выводы к главе
Глава. 4. Особенности ламинарно-турбулентного перехода на классическом и волнистом крыле
конечного размаха (Х=1- 3.5)
4.1. Влияние числа Рейнольдса на структуру отрывного
пузыря классического крыла
4.2. Изучение влияния перегородок и степени турбулентности набегающего потока на отрывной
пузырь в пограничном слое классического крыла
4.3. Исследования спектров пульсаций в
оторвавшемся пограничном слое гладкого и волнистого крыла
4.4. Сопоставление результата экспериментов
по определению центральной частоты пакета волн
неустойчивости с гипотезой Я = 2 п8
4.5. Исследование положения ламинарно-турбулентного
перехода вдоль периода волны поверхности волнистого крыла
4.6. Выводы к главе
Критические углы атаки очень близки, для положительных углов атаки критический угол совпадает оным для профиля 2-15, а для отрицательных с профилем 2-25 (рис. 2.5).

-15 -10 -5 0
а, град.
Рис. 2.5. Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки для профилей
г-15, /-25 и 2-15-25.
Таким образом, профиль 2-15-25 совмещает в себе характеристики как бы двух симметричных профилей. На положительных углах атаки, когда подветренная сторона имеет максимальную полутолщину на 15% по хорде, получаются аэродинамические характеристики близкие к симметричному профилю с максимальной толщиной на 15% по хорде, а на отрицательных углах атаки мы получаем характеристики близкие к симметричному профилю с максимальной толщиной на 25% по хорде. В дальнейшем говоря о аэродинамических характеристиках мы будем использовать обозначения 2-15 и 2-25, но необходимо учитывать, что экспериментальные результаты получались на одной модели.