Улучшение аэродинамических характеристик малоразмерного летательного аппарата путем применения волнистой поверхности

• Автор: Крюков, Алексей Владимирович
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2012
• Место защиты: Новосибирск
• Количество страниц: 122 с. : ил.

Оглавление

Список основных обозначений

Введение

Малоразмерные летательные аппараты

Особенности обтекания крыла на низких числах Рейнольдса

Способы воздействия на ламинарно-турбулентный переход при малых числах Рейнольдса

Волнистое крыло как способ управления л-т переходом

Глава

Модели и методика исследования

1.1. Сажемасляная визуализация

1.2. Весовые измерения

1.3. Тепловизионная съемка
Глава 2 Переход от крыла малого удлинения к большому
Зависимость параметров л-т перехода от характеристик набегающего потока в аэродинамической трубе. «Вихревая структура в поле обтекания потоком угловой конфигурации на поверхности модели »
Глава 3 Результаты весовых измерений моделей гладкого и волнистого крыла
Глава 4 Особенности обтекания прямого и скользящего крыла конечного размаха с гладкой и волнистой поверхностью в области критических углов атаки
Глава 5 Оптимизация волнистости
5.1 Расчет геометрических параметров волнистости для конкретных условий обтекания несущей поверхности
5.2 Определение локализации волнистости
Глава 6 Вариоформное секционное крыло (ВСК)
6.1. Экспериментальное исследование аэродинамических характеристик
вариоформного секционного крыла
6.2Применение вариоформного секционного крыла для управления летательным аппаратом
6.2. Патент на изобретение: «Способ управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности. Несущая поверхность»
Выводы по работе
Список публикаций
Список использованных источников

Список основных обозначений
а — угол атаки
р - угол скольжения
е = и'/и„ - степень турбулентности набегающего потока - скорость набегающего потока на бесконечности и' — пульсация скорости <] = Р-иЦ2 — скоростной напор р - плотность воздуха йе = и„ с/и - число Рейнольдса по хорде с — хорда крыла у - кинематическая вязкость / - размах крыла Л = !/с- удлинение крыла
Суа - коэффициент подъемной силы в скоростной системе координат Сха - коэффициент сопротивления в скоростной системе координат Ста - коэффициент момента тангажа в скоростной системе координат 8 - толщина пограничного слоя 8} - толщина вытеснения пограничного слоя 82 — толщина потери импульса пограничного слоя

Начиная с 22% по хорде в спектре пульсаций появляется характерный пакет волн конвективной неустойчивости пограничного слоя. Далее следует фаза нелинейного роста возмущений и ламинарнотурбулентный переход, после чего турбулентный пограничный слой вновь присоединяется к поверхности крыла в районе 27% по хорде.
Сопоставляя поле температур с визуализацией и термоаремометрическими измерениями несложно заметить, что наибольшая температура после прекращения нагрева поверхности находится в районе центра отрывного пузыря (рис. 1.12).
II и<ю

!й V,*. " * г
Рис. 1.12. Сопоставление данных сажемасляной и тпловизионной визуализации.
1 - зона ламинарного течения; 2- зона отрывного пузыря; 3- зона турбулентного течения.