Steady Blowing / Suction into Turbulent Boundary Layer of a Symmetrical Aerofoil Section

Abstract

Экспериментально изучена эффективность стационарного вдува / отсоса воздуха в турбулентный пограничный слой крылового профиля NACA 0012 в несжимаемом потоке. Вдув / отсос осуществлялся через мелкоперфорированные секции, расположенные на смежных сторонах крыла и являющиеся частями его обтекаемой поверхности. Исследования выполнены при числе Рейнольдса Re c = 0,710 6 в диапазоне углов атаки  =-66°. Полученные результаты явно указывают на неоднозначный характер совместного управляющего воздействия в виде вдува / отсоса на аэродинамические характеристики крыла. Максимальный выигрыш аэродинамического качества порядка 1,8 единицы достигается при нулевом угле атаки . Увеличение  приводит к снижению эффективности данного способа воздействия на пограничный слой. Ключевые слова: крыловой профиль, пограничный слой, мелкоперфорированная секция, вдув / отсос, аэродинамическое качество, подъемная сила, сопротивление.