Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов А.Н., Семенов Н.В., Яцких А.А. «Влияние единичного числа Рейнольдса на ламинарно-турбулентный переход на скользящем крыле при сверхзвуковых скоростях потока» Теплофизика и аэромеханика, № 5, с. 685-692 (2018)

Выполнены экспериментальные исследования по влиянию единичного числа Рейнольдса на положение ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое на скользящем крыле при сверхзвуковых скоростях потока. В экспериментах использовалась модель скользящего крыла с 3 % чечевицеобразным профилем и углом скольжения кромок 45°. Положение перехода определялось с помощью термоанемометра. Получено, что при М=2 и 2,5 увеличение единичного числа Рейнольдса (Re₁) приводит к затягиванию перехода. Показано, что увеличение числа Маха набегающего потока и уровня пульсаций в рабочей части аэродинамической трубы приводит к уменьшению влияния Re₁ на положение перехода. При высоком уровне шума, вызванного ростом числа Маха или введением вихревых возмущений, влияние единичного числа Рейнольдса на положение перехода не фиксируется.

Киселева Т.А., Кисловский В.А. «Измерение параметров ударной волны слабой интенсивности в условиях неравномерного потока» Теплофизика и аэромеханика, № 5, с. 715-723 (2018)

В рамках экспериментальных исследований, проводимых с целью снижения путем активного воздействия интенсивности звукового удара, создаваемого летательным аппаратом, рассматривается проблема измерения параметров ударной волны в условиях неравномерного потока. Приводится сравнение профилей давления за ударной волной, полученных с помощью дренированной измерительной пластины и гребенки зондов давления торможения. Показано, что использование методики с применением зондов давления торможения обеспечивает приемлемую достоверность измерений распределений давления в ближней зоне модели. Использование контрольной пластины приводит к существенным погрешностям при проведении измерений в условиях неравномерного потока. Проведен анализ причин искажения измеряемого сигнала.