Особенности трансзвукового обтекания профиля крыла с интерцептором

Зависимость аэродинамических сил, действующих на крыло самолета в крейсерском полете, от положения элеронов и интерцепторов изучалась в ряде работ. Вместе с тем структура течения и его высокая чувствительность к малым возмущениям в трансзвуковых условиях не были исследованы достаточно хорошо.
В данной работе проведено исследование трансзвукового обтекания воздухом профиля NASA SC(2)-0710 с интерцептором при разных углах отклонения интерцептора от нейтрального положения. Численные решения осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса получены с помощью программы, основанной на методе конечных объемов. Выявлена высокая чувствительность картины обтекания и подъемной силы к углу поворота интерцептора, а также к изменениям числа Маха набегающего потока $M_\infty$ и угла атаки $\alpha$. Установлены диапазоны $M_\infty$ и $\alpha$, в которых наблюдается резкое изменение положения ударных волн, вызывающее реструктуризацию течения и скачки подъемной силы. Полученные результаты показывают существование неблагоприятных углов поворота интерцептора, зависящих от числа Маха $M_\infty$ и угла атаки $\alpha$, при которых слабая турбулентность атмосферы может приводить к значительным скачкам подъемной силы и вибрации самолета.