Пространственные гиперзвуковые течения вязкого газа - Башкин В.А.
ISBN 5-02-015563-2
Скачать (прямая ссылка):
48
Гл. 3. ОБТЕКАНИЕ ПЛОСКИХ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
В качестве примера на рис. 3.1а показано изменение характеристической поверхности и внутренней ударной волны в зависимости от угла атаки для подветренной стороны треугольного крыла с
О 0.2 0.4 0.6 0.8 I х\
а б
Рис 3.1
углом стреловидности X = 45° при числе Маха M00 = 3, а на рис. 3.16 — изменение положения ударной головной волны, образующейся при обтекании наветренной стороны крыла. С увеличе-
Рис. 3.2
ft 3.1. ТРЕУГОЛЬНОЕ КРЫЛО CO СВЕРХЗВУКОВЫМИ ПЕРЕДНИМИ КРОМКАМИ 49
нием угла атаки внутренняя ударная волна смещается к плоскости симметрии, характеристическая поверхность на подветренной стороне отходит от плоскости крыла, а головная ударная волна на
P 1,0-
а-5°
0,5 ^\
10е
15е
0,5
-і- 1 z 0
Рис. 3.3
наветренной стороне приближается к плоскости крыла. На рис. 3.2 показано влияние числа Маха на картину течения на подветрен-
Рис. 3.4
50
Гл. 3. ОБТЕКАНИЕ ПЛОСКИХ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
ной (а) и наветренной (б) сторонах плоского теругольного крыла (вк = 45°, а = 5°).
Ha рис. 3.3 и 3.4 приведены типичные распределения давления P = р/Рсо и компонентов вектора скорости Hx = и JyI P00Zp00 и "о = uJ^~POJpZ на наветренной (а) и подветренной (б) поверхностях треугольного крыла (M00 = 3, 0К = 45°). Отметим, что немонотонный характер изменения компонентов вектора скорости обусловлен не физикой явления, а причинами чисто вычислительного характера.
Приведенные различными автора-P(AoOO ми сравнения результатов расчетов с
°*^х экспериментальными данными ука-зывают на достаточно хорошее со-гласование их между собой. В этом * отношении наиболее показательно X сравнение для подветренной стороны <х ^ крыла. В работе [Bannink W. J., х ж NebbekingC, 1971] приведены ре-X зультаты измерений поля давлений
^б<х т] -0,1282 8 ^ торможения за прямой ударной вол-хх* х ной в различных точках области те-*х*8о<ххкх §< чения между поверхностью крыла
ті—0,0718 * и характеристической поверхностью.
>>?Яххх4<хххх*х* Сравнение результатов расчетов [Во-
скресенский Г. П., Ильина А. С, Ta-, таренчик В. С, 1974] с этими экспе-
0,9 0,8 0,7 0,6 0,5 0,4 0,3
0,2 0,4 0,6 0,8 Z риментальными данными показано Рис 3 5 на рис. 3.5 (M00 = 2,94, вк = 45,3°,
а = 12°; крестики — эксперимент; кружки — расчет), на котором приведено изменение отношения местного давления за прямой ударной волной к соответствующему значению в набегающем потоке вдоль размаха крыла для двух сечений у = const; согласование результатов надо признать достаточно хорошим.
§ 3.2. Треугольное крыло с дозвуковыми передними кромками
При численном анализе обтекания треугольного крыла с дозвуковыми передними кромками обычно выделяют два диапазона изменения углов атаки: малые и большие.
Малые углы атаки (a ^ 20—30°) характеризуются тем, что потоки газа на наветренной и подветренной сторонах крыла взаимодействуют друг с другом и что подветренная сторона вносит заметный
§ 3.2. ТРЕУГОЛЬНОЕ КРЫЛО С ДОЗВУКОВЫМИ ПЕРЕДНИМИ КРОМКАМИ
51
вклад в создание аэродинамической силы. При этом на подветренной стороне крыла течение идеального газа может быть построено как по безотрывной, так и отрывной схеме. Конечно, уравнения Эйлера не могут во всей полноте описать сложную структуру потока в этой области течения, но тем не менее результаты расчетов в такой постановке задачи представляют интерес как фон, на котором возникают и развиваются газодинамические явления, обусловленные вязкостью газа. Кроме того, в определенном диапазоне малых
углов атаки вихревые образования на подветренной стороне крыла настолько слабы, что они не оказывают заметного влияния на поле течения. Для расчета течения газа при малых углах атаки используются преимущественно различные модификации метода сквозного счета [БазжинА. П., Челышева И. Ф., 1974; Минайлос A. H., Косых А. П., 1977].
Большие углы атаки характеризуются тем, что подветренная сторона крыла не оказывает влияния на течение газа около наветренной стороны крыла и практически не вносит никакого вклада в создание аэродинамической силы. Кроме того, течение газа на подветренной стороне крыла носит ярко выраженный отрывной характер и по своей структуре близко к течению газа в донной области;
52
Гл. 3. ОБТЕКАНИЕ ПЛОСКИХ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
расчет течения в этой области в рамках теории идеального газа невозможен. Поле течения на наветренной стороне треугольного крыла обычно определяется численными методами с выделением головной ударной волны.
Рассмотрим структуру течения около треугольного крыла при малых углах атаки согласно результатам расчетов, полученных методом сквозного счета по безотрывной схеме (результаты расчетов по схеме отрывного течения на подветренной стороне крыла обсуждаются ниже в § 3.7). Наглядное представление об этом дает построение изолиний различного рода. В качестве типичного примера на
Рис. 3.7
рис. 3.6 (С — след конуса Маха) показана картина изобар в поле течения около крыла с углом стреловидности X = 80е при числе Маха M00 = 6 и угле атаки а = 5е. При этом на рис. 3.66 картина изобар получена на вдвое более мелкой сетке, чем на рис. 3.6а, и показана картина линий тока около наветренной стороны крыла.
