Научная литература
booksshare.net -> Добавить материал -> Физика -> Башкин В.А. -> "Пространственные гиперзвуковые течения вязкого газа" -> 17

Пространственные гиперзвуковые течения вязкого газа - Башкин В.А.

Башкин В.А., Дудин Г.Н. Пространственные гиперзвуковые течения вязкого газа — М.: Наука. Физматлит, 2000. — 288 c.
ISBN 5-02-015563-2
Скачать (прямая ссылка): prostranstvenzvuktechgaza2000.djvu
Предыдущая << 1 .. 11 12 13 14 15 16 < 17 > 18 19 20 21 22 23 .. 86 >> Следующая

На наветренной стороне сгущение изобар указывает головную ударную волну, отошедшую от острых передних кромок. Разделяющая линия тока R приходит на острую кромку, а течение на наветренной стороне всюду направлено от кромки к плоскости симметрии, ще расположена линия стекания.
§ 3.2. ТРЕУГОЛЬНОЕ КРЫЛО С ДОЗВУКОВЫМИ ПЕРЕДНИМИ КРОМКАМИ
53
M00-6
На подветренной стороне характерной особенностью течения является наличие области разрежения в окрестности передней кромки, которая по виду изобар напоминает центрированную волну разрежения. Поток идеального газа, развернувшись в этой волне разрежения, остается присоединенным к поверхности крыла и ближе к плоскости симметрии тормозится затем с помощью внутренней ударной волны, на наличие которой указывает сгущение изобар примерно на середине полуразмаха крыла. В реальной ситуации наличие внутренней ударной волны приводит к местному отрыву пограничного слоя. Расчеты с более мелкой сеткой приводят к уточнению картины течения и делают ее более четкой, как это можно видеть из сравнения полей изобар на рис. 3.6. Дополнительную информацию о структуре потока около крыла дают картины линий постоянных значений числа Маха M^ поперечного течения в сечении г = const, приведенные на рис. 3.7 и 3.8.
Влияние угла атаки на структуру течения показано на рис. 3.7, где приведены картины изомах для крыла с углом полу раствора 0К = 10° при числе Маха M09 = 6 и углах атаки а, равных 2,5° и 15°. Картина течения при угле атаки а = 2,5° сильно напоминает обтекание плоской пластины трансзвуковым потоком: все крыло погружено в конически дозвуковой поток, а над крылом образовалась местная зона конически сверхзвукового течения, заканчивающаяся внутренней ударной волной. Отличие от трансзвукового течения около пластины состоит в форме линий тока. При данном угле атаки разделяющая линия попадает на переднюю кромку. Хотя детали течения в непосредственной окрестности кромки нам неизвестны, однако видно, что поток разворачивается здесь в волне разрежения и безотрывно обтекает подветренную сторону крыла.
Качественно характер течения сохраняется таким же и при <х = 15°; однако в этом случае над крылом уже нет изолированной местной сверхзвуковой зоны: развившись, она слилась с внешним конически сверхзвуковым потоком. Область сверхзвукового течения на подветренной стороне крыла также заканчивается внутренней ударной волной. Следует отметить, что линии M^ = 1 на подветрен-
Рис. 3.8
54
Гл. 3. ОБТЕКАНИЕ ПЛОСКИХ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
ной стороне крыла в плоскости симметрии точно выходят на следы конуса Маха набегающего потока в этой плоскости.
Приведенные картины изомах в рассматриваемых случаях указывают на то, что влияние особенностей течения на подветренной стороне крыла на течение на наветренной стороне может быть значительно слабее обратного влияния. Даже при малых углах атаки
возникшая местная коническая сверхзвуковая зона в значительной степени препятствует распространению слабых возмущений в сторону наветренной поверхности крыла.
Влияние числа Маха набегающего потока на структуру течения около крыла показано на рис. 3.8 (9К=10°, а = 2,5е). Самым характерным является здесь быстрое сокращение местной зоны конически сверхзвукового потока на подветренной стороне по мере уменьшения числа Маха Мм. Вместе с этим силь-
-0.05 -
-0.10-
-0.15
I / /,
0.5 /1.Oz


_
V
-
но уменьшается зона разворота потока на передней кромке, и крыло все больше погружается в конически дозвуковой поток со все меньшими значениями поперечных скоростей в его непосредственной окрестности. Весьма вероятно, что при дальнейшем уменьшении M00 Рис. 3.9 возникнут такие условия обтекания
крыла, при которых поперечный поток газа при обтекании передней кромки не сможет достичь конически сверхзвуковой скорости. В этом случае обтекание крыла будет происходить с отрывом и образованием вихрей, начинающихся на кромке.
Общий вид картины линий тока около крыла не изменяется существенным образом при увеличении угла атаки от 2,5° до 15е и не наблюдается никакого всплывания в поток особой точки типа Ферри.
Хотя в рассмотренном диапазоне углов атаки картины линий тока на подветренной стороне крыла качественно одинаковы, однако на наветренной стороне режим течения 1 близок к смене режимом 2 (рис. 3.9; M00 = O, вк=10°, [БазжинА. П., 1966]; метод сквозного счета: сплошные линии — исходная сетка, штриховая — вдвое меньшая сетка; штрихпунктирнная — метод интегральных соотношений; HQ = m0ZK111). При а = 15° газ на наветренной поверхности крыла движется от передней кромки к плоскости симметрии (режим течения 1 по результатам расчетов методом сквозного счета), но при дальнейшем увеличении угла атаки линия растекания
§ 3.2. ТРЕУГОЛЬНОЕ КРЫЛО С ДОЗВУКОВЫМИ ПЕРЕДНИМИ КРОМКАМИ
55
потока должна переместиться с передней кромки на наветренную поверхность крыла. Здесь же нанесена зависимость, полученная методом интегральных соотношений, согласно которой при а = 15° на поверхности крыла уже реализовался режим течения 2 — линия растекания расположена при 1. = 0,91. На срединной части крыла (z < 0,5) значения поперечного компонента скорости, полученные двумя различными методами, практически совпадают.
Предыдущая << 1 .. 11 12 13 14 15 16 < 17 > 18 19 20 21 22 23 .. 86 >> Следующая
Реклама

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed

Есть, чем поделиться? Отправьте
материал
нам
Авторские права © 2009 BooksShare.
Все права защищены.
Rambler's Top100

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed