Научная литература
booksshare.net -> Добавить материал -> Физика -> Башкин В.А. -> "Пространственные гиперзвуковые течения вязкого газа" -> 18

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 .. 12 13 14 15 16 17 < 18 > 19 20 21 22 23 24 .. 86 >> Следующая

Здесь необходимо сделать следующее замечание. Согласно расчетам по методу сквозного счета, которые можно рассматривать как численное решение внешней задачи при анализе уравнений Навье— Стокса методом сращиваемых асимтотических разложений, для всех рассмотренных углов атаки имеем безотрывное обтекание острой передней кромки. Линия тока, которая отделяет потоки, обтекающие наветренную и подветренную стороны крыла, приходит на острую кромку. На наветренной стороне поперечное сечение является конически дозвуковым, а на подветренной стороне конически дозвуковой поток при обтекании кромки достигает местной скорости звука и, разворачиваясь далее в центрированной волне разрежения, переходит в конически сверхзвуковой поток. В силу непрерывности вектора скорости для конически дозвукового течения он должен обращаться в нуль на острой кромке в точке, куда приходит разделяющая линия тока. В приведенных на рис. 3.9 зависимостях компонент скорости Ti0 на передней кромке не равен нулю 01q.
и, следовательно, имеет ме- ' а-15е ^sJ^^^T
расчетов методом сквозного
счета не позволяют надежно определить смену режимов обтекания наветренной стороны крыла. В этом отношении, по-видимому, более надежны результаты расчетов методом интегральных соотношений (а = 15°). В заключение отметим, что для окончательного суждения
сто разрыв вектора скорости по направлению к этой точке. Это говорит о том, что в окрестности передней кромки расчет поперечного течения ведется с большей погрешностью; на это указывает также то обстоятельство, что при измельчении расчетной сетки заметным образом изменяется распределение Ti0 в окрестности передней кромки. Таким образом, результаты
0,05
о
0,5
,0 2
Рис. 3.10
56
Гл. 3. ОБТЕКАНИЕ ПЛОСКИХ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
3
я,
5,4-5,2 5,0
4,8
P 25
20

• W-5е 110° ____I i_ JL-J____ V.
о характере обтекания острой кромки на рассмотренных режимах движения необходимы дальнейшие аналитические исследования.
Распределение давления по размаху треугольного крыла на наветренной и подветренной сторонах показано на рис. 3.10 (P = p/(pee^m): сплошные линии — метод сквозного счета [Баз-жин А. П., Челышева И. Ф., 1974]; штриховая — метод интегральных соотношений [Базжин А. П., 1966]) для крыла с углом полураствора 9К = 10° при M00 шв 6 и различных углах атаки. С увеличением а вклад верхней поверхности крыла в создании аэродинамической силы быстро убывает. Так, например, при а = 10° вклад верхней поверхности в нормальную аэродинамическую силу составляет примерно 5%; при а « 15е этот вклад падает до полутора процентов, а при больших углах атаки вообще нет необходимости рассматривать участие верхней поверхности в создании аэродинамических сил. Отметим также, что роль подветренной стороны в создании аэродинамических сил уменьшается с ростом числа Маха.
Это обстоятельство, а также тот факт, что при больших углах атаки (в данном случае при a ^ 15е) местная сверхзвуковая зона на подветренной стороне крыла смыкается со сверхзвуковой внешней областью течения и течение на подветренной стороне не оказывает влияния на течение на наветренной стороне, оправдывают применение метода интегральных соотношений для расчета течения около наветренной стороны крыла при больших углах атаки.
Результаты расчетов течения около наветренной стороны треугольного крыла в широком диапазоне изменения определяющих параметров задачи по* лучены методом интегральных соотношений в работе [Базжин А. П., 1966]. В качестве типичного примера на рис. 3.11 и 3.12 приведены распределения радиального Tix = UJyIpJp00 и окружного Hq = U^yIpJp00 и компонентов вектора скорости, давления р = р/рт и плотности р = р/р«, по наветренной стороне четырех крыльев с углами полураствора 6К, равными 5, 10,
в» -5е
20°
10
-

W-5' 110е |l5' 1 1 1_ 20*
0,1
0,2 Рис. 3.11
0,3
§ 3.2. ТРЕУГОЛЬНОЕ КРЫЛО С ДОЗВУКОВЫМИ ПЕРЕДНИМИ КРОМКАМИ
57
15 и 20° в случае обтекания их сверхзвуковым потоком совершенного газа при M00 = 6 и угле атаки а = 40°. Здесь показаны также формы ударных волн в виде изменения углового расстояния є от крыла до волны в зависимости от угла 0, отсчитываемого от плоскости симметрии.
По поведению компоненты скорости ~uQ можно судить о режиме течения на поверхности крыла. В данном конкретном случае на крыльях с 0К = 5 и 10е растекание потока происходит от плоскости симметрии к передним кромкам. На крыле с 0К = 15° линия растекания расположена на образующей с 0. » 0,09, но отрицательная скорость uQ между плоскостью симметрии и этой линией столь мала, что течение газа на этом участке поверхности можно считать радиальным. На
Эк-5е 10е 15е 20е
Рис. 3.12
крыле с углом 0К = 20° имеется уже заметное течение в сторону плоскости симметрии от линии растекания, расположенной при 0. ^ 0,26. При этом нужно иметь в виду, что рассматривается коническое течение. Физические линии тока на поверхности крыла при 0 < 0., будут даже в последнем случае все направлены от плоскости симметрии и будут стремиться стать параллельными ей при удалении на бесконечно большое расстояние от вершины крыла. _
Предыдущая << 1 .. 12 13 14 15 16 17 < 18 > 19 20 21 22 23 24 .. 86 >> Следующая

Реклама

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed

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

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed