Научная литература
booksshare.net -> Добавить материал -> Физика -> Башкин В.А. -> "Пространственные гиперзвуковые течения вязкого газа" -> 19

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 .. 13 14 15 16 17 18 < 19 > 20 21 22 23 24 25 .. 86 >> Следующая

В распределении по крылу компоненты скорости иг отмечается его относительное постоянство.
58
Гл. 3. ОБТЕКАНИЕ ПЛОСКИХ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
Постоянство энтропии на поверхности крыла делает распределение по крылу давления р и плотности р очень похожими одно на другое. Максимумы в распределении этих величин всегда расположены на линии растекания потока на крыле. Однако имеется существенное различие в поведении величин р(0) и р(0) в плоскости симметрии в зависимости от угла 6К. В то время как давление р(0) заметно изменяется от 21,3 до 23,8, при возрастании 0К от 5° до 20°, плотность же р(0) остается почти неизменной в пределах от 4,96 до 5,00. Это положение справедливо для большинства рассмотренных режимов обтекания.
Профили величины є, приведенные на рис. 3.12, не являются, строго говоря, следами ударных волн в плоскости х= 1. Для того чтобы получить след волны в этой плоскости, нужно при каждом
е. град
Рис 3.13
значении угла 0 вместо угла є нанести величину п = tg є/cos2 0 — линейное расстояние от крыла до волны в плоскости х=1. Но вследствие малости углов є и сравнительной узости диапазона изменения угла 0 (0 ^ 0 ^ 20°) о форме ударных волн можно судить и по графикам є = є(0).
Для треугольных крыльев с дозвуковыми передними кромками результаты расчетов согласуются с экспериментальными данными [БашкинВ. А., 1970]. В качестве примера на рис. 3.13 показано сравнение расчетных (длинный штрих — метод интегральных соотношений [Базжин А. П., 1966]; короткий штрих — метод сквозного счета [Минайлос A. H., 1977]) и экспериментальных (светлые и
§ 3.2. ТРЕУГОЛЬНОЕ КРЫЛО С ДОЗВУКОВЫМИ ПЕРЕДНИМИ КРОМКАМИ
59
темные кружки) значений угла наклона е ударной волны в плоскости симметрии крыла, обтекаемого сверхзвуковым потоком совершенного газа при числе Маха M00 = 5. Функциональная зависимость е = е(а) является существенно немонотонной и на нее заметным образом влияет пространственность течения. Приведенные для сравнения зависимости для плоской пластины (сплошные линии) и острого кругового конуса (штрихпунктирные лини) с углом полураствора 9К = а (осесимметричное течение) отличаются в количественном отношении как от результатов расчета для треугольной пластины,
х-6(Г $л<**\ * А
--Т5--- — " А °
1.0,
Aff лл а іл л__-.—О—
0° Д^ооА^ ^_
0 0,1 0,2 в
Рис. 3.14
так и от экспериментальных данных. Расчетные зависимости, полученные для малых углов атаки методом сквозного счета и для больших углов атаки методом интегральных соотношений, достаточно хорошо согласуются с экспериментом, дополняют друг друга и стремятся к гладкому сопряжению.
Сравнение расчетных и экспериментальных данных по распределению давления на наветренной стороне крыла показано на рис. 3.14 (штриховые линии — метод интегральных соотношений при M00 = O [Базжин А. П., 1966]; штрихпунктирные — приближенный метод Д. А. Мельникова при M00 = 6; сплошные — метод сквозного счета при M00 = 5 [Минайлос A. H., Косых А. П., 1977]; кружки и треугольники — эксперимент [Башкин В. А,, 1970]). Pe-
60
Гл. 3. ОБТЕКАНИЕ ПЛОСКИХ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
зультаты расчетов, полученные для треугольного крыла различными методами, дополняют друг друга и согласуются с экспериментом как в качественном, так и в количественном отношении.
§ 3.3. Корреляционные зависимости
для градиента поперечной скорости
и отхода ударной волны в плоскости симметрии
Для проведения оценок различного рода очень часто бывает необходимо знать в плоскости симметрии тела величину градиента скорости поперечного течения на поверхности крыла и отход ударной волны. Эти величины существенным образом зависят от определяющих параметров задачи. В качестве примера на рис. 3.15 показано изменение градиента скорости dw/дв на поверхности тела в плоскости симметрии и в зависимости от угла полураствора 0К при фиксированных значениях числа Маха M00 и угла атаки. При этом значения градиента поперечной скорости, относящиеся к крылу 0К = 0°, соответствуют обтеканию бесконечно длинной плоской пластины, установленной в потоке газа под углом скольжения Л = а. В этом случае продольный, компонент скорости ~й = = V00 cos а, а распределение поперечного компонента скорости w определяется как для плоской пластины, установленной перпендикулярно потоку со скоростью Vn = = V00 sin а [Базжин А. П., 1966].
Для того чтобы на основании результатов численного анализа установить связь между рассматриваемыми величинами и определяющими параметрами задачи, целесообразно воспользоваться параметрами подобия, которые указывает гиперзвуковая теория. Ниже мы ограничимся случаем больших углов атаки, который был рассмотрен в [Базжин А. П., 1966]. Параметры подобия, которые имеют место при обтекании тонких тел гиперзвуковым потоком газа при боль-
Рис. 3.15
§ 3.3. КОРРЕЛЯЦИОННЫЕ ЗАВИСИМОСТИ
61
ших углах атаки, были установлены в [Сычев В. В., 1960] и записываются следующим образом:
K1 = tg 9К ctg а;
(3.1)
/C2 = M.
sm а.
0.2
0,1
При этом при больших числах Маха определяющим параметром является параметр подобия K1.
Как показали расчеты, в случае плоской пластины величина градиента поперечной скорости, отнесенная к максимальной скорости, очень слабо зависит от числа Маха M00 в диапазоне изменения его от 4 до 20 [Базжин А. П., 1966]. Поэтому при обработке результатов расчетов для плоского треугольного крыла целесообразно в качестве характерной скорости принять максимальную скорость, соответствующую нормальной составляющей числа Маха набегающего потока. Для этого градиент скорости SwIdQ9 где компонента скорости отнесе-на к величине Vp00Tp0T, необходимо разделить на на величину f(MN) = /(K2) и построить его в зависимости от параметра подобия Jl1. При такой обработке результаты расчетов укладываются в довольно узкую полосу и могут быть аппро- 0 ксимированы зависимостью (рис. 3.16) к
Предыдущая << 1 .. 13 14 15 16 17 18 < 19 > 20 21 22 23 24 25 .. 86 >> Следующая

Реклама

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed

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

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed