Пространственные гиперзвуковые течения вязкого газа - Башкин В.А.
ISBN 5-02-015563-2
Скачать (прямая ссылка):
-2-
Рис. 3.21
расчетов и, с другой стороны, различной степенью точности расчетов (согласно [Минайлос A. H., 1979] различия в значениях Cn достигают 15—18 %). Далее отметим, что в силу принятой методики обработки результаты [Минайлос A. H., 1979] хорошо согласуются с данными гиперзвуковой теории (крестики [Месситер, 1963]) и данными расчетов на основе теории ударного слоя (темные кружки [Shanbhag V. V., 1974]) (разрыв в точке Q = 0,5 обусловлен особенностью в уравнении теории ударного слоя). На рис. 3.21 нанесены также расчетные данные [Kennet H., 1963] (штрихпунктирные) и [Хайда, 1965] (штрихдвухпунктирные).
Плоские треугольные крылья представляют собой частный класс заостренных тонких тел, для которых в [Сычев В. В., 1960] установлены законы подобия в случае обтекания их гиперзвуковым потоком при больших углах атаки при следующих предположениях:
M00 sin а» 1; tg0K«l. (3.14)
В этом случае для коэффициента нормальной силы имеет место закон подобия
^ = f(Kv K2) » A1(K2) + K1A2(K2). (3.15)
3'
68
Гл. 3. ОБТЕКАНИЕ ПЛОСКИХ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
Обработка результатов расчетов в указанных параметрах подобия показана на рис. 3.22 и подтверждает справедливость закона подобия (ЗЛ5). Зависимости, полученные методом интегральных соотношений [Базжин А. П., 1966] и методом сквозного счета [Минайлос A. H., 1979] при одинаковых значениях параметра K1 не согласуются между собой в силу различной степени точности, как об этом
її-1-1-1-1-
0 1 2 3 4 K1
Рис. 3.22
уже говорилось выше. Далее отметим, что закон подобия (3.15) имеет место и при тех значениях определяющих параметров задачи, которые не удовлетворяют предположениям (3.14).
В заключение отметим, что в [Келдыш В. В., 1961] были собраны экспериментальные данные по аэродинамическим характеристикам моделей летательных аппаратов, имеющих несущую поверхность в виде плоского треугольного крыла и испытанных в диапазонах изме-
§ 35. КОЭФФИЦИЕНТЫ СОПРОТИВЛЕНИЯ ТРЕНИЯ И ТЕПЛОПЕРЕДАЧИ
69
3
нения числа Маха M08 = 3—20, угла атаки а = 10—60° и угла полураствора крыла 6К = 10—45°, и обработаны в соответствии с законом подобия (3.15). На рис. 3.23 приведены эти результаты для всех тех случаев, для которых параметр подобия K2 > 3. Все данные располагаются в достаточно узкой полосе и их можно аппроксимировать единой зависимостью
= 1,72 +
к,
+ 1,25^-0,42Xf. (3.16)
На рис. 3.23 расчетная зависимость согласно формуле (3.16) нанесена сплошной линией; здесь же штриховкой указана область, в которой располагаются расчетные данные [Базжин А. П., 1966]. Все приведенные результаты достаточно хорошо согласуются между собой.
Рис. 3.23
§ 3.5. Местные коэффициенты сопротивления трения и теплопередачи
Расчет пограничного слоя на поверхности треугольного крыла при нулевом угле атаки проводится так же, как для плоской пластины, вследствие принципа «независимости», а при наличии угла атаки начинается с линии растекания, где начинается формирование пограничного слоя и где задача является автомодельной.
В случае крыла с дозвуковыми передними кромками параметры невязкого течения в окрестности линии растекания при малых углах атаки определяются с малой степенью точности, что затрудняет интегрирование уравнений Прандтля. При больших углах атаки линия растекания располагается в плоскости симметрии крыла и определение параметров невязкого течения проводится с достаточно высокой степенью точности. Таким образом, расчет пограничного слоя при нулевом и больших углах атаки может быть проведен без каких-либо затруднений, и наличие этих данных позволяет судить о поведении характеристик пограничного слоя во всем диапазоне изменения углов атаки.
Исследование развития ламинарного пограничного слоя на наветренной стороне плоского треугольного крыла при больших углах
70
Гл. 3. ОБТЕКАНИЕ ПЛОСКИХ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
атаки было проведено методом интегральных соотношений в [Баш-кин В. А., 1968]; при расчетах параметры невязкого тока заимствовались из [Базжин А. П., 1966].
Следует отметить, что невязкое обтекание треугольных крыльев наиболее подробно исследовано при числе Маха M09 = 6, поэтому зависимость коэффициентов сопротивления трения и теплопередачи от угла атаки а и угла полураствора 0К удобно проследить при указанном числе Маха. На рассмотренных режимах распределения этих коэффициентов в поперечном сечении крыла г = const (х = const) имеют минимум на линии растекания в плоскости симметрии, ще поперечный компонент напряжения трения обращается в нуль.
Изменение продольного коэффициента сопротивления трения Cj1 и местного теплового потока qw в плоскости симметрии крыла на наветренной стороне в зависимости от угла атаки показано на рис. 3.24 и 3.25 для числа Маха M00 = 6 (сильный теплообмен, #lw = 0,05) и четырех значений угла полураствора 0К. По своему характеру эти зависимости аналогичны соответствующим зависимостям для плоской
і-1-1-1- і_і_і_і_
0 20е 40е 60е а 0 20е 40е 60° а
Рис. 3.24 Рис. 3.25
пластины, но сильно отличаются от них по абсолютным значениям. Это различие обусловлено пространственностью течения газа вокруг треугольного крыла и возрастает по мере уменьшения угла полураствора 6К. Такая же аналогия с плоской пластиной имеет место и по влиянию других определяющих параметров задачи. Так, например, при фиксированных значениях угла атаки и температурного фактора увеличение числа Маха приводит к возрастанию коэффициента сопротивления трения Cj1 и относительного теплового потока qw (рис. 3.26, а = 60°). Изменение температурного (энтальпийного)
