Пространственные гиперзвуковые течения вязкого газа - Башкин В.А.
ISBN 5-02-015563-2
Скачать (прямая ссылка):
текания экспериментальные данные приведены на рис. 3.34 и соответствуют обтеканию сверхзвуковым потоком треугольного крыла конечной толщины с углом полураствора 0К = 15° при различных углах атаки [Давыдова Н. А., Зайцев Ю. И., Юшин А. Я., 1974; Келдыш В. В., Лапина Н. Г., 1980]. Они показывают, что на исследованных режимах обтекания на подветренной стороне крыла реализуется течение, которое в общих чертах имеет конический характер.
При углах атаки а = 5° на подветренной стороне крыла образуется сложное отрывное течение с резко очерченными областями пониженной плотности (темные зоны на рис. 3.34в). Эти области начинаются в окрестности острых передних кромок, а присоединение оторвавшегося потока при относительно больших углах атаки происходит в плоскости симметрии течения; при уменьшении угла атаки линия присоединения B1 смещается с плоскости симметрии в сторону передних кромок. Под этими областями первичного отрыва видны также области вторичного отрыва, прилегающие к поверхности крыла. Граница области первичного отрыва сильно искривлена, а обтекание ее внешним потоком приводит к заметному разрежению в поле течения над крылом и сопровождается образованием внутренних ударных волн. При числе Маха M00 = 3 и а = 15° эти ударные волны имеют Х-образ-ную форму, причем первая их ветвь расположена над максимальной толщиной области вторичного отрыва потока.
Рис. 3.34
78
Гл. 3. ОБТЕКАНИЕ ПЛОСКИХ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
Наибольшее уплотнение потока и искривление пристеночных линий тока имеет место между линиями присоединения B1 и линиями вторичного отрыва A2. Течение газа в этой области носит «винтовой» характер. Наибольшей скорости течения соответствует область с максимальным углом наклона предельных линий тока, имеющих S-образную форму; здесь же толщина внутреннего
пограничного слоя достигает своих наименьших значений, что и приводит к возникновению «пиков» тепловых потоков на подветренной стороне крыла.
Типичные распределения числа Стантона на подветренной стороне крыла приведены на рис. 3.35 (M. = 5; вк = 15°; Re00 L = 3- 10б). При увеличении угла атаки «пиковые» значения теплового потока сначала возрастают, достигают максимума, а затем уменьшаются. Такое поведение обусловлено эволюцией структуры потока на подветренной стороне, с увеличением угла атаки область отрывного течения возрастает и постепенно приобретает типичные свойства течения в донной области.
0,2 0,4 0,6 Рис. 3.35
0,8
§ 3.8. Влияние реальных свойств воздуха
Влияние реальных свойств воздуха, находящегося в состоянии термодинамического равновесия, было исследовано в [Башкин В. А., 1968] на примере треугольного крыла, движущегося на высоте Я =60 км со скоростью, соответствующей числу Маха M00 = IO. Расчеты были проведены для треугольного крыла с углом полураствора 8К = 5° в диапазоне углов атаки от 20 до 70° и для треугольных крыльев с 0К = 10, 15 и 6O 20° при угле атаки а = 60°. Пара-
°«2г метры набегающего потока соот-
ветствовали стандартной атмосфере, а состав воздуха в набегающем потоке принимался следующим:
Хсо =0; X0 =0,2095;
= 0,7808; X^r = 0,0097.
Следует отметить, что учет реальных свойств воздуха не вызывает принципиальных изменений в
0,1
0,05 0,10
0,20 Рис. 3.36
0,30 е.
§ 3.8. ВЛИЯНИЕ РЕАЛЬНЫХ СВОЙСТВ ВОЗДУХА
79
алгоритме счета, но приводит к значительному увеличению времени счета. Это увеличение времени счета вызвано в основном расчетом термодинамических функций и коэффициентов переноса воздуха в состоянии термодинамического равновесия. Если для их определения принимать другую методику, например специальную программу, основанную на полиноминальной аппроксимации таблично заданных значений функций, то учет реальных свойств практически не приводит к увеличению времени счета.
При анализе невязкого обтекания влияние реальных свойств воздуха проявилось, как и следовало ожидать, в незначительном изменении давления и компонентов скоростей на поверхности крыла и в
0,5-
0.3}
0.1
0.2 Рис 3.37
0.3 0
заметном изменении отхода ударной волны от крыла вследствии столь же заметного изменения плотности и температуры в поле течения реального воздуха по сравнению с величинами этих параметров
в поле течения совершенного газа (рис 3.36—3.40: сплошные линии — реальный газ; штриховые — совершенный газ). В качествен-
80
Гл. 3. ОБТЕКАНИЕ ПЛОСКИХ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
ном отношении картины течений реального и совершенного газов около плоского треугольного крыла одинаковы.
Аналогичным образом одинаковы в качественном отношении распределения коэффициентов сопротивления трения и теплового
P
О ОЛ 0,2 0,3 в
Рис. 3.39
потока по размаху крыла, вычисленные с учетом и без учета реальных свойств воздуха, но отличаются в количественном отношении (рис. 3.41—3.43: сплошные линии — реальный газ; штриховые — совершенный газ). Максимальное различие в значениях рассматри-
Рис. 3.40
ваемых величин не превышает 15%; при этом зависимость для реального газа располагается, как правило, ниже соответствующей зависимости для совершенного газа.
