Научная литература
booksshare.net -> Добавить материал -> Физика -> Башкин В.А. -> "Пространственные гиперзвуковые течения вязкого газа" -> 54

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 .. 48 49 50 51 52 53 < 54 > 55 56 57 58 59 60 .. 86 >> Следующая

занимает уже 1/3 размаха крыла. На рис. 9.9 показано развитие профиля поперечной скорости w в окрестности плоскости симметрии (0 ^ z ^ 0,4); отсюда видно, как происходит возникновение возвратного поперечного течения. Результаты представлены для значений z0 = 0,4. Следует отметить также значительное возрастание толщины пограничного слоя при Z-* 0, что приводит к необходимости увеличивать размер расчетной сетки по вертикальной координате ц. В сечении z = 0,1 максимальная величина скорости возвратного течения равняется w = 0,007.
§ 9.2. ТРЕУГОЛЬНЫЕ КРЫЛЬЯ ПРИ НАЛИЧИИ ТЕПЛООБМЕНА
179
9.2.2. Влияние формы тела. Рассматривается семейство треугольных крыльев степенной формы вида
A;(z) = (l-z2)?,.
Результаты расчетов системы уравнений (8.17)-(8.19) получены для следующих условий: 7 = 1,4, Pr=I, gw = 0,5, z0 = 0,5 (угол стреловидности »63°).
Распределение A^(z) по координате z* при значениях параметра P1 = 0,75; 3; 10; 50; которым соответствуют зависимости /—4> представлены на рис. 9.10.
На рис. 9.11 —9.13 приведены результаты расчета безразмерных значений коэффициентов напряжения трения ти, xw и теплового по-
тока ig по размаху крыла в переменных (6.5)
dW
TU = *3/4|U
T = Х*/4
х* * ду
8 ду
(9.1)
Сплошными линиями представлены расчеты при параметре X2=I и P1 = 0,75; 3; 10; 50 (?=?{-0J5). Штриховой линией
показаны результаты расчета характеристик пограничного слоя на треугольной пластине (х2 = 0).
180
Гл. 9. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
X2-1
0,50 / Vl / Х^// /
0,25 / // / / / // / / // / / / / / I ^ / / I / II
о і
и \y\o.5 / / Z
49,25 \
0,25
Рис. 9.12
Как следует из анализа приведенных данных, характер течения в пограничном слое существенно зависит от формы поперечного сечения тела. При обтекании тела с параметром P1 = 0,75 и х2=1
о 0,5 z
Рис. 9.13
коэффициенты тц и Tg значительно возрастают по сравнению с коэффициентами, вычисленными на плоской треугольной пластине, за исключением окрестности плоскости симметрии, где образуется зона небольших отрицательных поперечных скоростей W.
При P1 = 3 на поверхности тела реализуется три линии отекания (z = 0, Z= ±0,725) и две линии растекания (z = ±0,45), в окрест-
§ 9.2. ТРЕУГОЛЬНЫЕ КРЫЛЬЯ ПРИ НАЛИЧИИ ТЕПЛООБМЕНА
181
ности которых расположены зоны повышенного теплового потока xg и продольного трения xu. В окрестности передней кромки решение в рассматриваемом случае уже достаточно близко к решению для плоского треугольного крыла.
При дальнейшем увеличении параметра P1 (P1 = 10) количество линий стекания и растекания сохраняется, как и в предыдущем случае, но при этом происходит сдвиг этих линий к плоскости симметрии тела. В пограничном слое на поверхности тела при 0,25 < z < 0,63 и —0,63 < z < —0,25 образуются зоны возвратных вторичных течений со значениями коэффициента трения в поперечном направлении xw ~~ —0,2. Заметим, что минимальное значение в этой области коэффициента трения xu^0,6. В окрестности линии растекания при z» ±0,2 образуются зоны повышенных тепловых потоков xg и коэффициента трения хи, в которых эти величины более чем в 2 раза превышают соответствующие значения, которые получаются при расчете обтекания плоского треугольного крыла (штриховая линия). Повышение величин X11 и xg связано с приходом струек тока из внешней части пограничного слоя на поверхность тела.
При обтекании тел с параметром ? = 49,25 на поверхности тела реализуется одна линия растекания, расположенная в окрестности плоскости симметрии. При |z| ^0,15 образуется зона существенно повышенного теплового потока и коэффициента трения хи. Заметим, что на линии симметрии тепловой поток в этом случае в 6 раз превышает значения теплового потока на плоской треугольной пластине.
Проведенные расчеты распределения давления р* по координате z показали, что при увеличении параметра P1 величина давления р0 (рис. 9.14) уменьшается и приближается к его распределению на плоском треугольном крыле, за исключением области, где существенно влияние на течение формы тела. Расчеты толщины
182
Гл. 9. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
О 0,25 0,50 0,75 z
Рис. 9.15
пограничного слоя Лс на треугольных телах при различных значениях ? (рис. 9.15) показали значительное уменьшение толщины пограничного слоя в окрестности линий растекания, однако сумма толщины пограничного слоя и тела (A* + A^) является уже монотонной функцией от координаты z.
Следует отметить качественное согласование полученного распределения толщины вытеснения при P1 = 50 с результатами экспериментальных исследований треугольного крыла на режиме слабого
0 1,0 Х2 2,0
Рис. 9.16
взаимодействия [Whitehead A. H., Jr., Hefner J. N., Rao D. M., 1972]. Физическое объяснение этого заключается в том, что как в расчетах
§ 9.2. ТРЕУГОЛЬНЫЕ КРЫЛЬЯ ПРИ НАЛИЧИИ ТЕПЛООБМЕНА
183
при P1 = 50, так и в экспериментальном исследовании обтекания на режиме слабого взаимодействия в окрестности плоскости симметрии крыла образуется зона с интенсивным возвратным поперечным течением. При небольших же числах ?t распределение толщины пограничного слоя качественно согласуется с данными экспериментальных исследований, полученных в той же работе [Whitehead A. H., Jr.,
Предыдущая << 1 .. 48 49 50 51 52 53 < 54 > 55 56 57 58 59 60 .. 86 >> Следующая

Реклама

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed

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

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed