Пространственные гиперзвуковые течения вязкого газа - Башкин В.А.
ISBN 5-02-015563-2
Скачать (прямая ссылка):
Рис. 9.20
и поперечном хш = 4г-
8 дт)
направлениях, а также теплового потока
при переменном по размаху крыла вдуве приведены на
Рис. 9.21
§ 9.3. ВЛИЯНИЕ МАССООБМЕНА
187
рис. 9.21, 9.22. Областям, в которых осуществлялся вдув через поверхность с V^ = O,!, соответствуют штриховые части кривых. Как
Рис. 9.23 Рис. 9.24
видно из рис. 9.21, наличие переменного вдува оказывает существенное влияние на величины напряжения трения хи и теплового потока ig уже на достаточно больших расстояниях от начала вдува, обозначенного вертикальными черточками. Так, при вдуве газа с vi, = 0,1 в области 0,4^*^1 это влияние сказывается до значений t = 0,31. Таким образом, возмущение от вдува распространяется вверх по поперечному течению на расстояния Af = 0,09. Интересно отметить, что длина этой возмущенной зоны практически не зависит от координаты точки начала вдува (ґ = 0,4; 0,8). Влияние вдува на напряжение трения в поперечном направлении xw (рис. 9.22) достаточно слабое, причем вдув приводит к уменьшению величины xw, что, видимо, объясняется ростом толщины вытеснения пограничного слоя.
188
Гл. 9. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Результаты исследования влияния переменного отсоса газа через поверхность тела на характеристики пограничного слоя представлены на рис. 9.23—9.26. Распределение напряжения трения в продольном направлении хц по размаху крыла при наличии отсоса показано
на рис 9.23, а теплового потока — на рис. 9.25. Областям, в которых осуществлялся отсос газа через поверхность со значениями = —1, соответствуют штриховые части кривых. В приведенных расчетах области отсоса газа начинались в точках ґ = 0; 0,2; 0,4; 0,8. Как и при вдуве газа, наличие переменного отсоса оказывает существенное влияние на характеристики течения в пограничном слое на значительном расстоянии от точки начала области отсоса. Отсос газа со значениями = —1 в области 0,4 ^ t < 1 начинает оказывать влияние на функции x11 и xg в точке / = 0,28, и, следовательно, возмущения распространяются вверх по поперечному течению на расстояния Af = 0,12. Следует отметить резкое возрастание тепловых потоков и напряжения трения в продольном направлении в окрестности начала области отсоса газа.
На рис 9.24 приведены результаты расчета напряжения трения в поперечном направлении по размаху крыла. В окрестности начала области отсоса происходит значительный рост напряжений трения iw. При отсосе газа через поверхность в области 0,4 < t < 1 в окрестности 0,3 ^ t < 0,47 значения iw возрастают более чем в два раза. Возрастание скорости поперечного течения в окрестности точки начала отсоса газа объясняется тем, что изменяется распределение толщины вытеснения пограничного слоя и происходит увеличение градиента давления в поперечном направлении. Следует отметить, что при наличии отсоса газа со значениями = —1 реализуется течение с плавным стеканием к плоскости симметрии крыла и области возвратного течения не образуются.
На рис. 9.26 представлены распределения р* и толщины вытеснения Ае пограничного слоя по размаху крыла при наличии переменного отсоса газа с v* = — 1, а также при постоянном = 0, —1. Отсос
Рис. 9.26
§ 9.4. ВЛИЯНИЕ УГЛА СКОЛЬЖЕНИЯ
189
газа приводит к уменьшению величины Дс и давления наиболее сильно в области отсоса.
Из приведенных расчетов можно сделать вывод, что массообмен оказывает существенное влияние на характеристики течения вязкого газа около треугольного крыла на режиме вязкого взаимодействия.
§ 9.4. Влияние угла скольжения
При наличии угла скольжения характер течения в трехмерном пограничном слое существенно изменяется. Распределения теплового потока и напряжения трения становятся несимметричными по размаху крыла. При симметричном обтекании существует плоскость, в которой встречаются два совершенно одинаковых потока, что может приводить к появлению локальных зон, затрудняющих получение глобального решения [Нейланд В. Я., 1974]. В несимметричном случае такой плоскости не существует, так как в пограничном слое линии тока, идущие от разных кромок крыла, сходятся к некоторой криволинейной поверхности. Эта поверхность разделяет зоны с разным направлением передачи возмущений. Пересечение этой поверхности с плоскостью, перпендикулярной оси симметрии крыла, определяет некоторую кривую, на которой происходит изменение направления параболичности системы уравнений пограничного слоя. Причем, длина этой кривой, как правило, значительно больше толщины пограничного слоя, а следовательно, уравнения пограничного слоя справедливы на всем крыле (кроме окрестности передних кромок, как и обычно), и локальные зоны неприменимости уравнений пограничного слоя не могут возникнуть. Это обстоятельство использовано в настоящей работе для получения численных результатов для глобальной задачи на основе решения уравнений пограничного слоя релаксационным методом.
Рассмотрим несимметричное обтекание тонкого треугольного крыла [Дудин рис. 9.27 Г. H., 1978 б] гиперзвуковым
потоком вязкого газа при нулевом угле атаки. Система координат приведена на рис. 9.27. Компоненты вектора скорости и°9 v°9 w° направлены соответственно вдоль х°9 у0, z°, е — угол скольжения крыла (угол между вектором скорости набегающего потока и плоскостью симметрии крыла). В этом случае система уравнений пограничного слоя с учетом переменных (6.5), (7.2) при т=1, / = 3/4 имеет вид (8.5), а давление и граничные условия опреде-
