Пространственные гиперзвуковые течения вязкого газа - Башкин В.А.
ISBN 5-02-015563-2
Скачать (прямая ссылка):
Рис. 10.8
где переход от одной области к другой происходит на малых расстояниях из-за больших возмущений, заданных ниже по течению.
Для исследования течений с областями докритического и закритического взаимодействия с другими граничными условиями вниз по течению, рассмотрим обтекание холодных крыльев при наличии у г-
9 10.1. ЗАКРИТИЧЕСКИЙ РЕЖИМ
205
ла скольжения. Как указывалось в § 9.4, при наличии угла скольжения характер течения в пространственном пограничном слое существенно изменяется. При несимметричном обтекании линии тока в пограничном слое, идущие от разных кромок крыла, сходятся к криволинейной поверхности. Эта поверхность разделяет зоны с раз-
¦ 1 1 ¦ ¦
-1,0 -0,5 0 0,5 1,0 z
Рис. 10.9
ным направлением передачи возмущений. При этом граничные условия вниз по течению существенно изменяются по сравнению со случаем симметричного обтекания.
Рассмотрим обтекание треугольной пластины при наличии угла скольжения є (рис. 9.27), которое описывается системой уравнений (8.5), (9.6) при Aw = 0 и следующих значениях параметров: z0 = 1; Pr=I; 7=1,4; g*y = 0 и различных значениях угла скольжения е = 0; 10е; 25°; 35е. На рис. 10.7 приведены результаты расчета распределения индуцированного давления по координате z. Крестиками обозначены соответствующие значения координаты, при которых происходит переход от закритического режима течения к докрити-ческому в соответствии с обращением в нуль выражения для изменения толщины вытеснения (10.6). Как видно из приведенных результатов численного решения краевой задачи, отход от автомодельных решений, т. е. переход от закритического к докритическому режиму, происходит в соответствии со значениями, определяемыми формулой (10.6), в которой величина Co1 связана со значением поперечной координаты zkr следующим образом:
_ tg (CO0-U)1) Zbr ~~ tg O)0
Причем при углах скольжения є ^ 25е на левой половине крыла область закритического течения не реализуется. Из приведенных результатов следует, что в рассматриваемом случае граничные условия,
206
Гл. 10. НЕКОТОРЫЕ РЕЖИМЫ ОБТЕКАНИЯ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
которые реализуются в области встречи двух потоков, идущих от разных кромок крыла, не приводят к нарушению условия (10.6). Следует отметить, что при угле сколь-
ко" 1
0,4
/0,2
О, Ir
-1.0
жения є ^ 35° линия перехода от закритического течения к докритическому переходит через плоскость симметрии крыла и область закритического течения занимает больше половины крыла.
На рис. 10.8 представлено распределение толщины вытеснения пограничного слоя Ае по размаху крыла. Максимум толщины вытеснения пограничного слоя смещается по крылу практически на величину угла скольжения. На рис. 10.9—10.11 представлены результаты расчета коэффициентов напряжения тре-
ди*
*|
ния в
продольном x11 =
поперечном
направ-
лении
T =^ 8 дт|
теплового
потока
по размаху крыла.
1,0 z
Рис. 10.10
Коэффициенты напряжения трения ти и теплового потока xg достигают максимальных значений на подветренной половине крыла z* < 0. Однако значения координат минимумов T11 и xg не совпадают с координатой луча, параллельного направлению набегающего потока. Для є = 35° это отличие достигает 10% от полуразмаха крыла. Следует отметить существенно немонотонный характер поведения коэффициента напряжения трения xw в поперечном направлении.
Проведенные расчеты показали, что изменение граничных условий, связанное с изменением угла скольжения, в рассмотренных случаях не влияет на координату перехода от закритического течения к докритическому, но изменение угла скольжения при обтекании холодного плоского треугольного крыла гиперзвуковым потоком вязкого
§ 10.1. ЗАКРИТИЧЕСКИЙ РЕЖИМ
207
газа существенно влияет на распределение коэффициентов напряжений трения, теплового потока, а также распределения толщины вытеснения и давления по размаху крыла.
Изменение аэродинамических коэффициентов (9.2), вычисленных для одной поверхности крыла, в зависимости от угла скольжения
*0-1 Sw-O 10е 25е і Ч 35е
-1.0 -0,5 0 0,5 Рис. 10.11 1,0 г
є представлены на рис. 10.12. Как показал расчет, коэффициенты СРа и т1а с увеличением угла стреловидности уменьшаются незначительно.
Проведенные в данном параграфе аналитические и численные расчеты показали вполне удовлетворительное совпадение, что под-
CFa СРа 0Fa 0,5_ ^1^8^5*8*-?^ Sw-O
2,0 СРа 1.0
1.0 Шга 1.0
0 10е 20е Рис. 10.12 30е е
тверждает возможность использования данного метода расчета для исследования течений с закритическими и докритическими областями течения.
208
Гл. 10. НЕКОТОРЫЕ РЕЖИМЫ ОБТЕКАНИЯ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
§ 10.2. Треугольное крыло с изломом образующей передней кромки
Обзор результатов экспериментальных и теоретических исследований по теплообмену при сверх- и гиперзвуковых скоростях [Башкин В. А., 1996] показал, что причиной появления «пиковых» тепловых нагрузок на обтекаемых поверхностях являются: взаимодействие пограничного слоя с ударными волнами, образующихся в поле течения от выступающих элементов JIA; взаимодействие ударных волн от различных частей ЛА; присоединение оторвавшегося потока к обтекаемой поверхности. При этом наличие пиков тепловых потоков существенным образом зависит от формы тела в плане.
