Пространственные гиперзвуковые течения вязкого газа - Башкин В.А.
ISBN 5-02-015563-2
Скачать (прямая ссылка):
§ 11.2. Аэродинамические характеристики крыльев конечной длины при нулевом угле атаки
Влияние конечности крыла на поле течения и аэродинамические характеристики исследуется на примере обтекания треугольного крыла
220
Гл. 11. КРЫЛЬЯ НА РЕЖИМЕ СИЛЬНОГО ВЯЗКОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ
под нулевым углом атаки, на задней кромке которого давление задано в виде [Дудин Г. H., 1983 в]
Р,(в) = Ро(*= 1. в) =/w(9){l + c[±±^]V }, (11.8)
где р0АВТ — распределение давления в сечении х = 1 при обтекании полубесконечного треугольного крыла. Показатель степени v был выбран равным трем, чтобы обеспечить плавный подход к давлению на передних кромках при 9-*±1. При C = O на задней кромке крыла реализуется распределение давления, соответствующее автомодельному решению. Коэффициент С 0 определяет максимальное отклонение давления на оси крыла от автомодельного давления, а его знак (плюс или минус) соответственно режим сжатия или разрежения на задней кромке крыла.
Расчеты были выполнены для следующих условий: z0 = 2 (угол стреловидности, равный ~ 27е), 7=1,4, Pr = 0,71, gw = 0,5, є = 0 и 7°, С = -0,5 ч-0,2.
11.2.1. Нулевой угол скольжения. На рис. 11.2, 11.3 представлены результаты расчета давления р0 и значения продольной скорости на
Po е-о С-0,2
0,50
0,25 , "Sy
0 0,25 0,50 Рис. 11.2 0,75 X
втором слое U2 (т) = 0,15) в плоскости симметрии треугольного крыла 0 = 0 вдоль оси X в безразмерных переменных подобия, в которых решалась краевая задача (11.5)-(11.7). Следует отметить, что
U2
0,25
- е-о С--0,5. /
0 0,25 0,50 0,75 х
Рис. 11.3
9 11.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛЬЕВ
221
изменение давления на задней кромке влияет на характеристики течения вверх по потоку на расстояние, равное примерно 30—40%
хорды крыла. Ближе к вершине крыла решения совпадают с автомодельным (т. е. решением задачи обтекания полубесконечного крыла). На рис. 11.4 в тех же переменных представлены профили
і_* і_і_
0 0,5 je 0 0,5 je
Рис. 11.5 Рис. 11.6
продольной скорости и(ху r\, 0) для случая разрежения на задней кромке крыла с коэффициентом С = —0,5. Видно, как происходит наполнение профиля скорости в окрестности х-*1, 0-*О.
На рис. 11.5—11.8 приведены результаты расчета давления р, толщины вытеснения oe, коэффициентов напряжения трения в про-
222
Гл. 11. КРЫЛЬЯ НА РЕЖИМЕ СИЛЬНОГО ВЯЗКОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ
ди
dg
и теплового потока т. = -5-
8 ду
дольном направлении тц = — X в плоскости симметрии крыла O = Ob физических безразмерных
по оси
переменных. Следует отметить существенное влияние изменения давления на задней кромке крыла на распределение величин р, ти и xg по крылу.
При использовании распределения давления (11.8) с коэффициентом С = —0,5 максимум теплового потока xg на оси симметрии наблюдается не в точке х = 1, как, например, максимум
ч
0,75
0,50
0,25
0,5 Рис. 11.8
ти, а несколько впереди от задней кромки, что, видимо, связано с трехмерным характером течения в пограничном слое.
§ 11.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛЬЕВ
223
Из анализа распределения толщины пограничного слоя &е (см. рис. 11.7) можно сделать вывод, что она изменяется очень слабо.
Так, изменение давления на задней кромке оси симметрии в 2,5 раза приводит к изменению толщины 6е всего на 6%.
На рис. 11.9—11.13 представлены распределения величин р, 6е, хи,
xg и xw = по размаху крыла при х = 1. Заметим, что приведенные
W
на рис. 11.9 распределения давления являются заданными функциями
Iu
5,0-
2,5-
(11.8), при которых производился расчет пространственного пограничного слоя. Для указанных распределений давления изменения величин ти, tg и tw и по сравнению с автомодельными происходит до зна-
224
Гл. 11. КРЫЛЬЯ НА РЕЖИМЕ СИЛЬНОГО ВЯЗКОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ
чений поперечной координаты 6 = ±0,7. Однако влияние изменения давления на толщину 6е оказывается малым (см. рис. 11.10). Следует отметить, что поведение функции ти по размаху крыла при коэффици-
-0,50-
Рис. 11.13
енте С = —0,5 оказывается немонотонным и локальный максимум коэффициента продольного трения достигается при значении координаты 0= ±0,12. Эта немонотонность также, по-видимому, связана с трехмерным характером течения в пограничном слое.
Как показали численные расчеты, особенно сильное влияние изменение давления на задней кромке крыла оказывает на поперечное течение (рис. 11.13). Так, изменение давления в 2,5 раза приводит к изменению коэффициента напряжения трения в поперечном направлении xw в окрестности плоскости симметрии примерно в 10 раз. Причем увеличение давления на задней кромке (С = 0,2) приводит к уменьшению интенсивности поперечного течения Wy а уменьшение давления (С = —0,5) — к увеличению интенсивности течения, особенно в нижней части пограничного слоя.
§ 11.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛЬЕВ
225
На рис. 11.14 представлено распределение давления р и толщины 6е по крылу для случая расчета пограничного слоя с разрежением на
Рис. 11.14
задней кромке крыла (C = —0,5). Результаты представлены в безразмерных физических переменных. Распределение безразмерного значения коэффициента напряжения трения в продольном направлении
