Отрывные течения. Том 1 - Чжен П.
Скачать (прямая ссылка):
около конуса под углом атаки [31] на случай ламинарного течения сжимаемой
среды. Результирующие уравнения сходны с соответствующими уравнениями
течения несжимаемой среды, но добавляется еще одно уравнение и вводятся
небольшие изменения для учета влияния сжимаемости. Результаты численных
расчетов положения отрыва на конусе с полууглом 7,5° при М = = 3 и 6 и Я
= a/sin 0С = 1 и 2 в случае отношения энтальпий у стенки и в набегающем
потоке, равного 1 (охлаждаемая стенка), и в случае отсутствия
теплопередачи представлены в табл. 1 и 2. Здесь 0отр - угол в плоскости
развертки, при котором происходит отрыв. Из табл. 1 видно, что охлаждение
слегка смещает положение отрыва, а из табл. 2 следует, что возрастание М
не оказывает заметного влияния на положение отрыва. Несколько неожиданным
Таблица 1 г)
M!qq к Стенка (r)отр Моо к Стенка 0отр
3 1 Теплоизолирован- 0,326 ная 3 1 Охлаждаемая 0,336 !) Из работы [34].
6 1 Теплоизолирован-0,353 ная 6 1 охлаждаемая 0,301
ftgP)
Ф и г. 18. Определение точки отрыва при X => 1, 1,3, 2 [31 j.
О расчетные точки; ? точки отрыва по результатам экстраполяции. 0,40
0,35
0,30
0,25
О 0,5 1,0 1,5 2,0 2,5
А
ф и г. 19. Положения точки отрыва [311-
- расчет.--------------эксперимент.
ОТРЫВ ЛАМИНАРНОГО ПОТОКА ЖИДКОСТИ НА ПРОСТРАН. ТЕЛАХ 135
Таблица 2 :)
Мсо к j Стенка (r)отр Мк к Стенка (r)отр
3 1 Теплоизолирован- 0,326 ная 6 1 То же 0,353 1) Из работы [34].
3 2 Теплоизолирован- 0,269 ная 6 2 То же 0,269
является результат, что в случае непрерывного положительного градиента
давления при отсутствии теплопередачи отрыв начинается раньше при более
высоком числе Маха. Причина, возможно, кроется в том, что с увеличением
числа Маха возрастает градиент давления, вызывая усиление поперечного
течения. Так как перед отрывом должно разрушиться сильное поперечное
течение, это противодействует ожидаемой тенденции к более раннему отрыву.
3.4. ОТРЫВ ПОТОКА НА ТРЕУГОЛЬНОМ КРЫЛЕ
Проблема отрыва потока на крыле малого удлинения с большой
стреловидностью передней кромки является важной для
400
30°
20°
10°
0°
-10°
1,0 0,3 0,8 0,7 0,6
п
Фиг. 20. Угол между поверхностными линиями тока и образующими поверхности
треугольного крыла с конической круткой; п = 2, ri = 0,6, сь= 0,1, х= 72°
[30].
ti - параметр распределения скоса потока; т] - положение образующей, за
которой начинается крутка; % - угол стреловидности; S-точка отрыва.
Г 'Ч Кук [30] Заат [29] /1 1 /1 / 1 / / Д 1\ \\ \\
\ \ \ \
Эйхвльбр '.ниер.Удар 'Ч п[28] / 1 ' \ / 1 1 \ / 1 '
\ 1 1 \ \ п~А
'ч N ^5
7
136
ГЛАВА II
современной аэродинамики. При обтекании треугольного крыла отрыв
происходит там, где угол между поверхностной линией тока и образующей
поверхности крыла обращается в нуль. Расчеты положения отрыва,
выполненные Куком [30] для тонкого треугольного крыла с конической
круткой и углом стреловидности передней кромки 72°, приведены на фиг. 20,
где по определению г] = (у/х) tg 72°, ось х направлена вдоль центральной
хорды крыла, а ось у перпендикулярна оси х.
Угол между передней кромкой и центральной хордой равен 18°, а в месте
отрыва угол |3 между линией тока потенциального течения и поверхностной
линией тока составляет 16°. Согласно расчетам по трем методам, отрыв
происходит при т] = 0,625, 0,645 и 0,690, т. е. вдоль лучей, отстоящих от
центральной хорды на 11,5, 11,8 и 12,7° соответственно. Отрыв потока по
методу Кука происходит позже остальных, а по методу Эйхельбреннера и
Удар-та - раньше остальных. Теоретические исследования этой проблемы
выполнены в работах [36-39]. Недавно Смит [40] усовершенствовал метод
расчета отрыва с передней кромки треугольного крыла малого удлинения.
Браун и Майк [41] использовали приближение тонкого тела из
линеаризованной теории течений сжимаемой среды.
Отрыв потока на передней кромке будет рассмотрен в гл. IX. Для
дальнейшего изучения этой проблемы рекомендуются работы [42-76], не
ограниченные случаем ламинарного течения несжимаемой среды.
ЛИТЕРАТУРА
1. С е д о в Л. И., Методы подобия и размерности в механике, ГИТТЛ М.,
1957.
2. Hansen A. G., On Possible Similarity Solutions for Three-dimensional
Incompressible Laminar Boundary Layer Flows over Developable Surfaces and
with Proportional Main Stream Velocity Components, NACA TM 1437, Sept.
1958.
3. S e n о о Y., Three-dimensional Laminar Boundary Layer in Curved
Channel with Acceleration, Trans. ASME, 80, № 8, pp. 1721-1733 (Nov.
1958).
4. M a g e r A., Three-dimensional Laminar Boundary Layer with Small
Crossflow, J. Aeronaut. Sci., 21, № 12, pp. 835-845 (Dec. 1954).
5. L о о s H., A Simple Laminar Boundary Layer with Secondary Flow, J.
Aeronaut. Sci., 22, № 1, pp. 35-40 (Jan. 1955).
6. Howarth L., Laminar Boundary Layers, Handbuch der Physik (Encyclopedia
of Physics), ed. S. Fliigge, Vol. 8/1, pp. 264-350, Fluid Dynamics, I,
Springer-Verlag, 1959.
7. M a s k e 1 1 E. C., Flow Separation in Three Dimensions, Royal
