Научная литература
booksshare.net -> Добавить материал -> Физика -> Чжен П. -> "Отрывные течения. Том 1" -> 95

Отрывные течения. Том 1 - Чжен П.

Чжен П. Отрывные течения. Том 1 — М.: Мир, 1972. — 300 c.
Скачать (прямая ссылка): otrivnietecheniyatom11972.pdf
Предыдущая << 1 .. 89 90 91 92 93 94 < 95 > 96 97 98 .. 99 >> Следующая

профиля Стюартсона, [{(d/da) (У/бг)}ф = о1а-> о = const, поэтому
разделяющая линия тока также отходит под конечным углом от поверхности.
Ниже по потоку за отрывом уравнения (98) и (99) решаются при условиях
отрыва: а = 0, 6* = (б*)s и 0 = 0S, которые находятся из решения
уравнений для области выше по потоку.
4.4.7. Область присоединения (за точкой падения скачка)
В точке падения скачка число Ме непрерывно и
02 = V ",+ + 01 - V"_.
В случае линеаризации
82 = М 8l М 00 + ,
где индексы 1 и 2 относятся к условиям перед скачком и за ним
соответственно. Величина а также непрерывна и ее значение известно,
поэтому М",+ или 02 (или е2) используется как параметр, по которому
производятся итерации при интегрировании вниз по потоку. Точная
интегральная кривая определяется из условия N л -> О, Nz -> 0 при а -> аь
и М М ",+. За точкой
падения скачка а, Ме и 6* уменьшаются в направлении к точке
присоединения.
ОТРЫВ ПОТОКА ГАЗА
287
Ниже по потоку за точкой присоединения а = [д (U/Ue)/{d (У/б,)}] у=о
н
da/dX > 0.
В некоторой точке после присоединения N3 = 0 и (d6*/dX) = = 0, но 0 Ф 0 и
поток проходит через "горло" в плоскости 6* - X, причем (db*/dX) > 0 за
этой точкой. В окрестности присоединения (dMJdX) < 0, так что (dMJda) <
0.
4.4.8. Распределение давления во всей области взаимодействия
Как это видно из фиг. 37 и 38, распределение давления, определенное по
методу Лиза - Ривза, хорошо согласуется с экспериментальными данными [12,
13].
Ф п г. 37. Экспериментальное и расчетное распределения давления при
взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем, Моо = 2,0, Re, = =
1,9-105 [49].
О экспериментальные данные Хаккинена и др. [12]; ------ теория [49].
Фиг. 38. Экспериментальное и расчетное распределения давления при
взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем, Моо = 2,45, Rex = =
1,08-Ю4 [49].
О экспериментальные данные Чепмена и др. [13]; ------теория [49].
19*
288
ГЛАВА VI
ЛИТЕРАТУРА
1. Weise A., The Separation of Flow due to Compressibility Shock, NACA TM
1, 52, 1947.
2. P e a г с e у H. H., Shock-induced Separation and its Prevention,
Boundary Layer and Flow Control, ed. by С. V. Lachmann, Vol. 2, Pergamon
Press, N. Y., 1961, pp. 1166-1344.
3. Holder D. W., G a d d G. E., The Interaction between Shock Wave and
Boundary Layers and its Relation to Base Pressure in Supersonic Flow,
Boundary Layer Effects in Aerodynamics, National Physical Laboratory,
Philosophical Library, N. Y., 1957.
4. Fraser R. P., Eisenklam P., Wilkie D., Investigation of Supersonic
Flow Separation in Nozzles, J. Mech. Engng Sci., 1, N" 3, pp. 267-279
(1959).
5. Kaufman L. G., Oman R. A., Hartofillis S. A., Meck-ler L. A., Evans W.
J., Weiss D., A Review of Hypersonic Flow Separation and Control
Characteristics, ASD TDR 62-168, Flight Control Laboratory, Aeronautical
Systems Division, Air Force Systems Command, Wright-Patterson Air Force
Base, Ohio, March 1962.
6. Howarth L., Concerning the Effect of Compressibility on Laminar
Boundary Layers and their Separation, Proc. Roy. Soc. (London), A, 194, A
1036, pp. 16-42 (July 28, 1948).
7. С о p e W. F., H a r t r e e D. R., The Laminar Boundary Layer in
Compressible Flow, Phil. Trans. Roy. Soc. London, A, 241, pp. 1 - 68
(June 22, 1948).
8. Loftin L. K., Wilson H. B., A Rapid Method for Estimating the
Separation Point of a Compressible Laminar Boundary Layer, NACA TN 2892,
Feb. 1953.
9. von Doenhoff A. E., A Method of Rapidly Estimating the Position of the
Laminar Separation Point, NACA TN 671, 1938.
10. Stewartson K., Correlated Incompressible and Compressible Boundary
Layers, Proc. Roy. Soc. London, A, 200, pp. 84-100 (June 30, 1949).
11. Morduchow М., Clarke J. H., Method for Calculations of Compressible
Laminar Boundary-layer Characteristics in Axial Pressure Gradient with
Zero Heat Transfer, NACA TN 2784, Sept. 1952.
12. Hakkinen R. J., Greber I., Trilling L., Abarba-n e 1 S. S., The
Interaction of an Oblique Shock Wave with a Laminar Boundary Layer, NASA
Memo. 2-18-59W, March 1959.
13. Chapman D. R., Kuehn М., Larson K., Investigation of
Separated Flows in Supersonic and Subsonic Stream with Emphasis on the
Effect of Transition, NACA Rept 1356, 1958.
14. G a d d G. E., Interaction between Wholly Laminar or Wholly Turbulent
Boundary Layers and Shock Waves Strong Enough to Cause Separation, J.
Aeronaut. Sci., 20, № 11, (Nov. 1953).
15. G a d d G. E., A Theoretical Investigation of the Effects of
Mach Number,
Reynolds Number, Wall Temperature and Surface Curvature on Laminar
Separation in Supersonic Flow, Rept № FM 2415, British ARC, June 1956.
16. Bogdonoff S. М., Some Experimental Studies of the Separation of
Supersonic Turbulent Boundary Layers, paper presented at Heat Transfer
and Fluid Mechanics Institute, University of California, Los Angeles,
1955.
17. L о v e E. S., Pressure Rise Associated with Shock-induced Boundary
Layer Separation, NACA TN 3601, Dec. 1955.
Предыдущая << 1 .. 89 90 91 92 93 94 < 95 > 96 97 98 .. 99 >> Следующая

Реклама

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed

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

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed