Отрывные течения. Том 2 - Чжен П.
Скачать (прямая ссылка):
гиперзвуковой скоростью, методом следящей развертки, Ракетная техника, №
8 (1962).
У ошберн, Гольдберг, Мелчер, Измерение скоростей в гиперзвуковом следе за
конусом с помощью фоторегистратора, Ракетная техника и космонавтика, № 8
(1964).
Webb W. Н., Н г о m a s L. A., Turbulent Diffusion of a Reacting Wake,
AIAA 1st Aerospace Sciences Meeting, N. Y., Preprint N1 64-42, Jan. 1964,
p. 1-13.
Веб б, Хрома с, Лиз, Переход в следе при гиперзвуковых скоростях полета,
Ракетная техника и космонавтика, N1 3 (1963).
W einbaum S., Laminar Incompressible Leading and Trailing Edge Flows and
the Near Wake Rear Stagnation Point, AGARD Rept, 526, May 1966; также
BSD-TR-66-230 Document 66SD745, Aug. 1966.
W einbaum S., Near Wake Uniqueness and a Re-examination of the Throat
Concept in Laminar Mixing Theory, AIAA 5th Aerospace Sciences Meeting,
Paper 67-65, N. Y., Jan. 1967.
Weinbaum S., On the Singular Points in the Laminar Two-dimensional Near
Wake Flow Field, GE Space Sciences Lab., Theoretical Fluid Physics Tech.
Memo, Л" 36, Jan. 1967.
Вейнбаум, Анализ быстрого расширения сверхзвукового пограничного слоя и
его применение к проблеме ближнего следа, Ракетная техника и
космонавтика, № 2 (1966).
Weiss R., The Near Wake of a Wedge, Avco Everett Research Lab., Research
Rept 197, BSD-TDR-64-150, Dec. 1964.
Weiss R. F., A New Theoretical Solution of the Laminar, Hypersonic Near
Wake, AIAA 5th Aerospace Sciences Meeting, Paper № 67-63, N. Y., Jan.
1967.
Wen K. S., Chen Т., Hayami R. A., Primich R. I., An Eddy Diffusion Model
Predicting Rapid Wake Ionization Decay behind Hypersonic Cones, General
Motors Corp., AC Electronics-Defense Lab. Tech
198
ГЛАВА У1П
Rept TR67-03A, BSD-TR-67-20, Jan. 1967; также AIAA 5th Aerospace Sciences
Meeting, Paper № 67-21, N. Y., Jan. 1967.
Wilson L. N., Far-wake Behavior of Hypersonic Blunted Cones, General
Motors Corp., AC Electronics-Defence Research Labs., Tech. Rept TR66-80,
BSD-TR-67-13, Dec. 1966; также AIAA 5th Aerospace Sciences Meeting, Paper
№ 67-31, N. Y., Jan. 1967.
Wilson L. N., The Far-wake Behavior of Hypersonic Spheres, General Motors
Corp., ARPA Order № 347, TR66-19, June 1966.
Wu T. Yao-Tsu, A Wake Model for Free Stream Line Flow Theory, Part 1:
Fully and Partially Developed Wake Flows and Cavity Flows Past an Oblique
Flat Plate, J. Fluid Mech., 13, 61 (1962).
W u T. Yao-Tsu, Wang D. P., A Wake Model for Free Stream Line Flow
Theory, Part 2; Cavity Flows Past Obstacles of Arbitrary Profiles, J.
Fluid Mech., 18, 65 (1964).
Yang Kwang-Tzu, Laminar Free-convection Wake Above a Heated Vertical
Plate, J. Appl. Mech., Paper ,№ 63-WA-46.
Z a г i n N., The Flow Fields of Hypersonic Wakes: A Literature Review,
Infrared Physics Lab., Willow Run Labs., The Inst, of Science and Techn.,
Rept of BAMIRAC, March 1967.
Z e i b e г g S. L., Further Results for the Oscillating Wake, Down-range
Antimissile Measurement Program, DAMP Tech. Monograph № 62-28, Dec. 1962.
Zeiberg S. L., Investigation of Phenomena Influencing Hypersonic Wake
Analysis, DAMP Tech. Monograph № 62-33, Dec. 1962.
3 e й б e p г. Захват электрона кислородом в гиперзвуковых следах,
Ракетная техника и космонавтика, № 6 (1964).
3 е й б е р г, Обобщенные зависимости для данных по переходу в
гиперзвуковых следах. Ракетная техника и космонавтика, J4a 3 (1964).
Zeiberg S. L., В 1 e i с h G. D., The Blunt Body Hypersonic Wake, GASL
Tech. Rept, № 451, July 1964.
Зейберг, Блейх, Расчет гиперзвукового следа методом конечных разностей,
Ракетная техника и космонавтика, № 8 (1964).
Zeiberg S. L., Fields А. К., Boundary Layer and Wake Calculations for
Slender Cones with Slight Nose Blunting, GASL Tech. Rept, № 556, Sept.
1965.
Глава IX ОТРЫВ ПОТОКА С ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ
Обозначения
Af - относительная площадь плоского среза носовой части тела, %;
а - радиус иглы;
С я - коэффициент нормальной силы;
Ст - коэффициент продольного момента;
Ср = (ptoo -р)/1/ар oou|o - коэффициент давления;
К = l/t или l/d;
L - расстояние в направлении х от начала пограничного слоя до точки на
теле, где его толщина или радиус равны t;
I - длина иглы; расстояние в направлении х от начала пограничного слоя до
начала области отрыва (застойной области);
М - число Маха;
п - параметр степенного профиля скорости;
г - радиус;
s - расстояние по нормали к клину; расстояние вдоль поверхности тела,
измеренное от критической точки;
sB - длина исходной модели;
*1 - расстояние вдоль оси модели, измеренное от носка;
t - толщина; t = 2 (sJsB) - 1;
и* - скорость на разделяющей линии тока;
Хср - положение центра давления, измеренное в длинах тела от его носка;
Р = Тс/т!1Л;
б - толщина пограничного слоя; отклонение потока за скачком уплотнения;
0 - толщина потери импульса пограничного слоя; угол наклона скачка
уплотнения относительно вектора скорости перед скачком; угловая
координата на сферической носовой части;
к - угол отрыва;
5 - приращение статического давления в скачке уплотнения;
