Пространственные гиперзвуковые течения вязкого газа - Башкин В.А.
ISBN 5-02-015563-2
Скачать (прямая ссылка):
§ 3.7. ОСОБЕННОСТИ ТЕЧЕНИЯ ГАЗА HA ПОДВЕТРЕННОЙ СТОРОНЕ КРЫЛА
75
точности можно аппркосимировать выражениями
VTlC = 0,75 + 0,19Й;
VUQ = 0,45 + 0,12Q. (321)
Отметим, что особенность поведения коррелируемых величин при Q 0 была установлена путем рассмотрения предельного случая плоской пластины, обтекаемой под углом скольжения X = а. Из этого анализа также следует, что предельные значения соответствующих величин зависят от определяющих параметров задачи. Поэтому приближенные формулы (3.21) справедливы при Q > 0.
§ 3.7. Особенности течения газа и теплообмена
на подветренной стороне плоского треугольного крыла
Как уже отмечалось в § 3.2, обтекание подветренной стороны треугольного крыла при определенных условиях носит отрывной характер. Рассмотрение отрывных течений выходит за рамки данной книги, но ради полноты материала и практической значимости кратко ука- У11 жем на некоторые особенности обтекания и теплообмена на этих режимах движения.
В рамках теории идеальной жидкости можно построить схему течения с тангенциальным разрывом, сходящим с острой передней кромки крыла. Такой подход был реализован, например, в [Минайлос А. H., 1978] на основе численного метода сквозного счета, когда тангенциальный разрыв так же, как и другие разрывы, описывается как область больших градиентов газодинамических переменных в непрерывном поле течения. В указанной постановке задачи было рассмотрено обтекание ряда кониче- 0 1
ских тел; мы ограничимся рассмотре- Рис. 3.33
нием результатов для треугольного
крыла конечной толщины с углом полураствора 8К = 15°, имеющего плоскую нижнюю поверхность и клиновидный профиль с углом раствора 6 = 3°35'. В качестве примера на рис. 3.33 показана структура течения около этого крыла, обтекаемого сверхзвуковым потоком совершенного газа при разных числах Маха M00 под углом атаки а = 15е(сплошные линии — головная ударная волна; штриховые —
76
Гл. 3. ОБТЕКАНИЕ ПЛОСКИХ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
поверхность тагенциального разрыва; штрихпунктирные — разделяющая поверхность тока; кривые с точками — внутренние ударные волны и поверхности = 1).
При наименьшем расчетном числе Маха M00 = 2 на наветренной стороне реализуется режим обтекания 2 и, следовательно, с острой передней кромки крыла сходит поверхность тангенциального разрыва. Как и в случае безотрывного обтекания, над передней кромкой расположена зона разрежения. Местная конически свверхзвуковая область не доходит до головной ударной волны, находится над поверхностью тангенциального разрыва и замыкается висячей ударной волной. Поверхность тангенциального разрыва и все поверхности тока в возмущенной области течения над крылом сворачиваются в вихревую спираль, ось которой расположена примерно под висячей ударной волной и совпадает с лучом сферической системы координат, на котором вектор скорости направлен вдоль луча.
С ростом числа Маха линия растекания на наветренной стороне крыла смещается к передней кромке, конически сверхзвуковая зона увеличивается и в интервале 3 < M00 < 4 смыкается с головной ударной волной (режим обтекания С сменяется режимом В), а область вихревой спирали становится тоньше и вытягивается в сторону плоскости симметрии. При M00 > 4 линия растекания располагается на острой кромке, которая обтекается без отрыва потока, и поверхности тока над крылом сходятся на подветренной стороне в плоскости симметрии.
При сверхзвуковых скоростях изменение расчетной схемы на подветренной стороне крыла относительно слабо влияет на его аэродинамические характеристики [Минайлос А. H., Косых А. П., 1977], так как разрежение на подветренной поверхности крыла под вихрем примерно такое же, как в течении Прандтля—Майера при безотрывном обтекании. Так, например, значения коэффициента подъемной силы, вычисленные с учетом отрыва, возрастают примерно на 2— 3% по сравнению с расчетом по безотрывной схеме.
В вязком газе взаимодействие пограничного слоя с внутренними ударными волнами обусловливает установление на подветренной стороне гораздо более сложной структуры отрывного течения по сравнению с той, которая получается в рамках уравнений Эйлера. Поскольку в настоящее время эта задача пока не поддается численному анализу в рамках теории вязкой жидкости, то за последние годы большое внимание было уделено экспериментальному изучению особенностей обтекания и теплообмена на подветренной стороне крыла с использованием разнообразных методов исследования: термоиндикаторных покрытий, размываемых точек, лазерного «ножа» и т. д. [Боровой В. Я., 1983; Давыдова Н. А., Зайцев Ю. И., Юшин А. Я., 1974; Келдыш В. В., Лапина Н. Г., 1980]. Результаты этих исследований показали, что структура течения и особенности теплообмена в рас-
9 3.7. ОСОБЕННОСТИ ТЕЧЕНИЯ ГАЗА HA ПОДВЕТРЕННОЙ СТОРОНЕ КРЫЛА 77
сматриваемой области сильно зависят от определяющих параметров задачи: чисел Маха и Рейнольдса, угла атаки и т. д.
Ниже рассматривается случай развитого отрывного течения на подветренной стороне треугольного крыла, который имеет место при относительно малых углах атаки. Характерные для этого режима об-
