Пространственные гиперзвуковые течения вязкого газа - Башкин В.А.
ISBN 5-02-015563-2
Скачать (прямая ссылка):
Рис. 11.15
ти представлено на рис. 11.15. Видно, как при приближении к задней кромке крыла монотонный характер изменения хи по размаху крыла переходит в немонотонный.
8 В. А. Башкин, Г. H. Дудин
226
Гл. 11. КРЫЛЬЯ НА РЕЖИМЕ СИЛЬНОГО ВЯЗКОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ
На рис. 11.16 при том же значении коэффициента С = —0,5 на левой половине крыла представлены линии равного значения теплового потока. Причем почти линейный характер этого распределения
Рис. 11.16
в окрестности передней кромки переходит в существенно нелинейный в окрестности плоскости симметрии. Заметим, что минимум теплового потока достигается в плоскости симметрии при значениях координаты X = 0,8. На правой половине крыла отрезками обозначены направление и величина суммарного коэффициента напряжения трения і = V xg + і2 на поверхности крыла. Минимум величины т достигается в области х»0,8, |z| < 0,3.
11.2.2. Влияние угла скольжения. Для выяснения влияния несимметричности обтекания плоского треугольного крыла на характеристики пограничного слоя были проведены расчеты при угле скольжения є = 7°; результаты расчетов приведены на рис. 11.17—11.26. Распределения величин р, ти и tw по оси x в плоскости симметрии крыла представлены на рис. 11.17—11.20. Теперь эта область не является плоскостью стекания, как это было в симметричном случае, и через нее происходит протекание, поэтому величина tw при 0 = 0 не равняется нулю (рис. 11.20). Полученные решения уравнений трехмерного пограничного слоя соответствуют отеканию к некоторой криволинейной поверхности.
Заметим, что характер изменения величин ти и xg качественно такой же, как при симметричном обтекании (см. рис. 11.7, 11.8), хотя значения теплового потока, например, оказываются выше на 15—20% (рис. 11.19). Влияние изменения коэффициента С на коэффициент напряжения трения в поперечном направлении xw сравнительно слабое (рис. 11.20). Следует отметить также, что в отличие от симметричного обтекания в данном случае в плоскости симмет-
§ 11.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛЬЕВ
227
228
Гл. 11. КРЫЛЬЯ НА РЕЖИМЕ СИЛЬНОГО ВЯЗКОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ
рии крыла возмущения величин распространяются вверх по течению не более чем на 30%.
На рис. 11.21—11.24 приведены результаты расчета распределения величин р, ти, xw и tg по оси 6 на задней кромке крыла. Приведенные на рис. 11.21 распределения давления были использованы
1 р JC-I I
\ 1,0
С-0,1 /
/0 J
35^-0,2
-^2г -0,3
t/^-0.4
-1 0 10
Рис. 11.21
в качестве заданных. Влияние изменения давления на толщину 6е довольно слабое, максимум толщины вытеснения расположен при 6 » 0,07 и практически не изменяет своего положения при изменении коэффициента С (11.8). Распределения величин напряжений трения в продольном ти (рис. 11.22) и поперечном tw
Iu JC-I /
\ 6
\ 5
\ 4
С--0,4 /
\^ 3
1 - 0,1 i i
-1,0 -0,5 0 0,5 1,0 0
Рис. 11.22
(рис. 11.23) направлениях имеют довольно сложный характер. Причем при значении коэффициента С = —0,4 коэффициент тре-
§ 11.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛЬЕВ
229
Рис. 11.25
230
Гл. 11. КРЫЛЬЯ НА РЕЖИМЕ СИЛЬНОГО ВЯЗКОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ
ния в поперечном направлении обращается в ноль при значении координаты в = 0,2 вместо 0 = 0,38 при C = O. Так же как при симметричном обтекании, происходит возрастание xw с увеличением разрежения на задней кромке крыла. Как и следовало ожидать, значения напряжения трения ти и теплового потока xg на наветренной половине крыла 6 < 0 значительно выше, чем на подветренной 0 > 0, минимум этих величин расположен в окрестности 9^0,05 0,07.
Профили поперечной скорости w на задней кромке крыла при значении коэффициента С = —0,4 приведены на рис. 11.25. По мере движения от 0 = — 1 профиль скорости w становится менее наполненным, а затем в нижней части пограничного слоя
є
Рис. 11.26
(г| < 0,8) становится отрицательным. На рис. 11.26 отрезками изображены величина и направление суммарного напряжения трения т на поверхности крыла при несимметричном обтекании и коэффициенте С = —0,4. Видно, что в данном случае линия отекания на поверхности крыла реализуется в окрестности 0 « 0,2.
Таким образом, результаты расчетов трехмерного пограничного слоя на режиме сильного вязкого взаимодействия показали, что даже на плоском треугольном крыле конечной длины характер течения в пограничном слое является довольно сложным. Изменения распределения давления на задней кромке крыла оказывает влияние на характеристики течения в пограничном слое вверх по потоку на расстоянии не более 40% хорды крыла.
§ 11.3. Крылья конечной длины под углом атаки
Рассматривается обтекание гиперзвуковым потоком вязкого газа треугольного крыла конечной длины под углом атаки а0 [Дудин Г. H.,
§ 11.3. КРЫЛЬЯ КОНЕЧНОЙ ДЛИНЫ ПОД УГЛОМ АТАКИ
231
1983 а]. Предполагается, что угол атаки мал (а0 < о) и такой, что всегда выполняется предположение гиперзвуковой теории малых возмущений
