Отрывные течения. Том 3 - Чжен П.
Скачать (прямая ссылка):
Попытаемся теперь хотя бы частично объяснить полученные результаты.
Во всех упомянутых работах, очевидно под влиянием известного факта, что
при малых скоростях отрывное течение вблизи подветренной стороны крыла с
острыми кромками и конуса
-1 о 1
Z
Фиг. 28. Распределение теплового потока по поперечному сечению
направленной по потоку стороны клина; М" - 5, Rebloo = 9,5-105 [7].
-----тупоносый клин;------остроносый клин.
под углом атаки управляется двумя вихрями, которые наблюдаются и при
небольших сверхзвуковых скоростях [2], считается несомненным, что пики
теплового потока при больших сверхзвуковых скоростях также индуцируются
вихрями. Пара вихрей образуется в результате отрыва потока от острых
передних кромок, причем вследствие безотрывного обтекания острия пластины
вихри появляются только на некотором расстоянии от него [20, 21].
Есть также предположения, что вихри могут быть следствием поперечного
течения внутри пограничного слоя и при безотрывном течении [20], а также
изменения энтропии за ударной волной [16]. Чтобы убедиться в
справедливости этих предположений, следовало бы иметь сведения о течении
во всей области возмущения. Наиболее полные сведения имеются для
треугольной пластины
I ( \N^"W
I
г 11Г4'*
|s " )*%**"""## ** •?
L ."•*••*# | (
Г|1'^"*'"""'"'*!^
'*'',*yi||l|f\Nr*l'/ ^/'1
'"^УУ I l!lbr'*/"'",,',''.1
№
L
et
w
***'- ¦ к
ШЯШШ' v-^ ' -fc f л&ёшШ
Фиг. 29. Предельные линии тока на подветренной стороне треугольной
пластины с цилиндрическими кромками и распределение теплового потока по
ее поперечному сечению 1-1, а = 20°, М " 5 [7].
<1-предельные линии тока; б-распределение тепловоги потока.
286
ПРИЛОЖЕНИЕ
с острыми кромками [13]. Вкратце изложим результаты этой работы. Головная
ударная волна в исследованном интервале углов атаки а = 0-15°
присоединена к острию пластины, но уже при а = 9° отсоединена от боковых
кромок 1). В подветренной части течения ударная волна переходит в волну
Маха в плоскости симметрии. В поперечном сечении она имеет форму эллипса,
т. е. близка к огибающей конусов Маха. Для этих исследований характерно
большое число Маха М ", = 10 и низкое число Рейнольдса Rej,,oo,
следовательно, большая толщина пограничного слоя (табл. 1). При углах
атаки а = 0-5° толщина "вязкого" слоя с малым полным давлением почти
совпадает с вычисленной для бесконечной пластины толщиной пограничного
слоя и вязкий слой почти заполняет подветренную область (фиг. 30). Отрыва
потока от острых кромок при углах атаки до а " 7° не происхо-
Таблица 1
ПАРАМЕТРЫ ПОТОКА И ТОЛЩИНА ЛАМИНАРНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ
(ТЕПЛОИЗОЛИРОВАННАЯ СТЕНКА)
Мсо ReL, оо 6/х оом-" Работа
5 (6-12)-105 0,017-0,012 38-77 [4, 5]
5 10" 0,014 64 [6]
6 (1,6---19) -105 0,043---0,012 3,4-4,1
10 (4,28-3,36). 105 0,055-0,063 0,3---0,4 [13]
6 (2,4---18,7).10" 0,011---0,004 52-400 [18]
6,8 (2,4---3,1)-10* 0,013---0,011 24---31 [19]
Паровой экран 9-10в 0,0067 91
6,8 2- 10е 0,014 20 [20]
дит, течение вблизи поверхности почти параллельное. Линии отрыва
появляются при a 3s 9° вблизи линий пересечения пластины с конусом Маха,
вершина которого совпадает с острием пластины; с увеличением угла атаки
линии отрыва перемещаются к кромкам.
Вязкий слой при всех углах атаки заполняет большую часть подветренной
области, причем, начиная с а = 9°, характер изменения его толщины по
ширине пластины меняется. Путем измерений полного давления, начиная с а =
9°, вблизи конуса Маха обнаружены слабые "внутренние" скачки уплотнения,
предсказан-
!) Предельный угол атаки пластины для угла стреловидности Л = 75е и
числа Маха Моо = 10 равен 10,3° без учета толщины вытеснения пограничного
слоя. При числе Моо = 5 предельный угол атаки равен всего 1,7°.
НОВЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИЙ
287
ные теоретически [10], которые, по-видимому, вызывают отрыв. Схемы
течений для а = 15° представлены на фиг. 31. Только в исследовании [6]
были числа М", Re", которым соответствуют столь же большие толщины
пограничного слоя, как и в работе [13], в остальных же исследованиях
величины Ых были в несколько
Ф и г. 30. Результаты измерений и схема течения в поперечном сечениь
подветренной стороны треугольной пластины; Л = 75°, Моо = 10, Reoo,L =
2,48-106 [13].
О а=0°; д а=5°; ? а=9°; о а=11°; V а=15°; -........вязкий слой; --
скачок;
X вершина пластины.
раз меньше (табл. 1). Следовательно, есть все основания предполагать, что
в подветренных областях течения треугольных пластин, исследованных в
работах [7, 18, 19], также были внутренние скачки уплотнения, причем
большей интенсивности, чем наблюдаемые в работе [13], так как поворот
