Chang_t3_1973ru (1014104), страница 48
Текст из файла (страница 48)
е. близка к огибающей конусов Маха. Для этих исследований характерно большое число Маха М = 10 и низкое число Рейнольдса Вес,, следовательно, большая толщина пограничного слоя (табл. 1). При углах атаки а = 0 — 5' толщина «вязкогоь 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 т 7' не происхо- Таблица 1 ПАРАМЕТРЫ ПОТОКА И ТОЛЩИНА ЛАМИНАРНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ (ТЕГЬЧОИЗОЛИРОВАПНАЯ СТЕНКА) днт, течение вблизи поверхности почти параллельное. Линии отрыва появляются при а ~ 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 бблыпую 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 пластияы для угла стрелозидпости Л = 75' и числа Маха М = гс равен «0,3' беа учета толщины зытескепия пограничного слоя. При числе М =- 5 предельный угол атаки равен всего $,7'. НОВЫВ РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИИ 287 ные теоретически ИО), которые, по-видимому, вызывают отрыв. Схемы течений для а = 15' представлены на фиг.
31. Только в исследовании )6) были числа М, Ке ... которым соответствуют столь же большие толщины пограничного слоя, как и в работе [13], в остальных же исследованиях величины б/л были в несколько 40 ге 20 ЗО 40 0 у,мм Ф н г. 30. Результаты намерений и схема течения н поперечном сечении поднетреппой стороны треугольной пластины; Л = 7ое, М = 1О, Ве,ь = 2 48 !Ое ))3). О а=о', А а 5', П а=9', О а=1! ", Ч а=!5', — сияний слой; ---- снячсн; Х 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 )!3!, так как поворот потока у кромок происходил на больший угол. Существование висячего скачка возможно при условии, что нормальная составляющая скорости к скачку больше скорости звука.
Без учета толщины вытеснения пограничного слоя это условие выполняется в работах )7, 18, 19). Отрыв потока на пластине Л = 75' происходил на кромках, на пластине Л = 70' — на подветренной поверхности, по распределение теплового потока вблизи средней линии пластины было сходным И9). На основании изложенного следует считать, пгиложвнии что в случае треугольных пластин не вихри, а внутренние скачки уплотнения индуцируют течение к средней линии пластины, которое отводит газ с малой энергией от ее середины, вызывает утоньжение пограничного слоя и появление пика теплового потока.
Внуирзиние азпгзи 1 / 1 ! Ф и г. 31. Схемы течеяий з вязком слое у лодзегреииой стороаы треуголь- ного крыла. Вместе с головной волной внутренние скачки определяют отрыв и все течение в подветренной области. Вихри представляют собою явление вторичное.
В работе И81 кроме высокого теплового потока также упоминаются и высокие давления в локальных зонах центральной части пластины, что соответствует течению с внутренними скачками; разрежения, соответствующие вихрям, при болыпих сверхзвуковых скоростях в опытах не обнаружены. Отметим также, что спектры предельных линий тока для течений на подветренной стороне, вызываемых вихрями, напоминают полученные в рассматриваемых работах только при толстых вязких слоях ИЗ).
Безотрывное обтекание острия треугольной пластины объясняется тем, что вблизи острия существенно влияние вязкости НОВЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИИ 289 во всем слое возмущенного течения и внутренние скачки в нем не возникают. Уменьшение толщины вязкого слоя в центральной части пластины, определенное методом парового экрана, объясняется поперечным течением под действием скачков и повышением плотности, а появление двух линий растекания и пиков теплового потока по краям течения в центральной зоне — изменением схемы течения вследствие увеличения расстояния между скачками (фиг. 31).
При болыпих углах атаки внутренние скачки удаляются от поверхности пластины и играют роль «замыкающихв скачков в донном течении. Слабо расширяющееся течение на плоской стороне остроносого полуконуса с местным отрывом у кромок соответствует обтеканию пластины при малых углах атаки. Безотрывное обтекание плоской подветренной стороны полуконуса при малых числах Вес, является очевидным следствием взаимодействия пограничного слоя и внешнего течения. Благодаря большой толщине пограничного слоя подветренная сторона имеет эффективную выпуклую форму, перетекание с наветренной стороны слабое и нет внутренних скачков, способных вызвать отрыв.
Что касается тупоносых полуконусов, треугольной пластины со скругленной вершиной и эллиптического цилиндра, то мы не имеем сведений о течении в подветренной области этих тел, а следовательно,не можем утверждать, что и для них определяющими являются внутренние скачки уплотнения. Отметим, однако, что расчетным путем обнаружено наличие внутренних скачков вследствие разрыва кривизны прн переходе отсферическогозатупления к конической поверхности [14), но влияние этого разрыва слабее, чем в случае острых кромок. Возможно, что результаты работы [19, 20) обусловлены ослаблением или устранением внутренних скачков.
Отгнб конца треугольной пластины [20) и передняя кромка, имеющая форму гиперболы [19), по-видимому, вызывают поворот течения от кромок к оси пластины при непрерывном сжатии; не исключено появление внутренних скачков ниже по потоку, однако большие пики теплового потока при этом могут и не наблюдаться вследствие возросшей толщины пограничного слоя. Напомним также, что В исследованиях донного давления на осесимметричных телах были обнаружены большая разница в давлении на периферии н в центре дна при ламинарном пограничном слое и почти постоянное давление на дне при турбулентномпограннчном слое. Аналогичных сведений о тепловом потоке не имеется, но, судя по результатам исследований теплопередачн в областях присоединения турбулентного слоя, можно считать, что относительная величина пиков теплового потока в случае турбулентного слоя будет меньше, чем в случае ламинарного слоя.
Следовательно, большие пики теплового потока могут появляться в определенном интервале параметров М, Ве между областью их значений, гв-оввз пгнложкник при которых взаимодействие вязкого и невязкого слоевприводит к исчезновению отрыва, и областью их значений, при которых слой турбулентный. Особенности отрывных течений значительно слабее отражаются в распределении давления, чем в распределении тепловогопотока по поверхности тела. ЛИТЕРАТУРА 1.
А в д у е в ск и й В. С., Медведев К. И., Исследование отрыва ламинарного пограничного слоя на конусе под углом атаки, Иа«. АН СССР, МЖГ, № 3 (1966). 2. Алферов В.И.,Окерблом Г.И.,Саранцев А.И.,Экспериментальное исследование вихревого течения около крыльев малого удлинения и круглых конусов при числе Маха, равном двум, Ив«. АН СССР, МЖГ, № 5, (1967). 3.
Ардашева М. М., Ильина С. А., Лодыгин Н. А., Майкапар Г. И.,Первушин Г. Е.,Толиачева К. Ф.,Применение плавящихся термовндикаторов для измерения тепловых потоков к моделям з аэродинамических трубах, Учепк«записки ЦАГИ, № 1 (1972). 4. Боровой В. Я., Давлет-Кильдеев Р. 3., Рыжков а М. В., Об особенностях теплообмена на поверхности некоторых несущих тел при больших сверхзвуковых скоростях, Из«. АН СССР, МЖГ, № 1 (1968).
5. Боровой В. Я., Давлет-Кнльдеев Р. 3., Рыжков а М. В., Особенности теплообмена на поверхности полуконуса, обтекаемого сверхзвуковым потоком газа, Труды ЦАГИ, вьш. 1106 (1968). 6. Б о р о в о и В. Я., Р ы ж к о в а М. В., Теплообмен на поверхности полуконуса при больших сверхзвуковых скоростях, И««. АН СССР, МЖГ, №. 4 (1969). 7. Боровой В. Я., Давлет-Кильдеев Р.
3., Рыжков а М. В., Экспериментальное исследование теплообмена на крыльях и на клане, Труды ЦАГИ, вып. 1175 (1970). 8. Воготоу У. )а., Пач1е1-К116еет К. 2., КузЬЬот а М. Ч., Ехрег(шепта! зтпйу о1 Ьеаз 1гапз1ег оп И11)пз Ьобу заНасе 1п зэрегзошс з1геаш, Керт(пз о1 рарег ргезептей а1 1Ье 41Ь 1птегв. Неат Тгапсй Соп(., 1970. 9. Б о розой В.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
