Chang_t3_1973ru (1014104), страница 49
Текст из файла (страница 49)
Я., Р ыж к о з а М. В., Исследование теплообмена на подветренной выпуклой поверхности полуконуса, Труды ЦАГИ, зып. 1315 (1971). 10. Б у л а х Б. М., Нелинейнме конические течения газа, взд-во «Наука», М., 1970. 11. Д а в л е т - К п л ь д е е в Р. 3,, Особенности течения и теплопередачи на теле вращения, обтекаемом сверхзвуковым потоком газа, Узелке «спи«- пи ЦАГЙ, № 6 (1971). 12. Д ж о н с, Х а н т, Использование чувствительных к иаменению температуры покрытий для получения количественных данных о теплопередаче при .аэродинамическом нагреве, Ракетная техпиха и пе«мепа«тика, № 7 (1964). 13.
С г о за Е. 1., Н а в Ь е у Ъ7. Б., 1птезт(заз)опо11Ье )еенагбз№еогаде!- 1а м(вз аз Ьурегзошс зреейз, уоигпэ1 «1 йре«е«г«Н апз Не«)«ега, 6, № 2 (1969). 14. Л ю б и ы о з А. Н., О существовании внутренних ударных волн при обтекании газом затупленных конусов, ДАН 191, № 4 (1970). нОВые Результаты исследОВАнин ОтРыВных течениЙ 291 15. М а й к а п а р Г. И., Аэродинамическое нагревание несущих тел, Х1Х Ф)г 1пгегп.
Аз!гоп. Сопйтез., ч. 3, 1970, Регбашоп Ргезв — Ро!!з)г. Эс!. РпЫ. 16. М а й к а п а р Г. И., Вихри за головой ударной волной, Ивв. А Н СССР, МИГ, № 4 (1968). 17. М о р о з о в И. П., Экспериментальное исследование теплообмена на поверхности цнлиндрических тел зллиптического сечения, обтекаемых сверхзвуковым потоком газа в диапазове углов атаки от 0 до 20', Груди ЦАГИ, вып. 1175 (1970). 18. У а й т х е д, Влияние вихрей на теплообмен вдоль подветренной поверхности стреловидного крыла при М =6, Ракетная техника и космонавтика, № 3, (1970). 19. У ай т ход, В е рт р ам, Снижение теплового потока, вызванного вихрями на подветренной стороне тонких крыльев в гиперзвуковом потоке, Ракетная техника и космонавтика, № 9 (1971). 20.
Р а о, Уменьшение нагрева теневой поверхности треугольного крыла путем отклонения вершины при гиперзвуковмх скоростях полета, Ракетках техника и космонавтика, № 9 (1971). 21. )ч')» ! ! е)сев 6 А. Н., Н е1п е г 7. Н., В во В. М., Бее-Впг1асе чог!ех еИессз очег сопбяпга11опз !и Нурегзоп!с 1!ои, А1АА Рарег №. 72-77.
22. М а й к а п а р Г. И., Азродинамическое нагревание подветренной стороны тела при сверхзвуковых скоростях, Учение еакиски ЦАГИ, Н1, № 6 (1972). 6. АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ НАГРЕВАНИЕ В ТРЕХМЕРНЫХ ОБЛАСТЯХ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ УДАРНЫХ ВОЛН С ЛАМИНАРНЫМ ПОГРАНИЧНЬ!М СЛОЕМ Экспериментальные исследования трехмерных течений взаимодействия проводнлнсь на простейших примерах: наклонный цилиндр на пластине, цилиндр на конусе, имитирующий затупленную кромку крыла или руля (1 — 4, 7, 16), поперечная струя, вытекающая в сверхзвуковой лоток из отверстия в пластине или конусе )5, 8, 10, 11), треугольное полукрыло, установленное на пластине или конусе )17, 18), тупоносые полуконусы, установленные на пластине )12), и др. Наиболее полно исследована интерференция цилиндра с пластикой.
Высота цилиндра выбиралась достаточно большой, стем чтобы ее влияние на отрывное течение не было существенным. Область отрыва простирается далеко перед цилиндром, перпендикулярным пластине (фиг. 32), причем давленне в начале области отрыва, длина области отрыва, угол наклона разделяющей линии тока в плоскости симметрии подчиняются законам есвободного взаимодействия», сходным с соответствуювцими законами для двумерного течения. Так, например, козффициепт давления в начале области отрыва пропорционален произведению (М' — 1) НвНев'ы )4) (Кев — число Рейнольдса, вычисленное по расстоянию 8 от начала области отрыва до кромки пластины), относительная длина области отрыва Ы г(е'~4„, угол наклона разделяющей линни тока 9 Ве,,', (хо — расстояние до осн цилиндра от кром- 19' НОВЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИЙ 293 -10 -ОБ 0 у Ф и г.
33. Распределеиие давления по пластике в плоскости симметрии перед уступом, цилиидром и струей, м =3 151. ф Усттц; О стРУЯ, р 11р =те; А цилиндр. ки пластины) И6). Пересечение скачка уплотнения, исходящего из начала области отрыва, с головной волной цилиндра может привести к появлению на цилиндре и в области присоединения оторвавшегося слоя к цилиндру пиков теплового потока и давления (2). Область присоединения характеризуется линией «растекания» в спектре предельных линий тока, переходящей с цилиндра на пластину.
В области присоединения потока на пластине наблюдаются Б большие напряжения тренин (длинные штрихи на фиг. 32). Распределение давления за линией от- рыва в плоскости симметрии течения сна- Б чала сходно с распределением давления перед уступом, но затем появляется отличие, свидетельствующее о существенном 4 влиянии трехмерности течения (фиг.
33). Из фиг. 33 видно также, что распределение давления перед струей занимает промежуточное положение между распрез делениями давления перед уступом и перед цилиндром. В трехмерных областях отрывного течения обнаружены области 2 сверхзвуковых течений, внутренние скачки уплотнения и вторичные отрывы Ц, 3, 4, 7). Наиболее важным для практики следствием является наличие в зтих областях пиков теплового потока, которые были измерены с помощью плавящихся термоиндикаторов (161 (фиг.
34). Сопоставление границы плавления и спектра предельных линий тока (фиг. 32) показывает, что линии растекания являются линиями максимумов теплового потока. Наибольшей величины тепловой поток на пластине достигает и узкой области перед цилиндром; величива его сравнима с величиной теплового потока на критической линии цилиндра (фиг.
36). Величина максимального теплового потока к пластине с цилиндром намного превосходит величину теплового потока к гладкой пластине (фиг. 36). Перед цилиндром на линии 2 (фиг. 32) наблюдается второй небольшой пик теплового потока, возможно соответствующий максимуму давления (фиг. 33). Относительные координаты характерных для области отрыва линий слабо зависят от числа Рейеольдса н могут быть представлены в обобщенном виде (фиг. 37). В обобщенном виде т',Ф.
" Ф и г. 34. Оаласти раеилааиаигагосн тсрмоиииииатора, Ъ$ . 6 1161, с-с О,24 е; б — т 2 с; «-с=.2 с, с-т 4 с; О/Че=цтб О, Ф в г. 35. Ливии равимх отиошеивв д/де, М = 6, Ве,л = 1,2.10в, Т ~Те = 0~6 — 0 9 [16). с -тепловой поток к пластине; де-тепловоа поток к критической линии цилиндра . О б тб гб иТО -!О Ф и г. 36. Тепловой поток к пластике в плоскости симметрии веред цилвидром и иа лввиях растекаиия аа цилвидром (ликии 1, 8, см. фиг. 32). М~ = 5, Ке,л = 1,1 10е. о ол-тепловоа поток к гладноа пластине.
18 ие Ф и т. 40. Максимальный тепловой поток перед цилиндром [16[. "макс" пс ре" ып= о, р н'о а= Хо, но-ноз4звнпненты теплопроводности и виакостн, соответствующие температуре торможения; р'-плотиоозь воздуха еа прамым смачном уплотнения; Ф-пластина; е Х венус. 3 ее И 0 Л т Б В УО УЛ Ра Н/Юе Ф и г. 41. Максимальный тепловой поток перед цилиндром [18[.
Ф пластина; х ионус. Ф и т. 42. Спектр предельных линий тока на конусе прн истечении струн; 8„= 5', М =- 5; а = О, Реу~ре = 1. Ф н г. 43. Спектр предельных ливий тока на подветренной стороне конуса прн истечении струп; 0„= 5', М = 5, а = 10', ргт/рг 1. 'г"р" Ф не. 44. Границы иаменевия цвета термоиндикатора; В„= 5', М = 5 гг = 10, рг1(рг = 1. а-г=с,е с; б-ъ=.1 с; г-т 4 с; г-с=16 с. можно также представить распределенно теплового потока и пло" скости симметрии перед цилиндром п ло линии растекании (фиг. 3$) Иб). Отрыл потока от поверхности цплкндра диаметром 0 с полусферикеской головной еастьго прп условии, кто диаметр гт установленного на нем цилиндра не превосходит ОЛ К сходен с отри- Ф и г.
45. Спектр ореоальакт линий тока иа пластина е уетаноааокамн па иаа иоаукрчлон, М: 5 117, 166 вом от ппаетпны, Хо же самое можно сковать н об отрыве от поверх кости конуса (фпг. 39). Максимальный тепловой поток перед цилиндром может быть прг детавлеп универсальной завпеиагоетькт (фиг. 40). Прн умепьптенкн отаошенпй дпамет(ж цилиндра к теьтщкне вытеснении бо пограничного елок на гладкой пластине до 1 — 2 описанные вылив особенности отрыва еохракюотея; прп еИо а ( об~есть ~~ры~а распространпетеп опте болотно вперед, ко кисло характерных лппнй в спектре предельных линий тока уменыпаетсн. остаетек одна апина максимума теплового потока т'. Максимум теплового потока перед цилиндром резко падает (фпг, 41). пгиложеник Наклон цилиндра вперед пе приводит к принципиальным отличиям по сравнению с вертикальным цилиндром.
Наклон цилиндра назад приводит к уменьшению длины области отрыва в плоскости симметрии; при угле наклона, равном 45', ударная волна в плоскости симметрии доходит до основания цилиндра, область отрыва зо 20 рв(Рн Ф и г. 46. Заоисимость отношения величины максимального теплового потока на пластине н области отрыва к тепловому потоку к гладкой пластине от отношения давлений Н7). ох 6, М =6; ах=а, М 6: ° Х О, М„а; <~Х=66', М„=6: ОХ=66' М =6; ° Х=60', М =6„'ф Х 86'.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
