ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Результаты исследований из "Нестационарная аэродинамика баллистического полета " При расчете окрестности точки В излом заменялся скруглением малого радиуса (радиус скругления изменялся в пределах 0,01—0,1 радиуса затупления) (рис. 5.2). Из точки Bi выстраивалась разрывная характеристика BiFi, а в точке В2 окружность радиуса г с сопрягалась с гиперболой, имеющей асимптотой прямую с углом наклона, равным углу наклона элемента ВС. При расчете обтекания тел с положительным изломом образующей (С Д) выстраивался присоединенный скачок уплотнения. [c.77] Аналогично определялись параметры в области справа от точки С. Первая внешняя программа позволяла определить газодинамические функции между поверхностью гладкого контура, продолженного вправо за точку С, и поверхностью головной ударной волны. Одновременно с этим по внутренней программе проводился расчет параметров течения в области между коническим стабилизатором и присоединенным скачком уплотнения СК. Параметры набегающего потока перед присоединенной ударной волной определяются квадратичной интерполяцией по результатам расчетов по внешней программе. Вопросы, связанные со взаимодействием головной и внутренней ударных волн и расчетом течения за поверхностью их пересечения, не рассматриваются. [c.77] При проведении расчетов по разработанным методам основное внимание было уделено исследованию затупленных по сфере тел с изломами образующей, совершающие плоские угловые колебания. Для определенности центр колебаний располагался в носике тела, что однако не накладывает ограничений на результаты, поскольку они легко пере считываются на центр колебаний, расположенный в любой точке симметрии тела. [c.78] Общий характер распределения стационарного давления и возмущений давления в фазе с углом атаки а и угловой скоростью а вдоль оси тела для конуса с углом полураствора 6s = 7° 30 при Моо = 4 приведен на рис. 5.3. Поскольку характер изменения кривых Ро, Ра и Р вдоль поверхности сферы от числа Моо практически не зависит, то при исследовании влияния числа М о на распределенные аэродинамические характеристики затупленного по сфере конуса основное внимание будем обращать на распределение Pq, и вдоль конической поверхности. [c.78] Коэффициент отражения от ударной волны при числах Моо 6 и углах поворота вектора скорости до 40° — отрицателен и имеет величину порядка 0,05-0,15 [13]. Для возмущений наличие затупления приводит к немонотонному изменению величин Ра и dPa/dxi вдоль поверхности конуса в области за точкой сопряжения, причем минимумы и максимумы рассматриваемых функций резко выражены. Первый минимум кривой расположен в области пониженного стационарного давления, но значительно раньше, чем минимум Ро- Отклонения величины Ра от значения, соответствующего острому конусу, в области первого минимума и первого максимума могут превышать 50 %. Возмущение давления в фазе с угловой скоростью возрастает даже в области падения стационарного давления, поскольку увеличивается расстояние от центра колебаний, расположенного в носике сферы, до текущего сечения. Однако производная dPa/dxi в области ложки стационарного давления принимает наименьшие значения. Влияние затупления на распределение функций Pq, Ра и Ра вдоль конической поверхности возрастает с увеличением числа М о постепенно. Так при сравнении распределений Pq, Ра и Ра по xi для конусов с 9д — 15° при Моо = 2,5 4 20 видно, что величины Pq, Р и Ра при Моо = 4 занимают промежуточное положение отчетливо проявляется ложка Pq, зависимости Ра (xi) и dPa/dxi носят немонотонный характер, однако минимумы и максимумы при этом числе Моо выражены не резко. [c.80] При умеренных сверхзвуковых числах Мдо (Mqo = 2- 3) энтропия поперек ударного слоя меняется слабо, и отражением возмущений от ударной волны можно пренебречь, поскольку при этих числах Mqo величина коэффициента отражения /Л/ мала и лишь в узком диапазоне углов поворота достигает значений 0,15. Интенсивное отражение возмущений от ударной волны при числах Моо = 2-ьЗ происходит на незначительном участке головной ударной волны, в то время как при Мс = со величина коэффициента А = 0,1-ь0,14 в широком диапазоне углов поворота потока (0-ь35°) [13]. В соответствии с этим при умеренных сверхзвуковых числах М о ложка стационарного давления практически отсутствует, отклонение Р от среднего значения не превышает 10—15 %, а зависимость Р от х при 2 — линейная (как для острого конуса). [c.81] Рисунок 5.8 иллюстрирует изменение отхода ударной волны sq и коэффициентов разложения и вдоль продольной оси xi для затупленного по сфере конуса с углом полураствора вд = 15° при числах Мсо = 2,5 4. [c.81] Значения величин Ро, Ра и Р для затупленных по сфере цилиндров приведены на рис. 5.9 при числах Моо = 3,20. Характер изменения зависимостей Pa xi) при умеренных сверхзвуковых числах Моо (Моо = 3 и Моо = 20) существенно различаются. В первом случае кривые дважды меняют знак, оставаясь близкими к нулю, а при больпшх числах Моо абсолютная величина Pq. монотонно убьшает с ростом хх. Зависимости ( i) имеют максимум, положение и величина которого определяются числом М . [c.82] На рис. 5.10 приводятся зависимости Ро Ра И Ра от Х ДЛЯ СОПрЯЖСН-ных СО сферой обратных конусов 9s — = — 5°, —10°) при Моо = 20. Приведенные кривые свидетельствуют о монотонном уменьшении величин Ро, Ра и Р с увеличением угла наклона обратного конуса. Возрастание Ра вдоль образующей обратного конуса приводит к необходимости учитывать вклад конической поверхности в суммарные демпфирующие характеристики, поскольку при 1 он может превосходить вклад сферического затупления. [c.82] Как уже отмечалось, разработанная методика позволяет проводить расчеты колеблющихся тел с положительными и отрицательными изломами контура. Пример такого расчета при Моо = 3 для тела сложной формы. [c.82] Вернуться к основной статье