ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Влияние перехода пограничного слоя и вдува с поверхности на коэффициент сопротивления летательного аппарата из "Нестационарная аэродинамика баллистического полета " При движении летательного аппарата в плотных слоях атмосферы на его поверхности может осуществиться переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный, что приводит к сильному изменению коэффициентов трения и теплообмена. Основными параметрами, влияющими на процесс ламинарно-турбулентного перехода, являются числа Рейнольдса, Маха, температурный фактор, форма носового притупления и состояние поверхности (шероховатость, вдув). Начало перехода зависит от величины критического числа Рейнольдса, определение которого является важной научно-технической задачей. [c.127] РдЩ (Joo - iw) ности (т. е. при отсутствии вдува). [c.128] Конец области перехода определяется на основании формулы (6.4), учитывающей влияние местных чисел Маха и Рейнольдса, а также продольного градиента скорости [7]. В соответствии с этой формулой в несжимаемой жидкости область перехода имеет приблизительно такую же протяженность, как и область ламинарного течения, однако при сверхзвуковых скоростях область перехода превышает область ламинарного течения, причем тем больше, чем больше число Маха. [c.128] Существенное влияние на переход пограничного слоя оказывает затупление носка тела, от которого зависит соотношение между толщинами энтропийного и пограничного слоев. Наиболее полные данные о влиянии энтропийного слоя на переход представлены в работах [47, 49]. [c.128] Несмотря на проведение в последние годы большого числа исследований по переходу пограничного слоя, до сих пор не существует единой универсальной методики определения координат точки перехода. В связи с этим при выводе критерия перехода в настоящем методе были использованы опытные данные из работ [42, 43, 46, 49], где содержатся рекомендации по выбору зависимости критического числа Рейнольдса Re 5 от шероховатости и энтальпийного фактора. Эти данные показывают, в частности, что охлаждение обтекаемой поверхности смещает точку начала перехода вниз по потоку, что особенно заметно при низких температурных факторах in. 0,4) [42, 43]. [c.128] С целью распространения этих рекомендаций на случай перехода пограничного слоя, осуществляемого на боковой поверхности затупленного конуса, были проведены испытания моделей с различными затуплениями и видами шероховатости при различных энтальпийных факторах. Условия проведения испытаний приведены ниже в табл. 6.3. [c.128] Были испытаны как гладкие, так и шероховатые модели, причем шероховатость в данном случае образовывалась в процессе уноса композиционного теплозащитного покрытия под воздействием высокоэнтальпийного газового потока на специальном тепловом стенде. Максимальная высота шероховатости достигала уровня 0,35-ь0,4 мм., что соответствовало значению параметра h = h/S = (2-ь4). [c.128] Результаты проведенных экспериментальных исследований представлены на рис. 6.11 в виде зависимости Re5 = f Ms), которая указывает на наличие минимума критического числа Re 5 на боковой поверхности затупленного конуса при М 3,3. Заметим, что аналогичное поведение зависимости критического числа Рейнольдса от местного числа Маха наблюдалось ранее на пластинах [50] и острых конусах (кривая 1, [45]). [c.129] Особую ценность имеют результаты летных испытаний, отражающие совокупное влияние различных фаБсторов (уноса, шероховатости поверхности и т. д.) на переход пограничного слоя и не подверженные воздействию негативных факторов, присущих аэродинамическим трубам. Обработка летных данных [44, 51] по формуле (6.18) показала, что для определения начала перехода в данном случае также может быть использована эта зависимость, однако величина Ai должна быть увеличена Ai = 1600/М . Диапазоны изменения основных параметров, входящих в формулу (6.18), имеют следующие ограничения М о = 4 -20 = 2ч-4 = 0,154-0,9 h 4,0. [c.130] В соответствии с данным критерием, при движении затупленного конуса с характерным размером L 1,5 м по траектории спуска при М = 20 переход пограничного слоя начинается на высотах Н 264 29 км. [c.130] О влиянии перехода пограничного слоя на суммарный коэффициент сопротивления затупленного конуса j s можно судить по графикам, представленным на рис. 6.12, где дано сравнение расчетных и летных данных для варианта М — 20 9k — 7°, Н — О4-65 км. При определении расчетного суммарного коэффициента xs учитывалось влияние шероховатости поверхности и вдува в пограничный слой. [c.130] Влияние вдува в пограничный слой газообразных продуктов разрушения теплозащитного покрытия на коэффициенты трения определяется на основе численного расчета уравнений пограничного слоя при задании начальных и граничных условий (6.11), учитьшаю-щих вдув газа в пограничный слой с поверхности тела. [c.131] Безразмерные параметры вдува G не должны превьппать следующих критических значений, при достижении которых происходит оттеснение пограничного слоя от стенки в ламинарном слое G 0,8-ь1, в турбулентном—G s 2,5ч-3. [c.132] Таким образом задача о влиянии вдува в пограничный слой на суммарный коэффициент трения летательного аппарата решается на основе интегрирования системы уравнений пограничного слоя (бЛ)Ч-(б.З) с заданием на стенке граничного условия Pw w = Для определения коэффициента теплообмена Styj предварительно система уравнений (6.1)ч-(6.3) решается при граничном условии = G = 0. [c.132] Вернуться к основной статье