Научный отчет № 2644
- Название
- Расчет обтекания под углами атаки и скольжения крыльев бесконечного размаха с затупленной передней кромкой гиперзвуковым потоком вязкого газа при наличии вдува или отсоса.
- Авторы
- Гершбейн Э.А., Щелин В.С., Юницкий С.А.
- Аннотация
- Проведено исследование гиперзвукового вязкого ударного слоя на стреловидных крыльях бесконечного размаха, обтекаемых под различными углами атаки, в широком диапазоне изменения чисел Рейнольдса, параметра вдува - отсоса, углов атаки и стреловидности (скольжения). Приводятся некоторые результаты численного решения задачи конечно-разностным методом с повышенной точностью аппроксимации уравнений, в том числе характерные профили компонент скорости и температуры поперек ударного слоя, распределения давления, теплового потока и коэффициентов трения вдоль поверхности тела. Получено общее аналитическое решение задачи в первом приближении интегрального метода последовательных приближений и оценена область его применимости. Приводятся аналитические формулы для расчета давления, тепловых потоков, коэффициентов трения на поверхности тела, а также других характеристик течения в ударном слое.
- Год публикации
- 1982 г.
- Объём
- 54 с.
- Научный руководитель
- Тирский Г.А., Гершбейн Э.А.
- Ключевые слова
- гиперзвуковой вязкий ударный слой, стреловидное крыло бесконечного размаха, вдув, отсос, угол атаки.
регистрация
наука
экспериментальная база
инновации