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.