Гиперзвуковой пограничный слой на треугольных крыльях с малым углом стреловидности на режиме сильного взаимодействия

• Автор: Ян Наунг Со
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2014
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 103 с. : ил.

ОГЛАВЛЕНИЕ
Введение. Обзор результатов исследований, краткое содержание диссертации
Глава 1. Гиперзвуковой пограничный слой на треугольных крыльях с малым углом стреловидности передней кромки на режиме сильного вязко-невязкого взаимодействия
1.1. Постановка задачи
1.2. Введение безразмерных переменных
1.3. Учет особенностей поведения функций течения в окрестности вершины треугольного крыла. Краевая задача
1.4. Асимптотические разложения уравнений течения в окрестности симметрии крыла и результаты численных расчетов
1.4.1. Система уравнений первого приближения С00 - 1 и её решение.
1.4.2. Система уравнений второго приближения С10 ~ г2 и её решение. Решение уравненияС0„ ~~0(z).
1.4.3. Система уравнений четвертого приближения
С20 ~ с4 и её решение. Решение уравнения с" ~ o(z3).
1.4.4. Система уравнений первого приближения С0| ~ е и её решение.
1.4.5. Система уравнений первого приближения по степени £ и второй степени по Z Си~ SZ2 .
Её решение. Решение уравнения Сд ~ O(ffz).
1.4.6. Система уравнений второго приближения С0, - s' и её решение.

1.5. Разложения в окрестности передней кромки крыла и
определение собственного числа
1.5.1. Система нулевого приближения С0.
1.5.2. Система для нахождения собственного числа Си.
1.6. Сращивание решений для определения индуцированного
давления на крыле
1.7. Выводы
Глава 2. Распространение возмущений в пограничном слое на треугольном крыле е малым углом стреловидности в гинерзвуковом потоке на режиме сильного взаимодействия
2.1. Постановка задачи
2.2. Асимптотические представления в пограничном слое
2.3. Учет поведения функций течения в вершине крыла и
около его передних кромок
2.4. Определение характеристической поверхности
2.5. Результаты расчетов
2.6. Выводы
Заключение
Список литературы

Введение. Обзор результатов исследований, краткое содержание диссертации
Теория пограничного слоя Прандтля [1], развитая для исследования течений при больших числах Рейнольдса, приобрела большое значение в связи с развитием авиационной и космической техники. Основные результаты классической теории пограничного слоя приведены в монографиях [2, 3]. Начиная с середины прошлого века существенно возрос интерес к течениям в трехмерных пограничных слоях [4-7], т.к. пограничные слои, возникающие на реальных летательных аппаратах, являются пространственными. Исследование пограничных слоев имеет большое значение для определения аэродинамических коэффициентов летательных аппаратов [7, 8]. Известно, что взаимодействие пограничного слоя с внешним невязким потоком может в ряде случаев играть определяющую роль при формировании течения в целом [9, 10].
Особую актуальность приобретает исследование пространственных вязких течений газа при гиперзвуковых скоростях полета аппарата. В этих случаях торможение газа в пограничном слое может приводить к очень высоким температурам [11-13], что в свою очередь приводит к уменьшению плотности газа и увеличению толщины пограничного слоя по сравнению с течениями при том же числе Рейнольдаса невозмущенного потока, но при более низких скоростях потока. Другой эффект состоит в том, что поведение газа может отличаться от поведения совершенного газа, и необходимо учитывать реальные равновесные и неравновесные процессы, сопутствующие движению летательных аппаратов в атмосфере [14]. Эти два типа эффектов не являются полностью независимыми, однако их часто можно рассматривать раздельно [11]. Далее в работе рассматриваются только проблемы, связанные с первым эффектом.
Взаимодействие пограничного слоя с невязким гиперзвуковым течением в ряде случаев может приводить к сущест венному усложнению характера

Учитывая, что для коэффициента %(7) при 7 —» со имеют место оценки:

ydr/j

= 0{іҐ),
тогда уравнение (1.23) имеет асимптотическое решение при 7 —> оо [76]:
w = cv()0 схр

(1.24)
00 у у
Подставляя в (1.24) выражение для уоо из (1.15) и учитывая (1.22) получаем асимптотическое выражение для коэффициента и’0() (7), на которое должно выходить решение уравнения (1.14), при решении его методом Рунге-Кутта:

(7>8.5)-с373ехр

(1.25)
Здесь с, =const подбирается в результате численных расчетов.