Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
В численном исследовании в рамках модели идеального газа [1] сверхзвукового несимметричного обтекания ромбовидного крыла (V-образное крыло с углом раскрытия большим 180°) были обнаружены разнообразные, ранее неизвестные структуры течения в ударном слое в зависимости от числа Маха, углов атаки и скольжения, обусловленные наличием точки излома поперечного контура крыла. В частности, в экспериментах при числе Маха М = 3 [2] подтверждено существование режимов течения со срывом потока с наветренной консоли и наличием вихря за точкой излома поперечного контура на режимах обтекания со скольжением при дозвуковом поперечном течении в окрестности центральной хорды крыла.
При реализации в окрестности точки излома контура условий, допускающих существование центрированной волны разрежения, вихрь сдвигается вниз по потоку вдоль поверхности крыла, а перед ним образуется ударная волна.
При увеличении угла скольжения режимы течения со смещенным вниз по потоку вихрем, перед которым существует ударная волна, сменяются режимами с единственной вихревой структурой и ударной волной перед ней (вихревой особенностью Ферри, в которую входят все линии, попавшие от двух передних кромок в ударный слой).
Для умеренных чисел Маха при дальнейшем увеличении угла скольжения либо сохраняется режим с единственной особенностью Ферри, либо сменяется режимом с еще более смещенным вниз по потоку вихрем, сопровождаемым лямбда-конфигурацией ударных волн, подобной структуре, реализующейся при отрыве турбулентного пограничного слоя.
Эксперименты при числе Маха М = 3 с применением различных методик, в частности, визуализации картин предельных линий тока на поверхности крыла, показали, что в реальном течении режимы с единственной особенностью Ферри не существуют.
Установлено, что при обтекании ромбовидного крыла с центрированной волной разрежения в окрестности центральной хорды на подветренной консоли реализуются режимы с отрывом пограничного слоя. Образующиеся линии стекания и растекания ограничивают коническую область отрыва (возвратного течения), передняя граница которой — линия отрыва (стекания) либо совпадает с линией излома контура крыла, либо располагается на некотором удалении от нее.
Для учета эффектов вязкости и моделирования турбулентного пограничного слоя, расчетная модель была расширена до уравнений Навье-Стокса в приближении тонкого слоя [3] с введением турбулентной вязкости согласно модели [4]. Если рассматривается крыло с передними кромками нулевой стреловидности, то реализованный метод построения расчетной сетки [1] и граничное условие коничности течения на боковых границах могут быть применены не только для невязкой задачи, но и для вязкой. Для адекватного описания функций в пограничном слое, узлы при построении сетки сгущаются по нормали к поверхности тела. Фактически, в вязкой задаче дополнительно рассчитываются основные члены диссипативной функции и ставится условие прилипания на поверхности крыла.
Расчеты, проведенные для чисел Маха М = 3 и Рейнольдса Re ≈ 1,3·107, показали, что при учете вязкости численное решение хорошо согласуется с экспериментальными данными. Есть соответствие по положению линий стекания (линия отрыва на удалении от точки излома контура крыла) и растекания (ограничивающей область отрыва), по распределению давления на поверхности крыла.
