Рис. 7. Изменение структуры течения около аппарата Х-43 с ростом числа
Маха на высоте
H
= 30
км при различных углах атаки:
a
—
α
= 5
◦
, M
= 6
;
б
—
α
= 5
◦
, M
= 8
;
в
—
α
= 10
◦
, M
= 8
;
г
—
α
= 0
◦
, M
= 10
;
д
—
α
= 10
◦
, M
= 10
полоса обложки) для чисел Маха M
= 6
,
8
и
10
соответственно. При
наибольшей скорости полета температура на самых теплонапряжен-
ных участках поверхности (передняя носовая кромка, кромки крыльев,
кромка воздухозаборника) достигает значения
Т
∼
2400
K.
Очевидно, что при увеличении угла атаки возникает значительное
разрежение над верхней поверхностью аппарата и значительное уве-
личение давления на наветренной нижней поверхности фюзеляжа.
Количественной характеристикой распределения давления по по-
верхности является коэффициент давления
С
P
.
ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2010. № 1 15
