также выявить область чисел Рейнольдса, в которой необходимо вво-
дить поправки, учитывающие влияние турбулентности.
Отсутствие надежных физических предпосылок, основанных на
точном знании механизма влияния микроструктуры потока на его
осредненные характеристики, крайне усложняет получение удовле-
творительных способов внесения в результаты весового эксперимента
поправок на влияние турбулентности потока. Впервые решением этого
вопроса занялся Драйден [1], высказав предположение, что масштаб-
ный эффект определяется не только числом Рейнольдса, рассчитан-
ным по молекулярной вязкости, но и отчасти степенью турбулентно-
сти потока, которая проявляется в эффективном увеличении вязкости
жидкости вследствие турбулентного перемешивания.
Влияние турбулентности потока на аэродинамические характери-
стики обтекаемой модели проявляется ее воздействием на переход
ламинарной формы течения в турбулентную, что, в свою очередь,
определяет характер отрыва пограничного слоя [1]. Этот аспект, как
показывают исследования [1, 2], является определяющим. В работах
[1–3] было предложено учитывать влияние турбулентности потока на
аэродинамические характеристики модели введением понятия эффек-
тивного числа Рейнольдса Re
эф
=
f
Re
оп
, где
f
— фактор турбулент-
ности, определяемый как отношение критического числа Рейнольдса
сферы в нетурбулентном потоке (свободном полете) к критическому
числу Рейнольдса в турбулентном потоке аэродинамической трубы,
в случае, когда степень турбулентности потока
ε
6
= 0
. Здесь Re
оп
—
опытное значение числа Рейнольдса. Использование указанного со-
отношения при обработке опытных данных в ряде случаев заметно
улучшает сходимость опытных значений аэродинамических коэффи-
циентов подъемной силы
С
y
, полученных в трубах с разной степенью
турбулентности потока, но практически всегда малоэффективно при
коррекции значений коэффициентов лобовой силы
С
х
. Так, например,
опыты [2] показывают, что максимум значений
С
y
max
в аэродинами-
ческих трубах наблюдается при существенно меньших числах Рей-
нольдса, чем это имеет место в свободном полете головных частей
ракет.
Для установления аэродинамических характеристик тел враще-
ния сложной геометрической формы [3] проводили эксперименталь-
ные исследования обтекания модели головной части ракеты, пред-
ставляющей собой сочетание цилиндроконического участка с затуп-
ленным по сфере коническим носком (рис. 1). Модель для исследо-
вания влияния трения на аэродинамические характеристики голов-
ной части ракеты представляет собой затупленный по сфере конус
с полууглом раскрытия боковой поверхности
θ
1
= 10
◦
, коническим
18 ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2006. № 2
