конуса задней поверхности без образования отрывных течений, хотя
на подветренной стороне отрывная зона сохраняется и не изменяет
расположения. При
α
= 5
◦
следза обтекаемым телом меньше, чем
в случае нулевого угла атаки, главным образом из-за позднего отры-
ва потока на наветренной поверхности. При дальнейшем возрастании
угла атаки эффект, связанный с более поздним отрывом потока, бо-
лее чем компенсируется благодаря возрастанию наклона погранично-
го слоя (по отношению к усеченному конусу аппарата). Поэтому при
значительных углах падения (
α >
10
◦
)
ширина следа возрастает по
сравнению с нулевым углом атаки. Похожие структуры течений для
различных углов атаки были получены в работе [1]. Отличие заключа-
ется в том, что по результатам настоящей работы отрыв течения на
подветренной поверхности конуса КА “Fire II” происходит несколько
позже. Также некоторые расхождения наблюдаются в размерах рецир-
куляционной зоны.
Значительные изменения в структуре потока при вариации угла
атаки также можно проследить по рис. 6 (см. 3-ю полосу обложки).
Здесь для нескольких углов атаки структура течения представлена в
виде линий тока, нанесенных на поле чисел Маха.
Как видно из рис. 6, при нулевом угле атаки ближний след со-
стоит из осесимметричного тороидального вихря, а также видны две
его отдельные петли в центральном осевом сечении. При
α
= 5
◦
петля
вихря наблюдается только на подветренной стороне и ее размер посте-
пенно уменьшается при возрастании угла атаки. Вихревая структура
формируется вплоть до значений углов атаки порядка
α
= 15
◦
. Центр
вихревого образования с ростом угла атаки перемещается вверх по
потоку вдоль подветренной конусной поверхности.
На рис. 7 с помощью линий тока (линий тензора касательных на-
пряжений) показана структура трехмерных вихревых течений у задней
поверхности КА “Fire II” при разных углах атаки.
Расходящиеся по поверхности (не пересекающиеся линии тока) со-
ответствуют безотрывному обтеканию задней поверхности КА. Схо-
ждение линий в одной точке соответствует отрыву потока.
При
α
= 0
вихревая структура осесимметрична и покрывает всю
заднюю поверхность летательного аппарата и плоское основание усе-
ченного конуса. Даже при маленьком угле атаки (
α
= 5
◦
)
размеры
вихревой зоны значительно уменьшаются, при этом поток имеет безо-
трывной характер течения уже только на наветренной стороне. Симме-
трия относительно центрального осевого сечения (плоскости наклона)
сохраняется при любых углах атаки.
Местные тепловые характеристики.
Далее исследуется влияние
различных моделей турбулентности на местные тепловые характери-
стики (плотность конвективных тепловых потоков) вдоль передней
(носовой) и задней поверхностей (рис. 8, 9).
ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2009. № 2 19
