размеров и объединению двух независимых отрывных течений в одно
,
распространяющееся на всю боковую поверхность аппарата
(
рис
. 5,
д
,
е
).
Длина корпуса
,
при котором происходит объединение зон отрыва
,
зависит от геометрических параметров компоновки
.
При дальнейшем
уменьшении длины цилиндрической части наступает третий режим те
-
чения
—
когда обтекание аппарата аналогично обтеканию диска и кор
-
пус оказывает незначительное влияние на общую структуру течения
.
Полученные расчетным методом структуры течения подтверждаются
результатами экспериментов
[2].
На рис
. 6
показаны зависимости коэффициента сопротивления ЛА
С
х
от геометрических характеристик компоновки
.
Зависимости
С
х
от
L/d
для летательного аппарата с дисковым стабилизирующим устрой
-
ством для носовых обтекателей различной формы иллюстрируются
графиками
,
приведенными на рис
. 6,
а
,
б
.
На рис
. 6,
в
приведены ре
-
зультаты расчета коэффициента сопротивления ЛА с плоским торцем
,
на рис
. 6,
г
—
с конической головной частью для полууглов раскры
-
тия
“
юбки
”
в диапазоне
30
. . .
90
◦
.
Видно
,
что образование единой зо
-
ны отрыва на боковой поверхности ЛА приводит к существенному
снижению сопротивления
,
и на графиках образуются зоны локально
-
го минимума значений коэффициента лобового сопротивления
.
При
безотрывном обтекании аппарата такого минимума не наблюдается
.
Некоторое увеличение сопротивления при больших длинах корпуса
связано с тем
,
что в случае независимых зон отрыва возвратное тече
-
ние занимает меньшую часть стабилизирующего устройства
,
нежели
при единой срывной зоне
,
и на аппарат действует набегающий поток
.
При малых длинах корпуса
,
соответствующих третьему режиму тече
-
ния
,
хвостовая часть аппарата находится в зоне повышенного давления
,
область отрыва не образуется или имеет очень малые размеры
.
Все это
приводит к значительному увеличению коэффициента сопротивления
.
На рис
. 6,
д
рассматривается коэффициент сопротивления ЛА в за
-
висимости от диаметра дискового стабилизирующего устройства
.
Рас
-
четы показывают
,
что при увеличении данной характеристики компо
-
новки параметры течения возле тела вращения качественно не меняют
-
ся
.
Наблюдалось лишь некоторое увеличение интенсивности отрыва в
хвостовой области ЛА
,
что и нашло свое отражение в значениях сопро
-
тивления компоновки
.
Заключение
.
На основе решения уравнений сохранения аэрогазо
-
динамики с использованием метода конечных объемов выполнены па
-
раметрические расчеты турбулентного несжимаемого осесимметрич
-
ного обтекания тел вращения в широком диапазоне геометрических
параметров
.
Сопоставлены результаты компьютерного и физического
(
в аэродинамических трубах
)
моделирования структур течения
,
дана
28 ISSN 0236-3941.
Вестник МГТУ им
.
Н
.
Э
.
Баумана
.
Сер
. “
Машиностроение
”. 2005.
№
2
