Архив номеров

С целью изучения влияния пограничного слоя на коэффициент демпфирования колебаний осесимметричных тел решается задача о сверхзвуковом обтекании тонкого затупленного конуса с учетом обратного влияния пограничного слоя на внешнее течение. Предполагается, что тело совершает плоские угловые колебания относительно некоторого центра вращения с малыми амплитудой и угловой скоростью. Для расчета нестационарного обтекания тела с учетом влияния вязкости применяется модифицированный вариант метода [1]. Высокая точность определения характеристик по данной методике подтверждается экспериментально путем проведения динамических испытаний крупномасштабной модели конуса (L ~1 м) в аэродинамической трубе при M_∞=4 и 6. Согласование расчетных и экспериментальных данных послужило основанием для проведения численно-параметрических исследований коэффициента демпфирования затупленного конуса в широком диапазоне чисел Маха набегающего потока (M_∞=4−20) и Рейнольдса (Re_L=10⁶−10⁸). При умеренных числах Маха набегающего потока (M_∞=4 и 6) заметное влияние числа Re_L на коэффициент демпфирования не обнаружено. Однако в области гиперзвуковых скоростей обтекания тел указанное влияние проявляется сильнее, особенно при наличии вдува газа в пограничный слой с поверхности летательного аппарата.