close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Влияние охлаждения центрального тела на запуск срыв течения на входе и дроссельные характеристики воздухозаборников при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях..pdf

код для вставкиСкачать
УЧЕНЫЕ
т о ом
удк
ЗАПИСКИ
ЦАГИ
ом
1975
V/
2
629.7.015.3.036:533.697.2
ВЛИЯНИЕ
ОХJIАЖДЕНИЯ
ЦЕНТРАЛЬНОГО
ТЕЛА
НА
ЗАПУСК,
СРЫВ ТЕЧЕНИЯ НА ВХОДЕ И ДРОССЕЛЬНblЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ ПРИ СВЕРХЗВУКОВblХ
И ГИПЕРЗВУКОВblХ СКОРОСТЯХ
В. Г. Гурылев, Ю. А. Мамеmьев
Исследовано
теJlа на запуск
влияние
и срыв
охлаждения
течения
пазоне значений чисел
М
картину
течения
центрального
воздухозаборников в диа­
= 2,5+9,7; Re L = 106-;-..107 при турбулентных
и ламинарных пограничных
на
поверхности
на входе
перед
СЛОЯL Определено
входом
и
влияние охлаждения
дроссельные
характеристики
воздухозаборников. Показано, что при турбулентном пограничном
слое на входе (М = 2,5 -+- 5,5) влияние охлаждения на запуск, срыв
течения
и дроссельные
характеристики воздухозаборников является
слабым, а при ламинарном
слое
(М
= 5 -+- 9,7) охлаждение централь­
ного тела позволяет обеспечить безотрывное течение перед входом
и существенно улучшает дроссельные характеристики воздухозабор­
ников.
При больших сверхзвуковых
и
гиперзвуковых скоростях
полета
темпера­
тура омываемых поверхностей воздухозаборников резко возрастает, достигая при
числах
М
=
охлаждения
i
5 -+- 8
значений
1000 +- 2300' С.
В связи
этих поверхностей и необходимость
с этим
изучения
возникает
проблема
влияния охлаждения
на аэродинамические характеристики воздухозаборников. Охлаждение омываемых
поверхностей гиперзву~овых воздухозаборников целесообразно как для их теп­
лозащиты, так и для улучшения аэродинамических характеристик. Влияние ох­
лаждения на картину обтекания поверхностей сжатия воздухозаборников при
больших сверхзвуковых скоростях исследовалось в работ,ах [I - 3]. Так, в га­
боте [3] было показано, что охлаждение поверхностей сжатия и управление
пограничным слоем (отсос, вдув) позволяют предотвратить отрыв или существенно сократить протяженность отрывных зон. В работе [4] было теоретически
показано,
что
В работах
[5, 6]
охлаждение
приводит
исследовалсн
к
запуск
уменьшению
и срыв
течения
ламинарных
зон
отрыва.
на входе сверхзвуковых
воздухозаборников без охлаждения. Целью данной работы являлось изучение
влияния охлаждения поверхности центрального тела на запуск воздухозаБОрни­
ков, главным образом, при турбулентном пограничном слое. Исследовалось
влияние
охлаждения
воздухозаборников
вопросы
1.
почти
не
на
при
срыв
освещены
на
в
входе
и
и
дроссельные
ламинарном
характеристики
пограничном
слое.
Эти
литературе.
Испытывались модели воздухозаборников с плавным контуром централь­
ного тела и с конусом (фиг.
из
течения
турбулентном
условия
схождения
1).
косого
Плавный
скачка
контур (вариант
уплотнения
и
.N2 1)
профилировался
характеристик
сжатия,
иду­
щих от плавного контура, в одной точке в меридианной плоскости на расчетном
139
7'1-0
~------~~--------~и
I{.5,5
JO
158 2"
. JO
ТС'/lМОЛ!l/lbl
(!ОРllО нmлg1f)
Фиг.
числе М р
расхода f
в
=5
=
и
8.
1
При этом обеспечивались
расчетные
величины коэффициента
Рн = 0,92 и 1 соответственно (Рн - площадь сечения струи воздуха
Ро
невозмущенном
потоке,
=
захватываемой воздухозаборником,
Ро
1td5
= --4- -
пло-
f
щадь входа). При М р
5 и = 0,92 точка схождения скачка и характеристик
находилась над входной кромкой обечайки воздухозаборника. Воздухозаборник
-
РГ
с М р =5 имел относительную площадь горла Рг = Р
о =0,125,
угол начального кону-
са 61=10°, угол наклона образующей центрального тела в плоскости входа 6k =30·,
угол поднутрения обечайки 0= 10° на длине 0,15do. Воздухозаборник с М р = 8
имел
F
;: =
(1,05-+ 1,1).q
r = 0,1, е1 = 15°, 6 к = 23,8°, 0=0. Относительная площадь горла данных
воздухозаборников была выбрана при числе М=М р по эмпирической формуле [5]:
(i;),
где
q
(*) - приведенный
расход, соответствующий
приведенной скорости I/Л 1 • Длина цилиндрического участка канала в области
горла [ = (12 -+ 14) h r . Модели воздухозаборников с конусом (варианты N2 2 - 4)
имели
Fr =
0,3 и 0,25, 61 = 13° и 1~0, 11 = О, [= (3 -+ 5) h r•
Одна из обечаек имела сквозные боковые окна для визуальных наблюдений
течения в горле. Модели позволяли изменять отношение площади горла Рг К пло­
щади сечения канала на входе Р1 за счет изменения выноса конуса [к. Охлаж­
даемые оболочки конусов толщиной 2 мм были выполнены из нержавеющей
стали.
Испытания проводились в диапазоне чисел М
= 2 -+ 9,7
и
ReL
=
107-+106,
где
число Рейнольдса определялось по параметрам потока на входе и длине [к.
Относительная толщина вытеснения турбулентного пограничного слоя на входе,
рассчитанная для условий эксперимента при М:::: 5 и значении температурного
140
-
фактора т w =
1,
составляла
o*/h j = 0,04 -+- 0,06 (-Тw =
Tw ;
~
т w-температура поверх-
ности модели, То - температура заторможенного потока). Охлаждение поверх­
ности центрального тела осуществлялось перед входом и в области горла воз­
духозаборника путем подачи воды (t::::: 10°С) или жидкого азота (tKHll
195°С)
в охлаждаемую полость моделей (см. фиг. 1). Охлаждение водой позволяло
=-
=
обеспечить Тw ::::: 0,7 -+- 0,3 в диапазоне чисел М = 4,9 -+- 9,7 (Re L
106 -+- 107), что
приблизмтельно соответствует ожидаемым натурным значениям температурного
фактора. Охлаждение поверхности жидким азотом позволяло уменьшить значе­
ния Тw при М = 4,9 и 5,5 от 'Гw::::: 0,7 до
торможения потока
ТО
была значительно
Tw = 0,25.
При испытаниях температура
ниже возможных натурных значений.
В процессе испытаний измерялась температура поверхности центрального
тела в шести точках и в сечении д - д (см. фиг. 1). Определялся коэффициент
восстановления полного давления '1
Ро д/Ро (где РО д и Ро - полные давления
в сечении д-д и в невозмущенном потоке) и коэффициент расхода воздуха f.
Коэффициент f находился с помощью мерной шайбы по стандартной методике
=
с учетом отличия температуры торможения в мерной шайбе ТО ш от температуры
торможения невозмущенного потока То. Для исследованных моделей вследствие
Тош
теплопередачи в стенки величина --т;
=
= 0,9 -+- 0,7
в диапазоне М =
6 -+- 9,7 (Re L
=
106 -+- 5.106).
На моделях с охлаждением центрального тела водой определялось коли­
чество отводимого тепла 6 по данным измерения расхода воды и повышения
температуры в охлаждаемой полости.
Измерения температуры проводились с помощью стандартных хромель­
копелевых и хромель-алюмелевых термопар с максимальной возможной ошибкой
в 3-50. Коаффициент '1 определялся с возможной ошибкой в 1-2%, а коэффи­
циент f-B 3-5%. Меньшая точность измерений соответствует испытаниям при
максимальных числах М. Запуск трубы проводился при полностью открытом
дросселе модели воздухозаборника. После запуска воздухозаборника осущест­
влялось его дросселирование. Картина обтекания модели фотографировnлась
с помощью прибора Теплера. При испытаниях с охлаждением модель предвари­
тельно охлаждалась в течение ~ 5 мин. Расход воды составлял 0,6 кг/с, а расход
жидкого азота - 0,05 кг jc. Трубопроводы для подачи жидкого азота в модель
имели
вакуумную
теплоизоляцию.
В процессе испытаний при охлаждении поверхности жидким азотом (М=4,9
и 5,5) не у далось обеспечить постоянного значения температурного фактора по
длине центрального тела Х=
.
Х
-d
(фиг.
о
2).
Испытывались различные схемы подачи
жидкого азота в охлаждаемую полость (см. фиг. 1): в носовую часть централь­
ного тела (вари!J.нты М 1, 2), перед входом воздухозаборника, (вариант
3) и
.N2
по схеме с противотоком (вариант М2 4). Значения Tw перед входом для различ­
ных вариантов изменялись в пределах T~ = 0,26 -+- 0,8, причем в ряде случаев
отмечалось существенное увеличение 'fw в области входа и горла при увеличе­
нии числа
Re
(см. кривые
Re L =3.106
и
4,2·106
на тиг.
а).
2,
Это
увеличение
температурного фактора происходило вследствие возрастания давления и, следо­
вательно,
теплового
потока
на
поверхности
центрального
тела
при
увеличении
давления Рф в форкамере трубы. Из испытанных вариантов наилучшее охлажде­
ние в области входа и горла было получено на варианте
центрального тела водой позволило получить при числах М
Tw = 0,32 -+ 0,4
Ng 3.
= 8,7
и
Охлаждение
значения
9,7
(вариант М 1, фиг. 2, б). При отсутствии охлаждения температура
поверхности изменялась в процессе пуска. Из фиг. 2, б видно, что установив­
шийся режим достигался по истечении 't::::: 350 с с начала пуска.
2. Картина обтекания воздухозаборника при запуске и незапуске в случае
турбулентного пограничного слоя на конусе показана на фото 1 и 2 (фиг. 3),
CIll. также [5]. При запуске воздухозаборника с охлаждением конуса (фото 1)
перед
входом
и
на
участке
между
входом
и
горлом
реализуется
сверхзвуковое
течение. близкое к расчетному, со слабыми возмущениями, вызванными образо­
ваниеlll весьма тонкого налета инея на охлаждаемой поверхности конуса. Воз­
можен частичный запуск, показанный на фото 1, когда начало отрыва на конусе
располагается не за изломом его контура. а немного перед ним. При незапуске
(фото 2) перед входом воздухозаборника образуется интенсивный отрыв турбу­
лентного пограничного слоя. На фиг. 4 в зависимости от среднего числа М 1
потока на входе представлены величины относительной площади горла Fr/F1 •
141
1--f--
tL
Re,,=2,2·JO b ·
а) /1.1,= lf.9
1
А
J..-
~
11,5
~
')' iv'
./
~
~ tiY'
~
v
"'"'"
/
".,.
1,
IfS·1]'б)
Р'
~
...........
V
-
'С=350.с
..... 150с
J.....А
1,7·106"
rx; V
L ~ J....-19
I,S x;fJ,=J/Jo
1
I
I
r-"-
о К'!2}
о
9К'!) 81=73
A.Jf'!If; 8 1=I/Jo
,Л'! 3 ; оп
2о.с
о.rлtZжtlенuя
~ h..~
19
l/j
1,5 2
5
Ь)М =/J·M=!17·
,
, , Не=О5·1О
...."
1--
2,
1,0
1
з~о6- 1--
З,5·lОи~ j.\
\
1,0
,...L 1-- 1:-
"-2·106
1'\
1'-...
/
0.0,5
11,5.
~!'..
+-
0,5
-
~~
........ 3
L
11,2
L
:
х
2,0.
1-
расчет;
2-
плоскость входа:
нием водой;
4-
Фиг.
Фиг.
142
3-
~
= О-+- 250 с;
без охлаждения.
2
3
с охлажде­
обеспечивающей запуск. Сплошная кривая
и
ромбовидные точки соответствуют ре­
не/,
зультатам испытаний [5], lJунктирная кри 1
вая
соответствует
Fг /F1 =
q (1Р'I)'
результаты
известной
зависимости
испытаний моделей
=
с, односту­
0.8 t"'. . . ....... r-....
пенчатым конус-ом 61
130 (варианты .N! 2,
квадраТНblМИ - с конусом 61
180, треу-
3),
=
\~~
(~:;:::TaMN~ )~~:~ 5~ ~~~~о~Л:т~Ы~р,:~~~~ 0.7
булентном и переходном пограничном
охлаждение
(ReL>2,5·10 6)
чески не влияет
запуска.
При
конуса
жидким азотом
поверхности конуса перед входом возду-
много
горла.
увеличивать
Слабое
приходилось
относительную
. -
~ г- ~
1-;;: ~
:~
о
CI
М,
.itzO§CH Ре.;> "А'ЛОЖDенuн
Jtzn§CH С "А'лtzЖDеНUt!М
А
CPbl# pe.r DА'лtz~tlеНUR..
СРЫ# с IJХЛ(1)кiJенцем
не­
площадь
при
Фиг. 4
турбулентном
пограничном
слое можно
объяснить тем, что картина обтекания воздухозаборника перед запуском при
охлаждении практически не изменяется. Угол наклона косого скачка уплотнения
при отрыве и средний угол отрыва потока (см. фото 2, фиг. 3) сохраняются
примерно такими же, как без охлаждения.
При М
влияние
даже
F, -
-
.....
=
вариантов
18'I:J ''''i_
(1)
Л,
F
-r -1{-
,/
0,52
хозаборника (вариант .N!! 3, см. фиг. 1) за­
пуск воздухозаборника
осуществляется с
теми же величинами Fг /F1 , что и без ох­
лаждения (см. Fг /F1
0,67, М 1 ~ 3,7). Для
других
~
[6']
на величину площади горла'
охлаждении
'-.
t
0.5
практи-
t- ...
~.
слое
'106
[j]
i""-
l(руглыми точками отмечены
"" (5+10)
= 4,9
и
5,5
охлаждения
в ряде случаев наблюдался нестационарный
духозаборника, связанный с запуском трубы. В таких случаях
вании модели перед входом возникал интенсивный отрыв
запуск воз­
при дросселиро­
пограничного слоя на
конусе, который' не исчезал после открытия дросселя. Увеличение числа М
также не обеспечивало запуск воздухозаборника. Образование интенсивного
отрыва перед входом (незапуск) привод"ло к резкому ухудшению характеристик
воздухозаборника.
Исследования срыва течения на входе при уменьшении числа М показали
(фиг. 4), что ох.л,.аждение конуса с 61 - 130 и 18° при турбулентном пограничном
слое не приводит к заметному изменению числа М, при котором образуется
срыв течения. Экспериментальные точки располагаются около штрих-пунктирной
кривой, полученной в работе [6] для неохлаждаемых моделей. Срыв течения
происходит при М 1 = 2,2 -+- 2,3 и максимальных относительных площадях горла
Fг /F1 :k 0,67 -+- 0,74.
3. Существенное влияние на обтекание центрального тела и запуск возду­
хозаборников оказывает охлаждение при малых величинах числа ReL' когда на
входе
воздухозаборника
образуется
ламинарный
воздухозаборника с охлажденным конусом
М
01
=
пограничный слой. Так, для
Fг
13°,8 =0, F =0,67 на режиме
1
4,9 получено безотрывное обтекание (запуск) при числе ReL = 1,5· 106 (J w=O,25),
с теплоизолированным конусом (rw ~ J) при
большем числе ReL
2,4.106 образуется отрыв ламинарного пограничного слоя
=
тогда как у воздухозаборника
<
на входе (незапуск). Охлаждение позволяет получить
расчетную картину обте­
кания центральных тел и улучшить запуск воздухозаборников не только с ко­
нусом, но и с плавным контуром центрального тела (см. фото 3, 4, фиг. 3). При
числе М
8,7 и Re L = 2· 106 У воздухозаборника с Мр 8, 01 = 15°, 6 к = 23,8°,
=
=
=
РГ
О, 1 б.ез охлаждения образуется интенсивный отрыв ламинарного погранич­
ного слоя на входе (см. фото 3, фиг. 3). Охлаждение поверхности (Тw
0,3)
=
позволяет обеспечить безотрывное течение перед входом воздухозаборника (см.
фото 4, фиг. 3).
На фиг.
5
показано влияние охлаждения на число
Re OTP '
при котором обра­
зуется отрыв ламинарного пограничного слоя перед входом воздухозаборников
с расчетными числами М р
5 и .8. Здесь число Re рассчитывалось по параметрам
=
невозмущенного
фиг.
5
потока
и' диа,метру
входа
соответствует границе образования
d o• Заштрихованная
отрыва
лаждаемом центральном теле воздухозаборников
вует числам
Re OTp
пограничного
(1'w
OTpqtB
ламинарного
1
на
::::: 1). Пунктир 2 соответст­
при оцажденИи. Ниже пунктирной линии
центральном теле возникает
область
слоя на неох-
слоя.
при
Re
Небольшое
< Re
OTp на
охлаждение
143
Ле '10
1,2
-
11,8
-
Om'bId:
~~
нет интен:
си6'ныи
1-1
:--...
1
[7]
F:: г-
1',
......
~
-
r:s
~
tleHue ,
d
8
150 23,8j нст
150 2.1, 80 есть
~
;t
-
~
~
-
5
5
100 300
100 300
150 Д8~
750 23,80,
100 350
8
•
-
-
8
о
-
-
8
;
-
0;8
•
~
Dхл([ж-
8н
8,
•
о
....... k- 2
..........
ныlZ
;
?
е
Ц~~ !....... , @
Мр
мест
ссть
нет
нет
есть
нет
J
fJ,2
м
1 - Re OTp при
'iw ~:I;
:1 - Re OTp при
f w ~ 0,7 + 0,3; 3 - без обечайки, f w;:':I+O,3.
Фиг.
5
О) мР'
= 8' Не=а5'10
о
,
щ
1
IJ.
il,3
t
!
I
I
I
2
,'Р
I
V
09 с QХЛ([ЖРенuем; Тю-'" 0,25+9,7
е; Ре.! Qхл([жРенuя; fю- '" 1
lctd
1--3
,....... "- v
0,005
0,8
= 5,5)
,
~p
t-
;,7"
0,;
1,0
1-
расчет;
о
f
0,3
2 - Re
9,*
:"0.5
= 1,1·106; 3 Фиг.
М
9,7- ~
8,7
1"-,.....,
р
Cf'w ~ 0,7,
1--
М=8,7
0,2
11,10,7
f\
0,010
Re
0,7
0,5
= (1,1 +
0,8
f
0.;
1.7).10•.
6
не позволяет сущ~ственно уменьшить число ReoTp, однако
=
в случае более сильного охлаждения (Тw ~ 0,3, М
8,7; 9,7) число ReoTp умень­
шается до ~ 0,6· 106.
Сравнение результатов испытаний центральных тел с обечайкой и без обе­
чайки показало, что при числах Re
106 существенное влияние на картину
обтекания тела оказывает обечайка. Так, у воздухозаборника с М р
8, б 1
15°,
<
6 к = 23,8°, о
=О
в диапазоне М
=
7 -+ 9,7,
=
Re
=
=
106-+ 0,6·106, тw ~ 1 на входе
образуется интенсивный отрыв ламинарного пограничного слоя (см. фото 3,
фиг. 3). На изолированном центральном теле сохраняется безотрывное течение
при числе
Re ;:,:
O,3~
106
(см.
фото
5,
фиг.
3).
В
работе
(7]
центральных тел с Мр = 6 и 8 (Tw ~ 1) получены немного
Re oTp
> 0,5·106 по
сравнению с нашими
результатами
для
для
изолированных
большие значения
изолированного цент­
=
рального тела, что обусловлено увеличением угла поворота потока (б к - 6,
25°
вместо 8,8°). Возникновение отрыва пограничного слоя на центральном теле
воздухозаборника с обечайкой при больших числах Re по сравнению с изоли-
144
рованным телом
объясняется взаимодействием отраженного
косого скачка,
исходящего от входной кромки обечайки, с ламинарным пограничным слоем на
центральном теле. Применение обечайки с углом поднутрения 1)
чение площади горла позволяет уменьшить перепад давлений
>о
или увели­
в отраженном
уменьшение зоны
скачке или противодавление и обеспечить таким образом
отрыва и запуск воздухозаборника.
4. Исследовалось влияние охлаждения центрального тела
на
дроссельные
характеристики воздухозаборников при гиперзвуковых скоростях потока (фиг. 6).
При М = М р
5 и турбулентном пограничном слое на входе охлаждение цент-
=
рального тела (Tw ::::: 0,25.+ 0,7) ПОЗВОJlяет увеличить максимальные коэффициенты
расхода и восстановления полного давления на ~ 7%. Улучшение дроссельных
характеристик (фиг. 6, а) происходит, в основном, вследствие уменьшения тол­
щины пограничного слоя на входе. Течение на поверхности центральноГО тела
с охлаждением и без охлаждения является безотрывным. Экспериментальные
величины коэффициентов расхода и восстановлен'ия полного давления для Тw
согласуются
с
4 1
расчетными.
Наиболее существенное влияние оказывает охлаждение на дроссельные
характеристики воздухозаборников при числах М> 5, Re <1()6 при ламинарном
пограничном слое на входе (фиг. 6, б). В результате охлаждения устраняется
отрыв пограничного слоя на центральном теле (см. фото 4, фиг. З) и максималь­
ные коэффициенты" и
увеличиваются в два-три раза. Дроссельные характе­
ристики приобретают свой обычный вид.
1
На больших числах М
= 6+9,7,
при
Re:::::: (0,6+0,9)·106
ламинарном погра­
ничном слое на входе в процессе дросселирования воздухозаборников с охлаж­
дением
возникал
отрыв
пограничного
слоя
на
центральном
теле
перед
плос­
костью входа (см. фото 4 и 6, фиг. 3). Интенсивность отрыва увеличизалась по
мере дросселирования и уменьшалась при открытии дросселя. Аналогичное
явление отмечалось также в процессе дросселирования воздухозаборников без
охлаждения. Это явление связано с передачей противодавления от дросселя по
ламинарному
пограничному
слою
против
потока
на
значительное
расстояние
до 20 h 1) перед плоскостью входа воздухозаборника. В результате увеличения
зоны отрыва на центральном теле уменьшается коэффициент расхода, и дрос­
сельные характеристики имеют большие пологие участки, особенно для возду­
хозаборников без охлаждения (фиг. 6. б).
Таким образом. при охлаждении ламинарный пограничный слой на цент­
ральном теле становится более устойчив к отрыву и передаче противодавления
вверх по потоку, чем без охлаждения. Это приводит к уменьшению и устране­
нию зон отрыва перед входом, к снижению числа ReoTp и значительному улуч­
(::::::
шению
дроссельных характеристик
воздухозаборника. Так
как
турбулентный
слой без охлаждения более устойчив к отрыву и передаче противодавления,
чем ламинарный слой, то влияние охлаждения на аэродинамические характе­
ристики воздухозаборников проявляется здесь в меньшей степени, чем при лами­
нарном слое. Для исследованных воздухозаборников это влияние на запуск и срыв
течения
незначительно.
Влияние
на
коэффициенты Iшах
и
"шах
можно учесть,
вводя поправку на относительную толщину вытеснения пограничного слоя
В зависимости от
Tw в виде Imaxflo="max/"o=
вующие коэффициенты без учета слоя.
В результате измерений теплового
(М р
=
8)
установлено, что в случае
l-o*fhI1' где
10'
1)*fh1
"о-соответст­
ПОТ9ка в центральное тело модели ~
безотрывного
обтекания
величина
Q
=
Q
1
ioG
состаВ,lJяет около 8% при М = 7, Re = 1.35·106, Tw :::::: 0,5 и приблизительно 6%
при М :::::: 8,7. Re = 0,6 ·106, Tw :::::: 0,3. Здесь i o - полная энтальпия невозмущенного
потока;
расход воздуха через воздухозаборник. Наибольший тепловой поток
G-
возникает в области горла.
раз
превышает
поток
в
При
тело
до
В заключение отметим, что
сверхзвуковом
течении в горле он
в
десятки
входа.
влияние
охлаждения
или
изменения числа
Re
на характеристики воздухозаборников наиболее сильно проявляется TO~ЬKO при
наличии развитой зоны отрыва перед входом.
Авторы
выражают
благодарность
Ситникову В. П.
и
Даньковой
В.
И. за
большую помощь при проведении данной работы.
ЛИТЕРАТУРА
1.
вание
Г Р и н ь В. Т.,
3
тангенциального
а х а р о в
вдува
и
Н. Н.
Экспериментальное исследо­
охлаждения
рывом потока .• Изв. АН СССР, МЖГ·, М
10-Учеиые записки ЦАГИ Но 2
стенки
на
течение
с
от­
6, 1971.
145
2. R у d е r М. О. Turbulent boundary layer, skin friction heat transfer and pressure mе.аsщеtnепts ()п hypersonlc inle.t. Compression surfaces.
.
AFFDL-TR-68-!02, 1968l
3. В а с и л ь е в И. Ю., Г.р и н ь В. Т., 3 а х а р о в Н. Н. Управле­
ние пограничным
дЫ
слоем
в
гиперзвуковых
воздухозабuрниках. Тру­
III Всесоюзной научно-техническоЙ конференции по прикладной
аэродинамике, Киев, 1973.
.
4. Н е й л а н Д В. Я. Особенности отрыва пограничного слоя на
охлаждаемом центральном теле и его
вым потоком .• Изв. АН СССР, МЖГ·,
взаимодействие с гиперзвуко­
N!! 6, 1973.
5. Г У рыл е в В. Г., И в а нюш к и н А. К., П и о т р о в и ч Е. В.
Экспериментальное исследование влияния числа Re на запуск возду­
хозаборников при больших сверхзвуковых скоростях потока .• Уче­
ные записки ЦАГИ", т. IV, ..N2 1, 1973.
6. Г У рыл е в В. Г., П и о т р О В И Ч Е. В. Срыв течения на входе
воздухозаборников . • Ученые записки ЦАГИ·, т. У,
N2 3, 1974.
7. Т а г а н о в Г. И., Ш у с т о в В. И., А м а р ан т о в а И. И. Экс­
<:верхзвуковых
периментальное
исследование
изэнтропических
гиперзвуковых
ний сжатия около тел вращения. Труды ЦАГИ, вып.
тече­
1437, 1973.
Ру"оnись поступила 2б/IV
1974
г.
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа