ОБ ОДНОМ ЧАСТНОМ РЕШЕНИИ ПРОСТРАНСТВЕННОЙ ЗАДАЧИ ГИПЕРЗВУКОВОГО ОБТЕКАНИЯ ТОНКОГО КРЫЛА ПЕРЕМЕННОЙ ФОРМЫ

Jazyk: ruština
Rok vydání: 2017
Předmět:
DOI: 10.23670/irj.2017.55.017
Popis: Работа посвящена дальнейшему исследованию задачи обтекания тонкого крыла переменной формы гиперзвуковым потоком газа. Головная ударная волна считается присоединенной к передней кромке крыла, по крайней мере, в одной точке. Решение строится с помощью метода тонкого ударного слоя. При определении поправок первого приближения два уравнения полученной системы могут быть проинтегрированы независимо от остальных. Введение новой функция и применение преобразования Эйлера-Ампера позволяет построить решение, зависящее от двух произвольных функций и неизвестной формы фронта головной ударной волны. Для определения этих функций получена интегро-дифференциальная система уравнений. В настоящей работе приведен один из вариантов полуобратного метода построения решения, при котором задается вид одной из произвольных функций. Форма обтекаемого тела находится в процессе построения решения задачи. Построено частное решение интегро-дифференциальной системы уравнений. Получены формулы для определения формы фронта ударной волны, поверхности обтекаемого тела, расстояния между ударной волной и поверхностью тела, параметров течения на поверхности крыла.
The work is dedicated to the further study of the hypersonic gas flow past a thin wing problem. The wing shape depends on the time. The resulting head shock wave is attached to the front edge of the wing, at least at one point. The solution is constructed using the thin shock layer method.. In determining the first order corrections two equations resulting system can be integrated independently of the others. Introduction of a new function and application of the Euler-Ampere transformation allows us to build a solution that depends on two arbitrary functions and unknown forms the front of the head shock wave. To determine these functions obtained integro-differential system of equations. In this paper we present one of variants of the semi-inverse method of constructing a solution in which a type of one of arbitrary functions is given. The shape of the streamlined body is defined in the process of constructing the solution of the problem. A particular solution of integro-differential equations of the system is built, The formulas for determining the shape of the shock front, the body surface, the distance between the shock wave and the body surface, the flow parameters on the wing surface were obtained.
Databáze: OpenAIRE