8 / 11
А.Ю. Луценко, Д.К. Назарова
8
пользованием схемы Курганова — Тадмора в решателе rhoCentralFoam;
наблюдается различие в картинах обтекания в области отрывного тече-
ния за донным срезом, на течение вблизи лобовой поверхности смена
решателя не влияет.
Рис. 7.
Картины обтекания при M
= 4,04:
а
— результаты численного моделирования (вверху — схема Русанова, внизу —
схема HLLC);
б
— теплеровская фотография эксперимента;
в
— результаты чис-
ленного моделирования, схема Курганова — Тадмора
При обтекании тела под углом атаки 16° отрыв потока с навет-
ренной стороны смещается к кормовому срезу, что хорошо видно на
визуализации результатов численного моделирования (рис. 8,
а
).
Скачок уплотнения искривляется. Картины обтекания, полученные
при численном моделировании и эксперименте, хорошо согласуются
друг с другом.
На риc. 9 представлены графики зависимостей аэродинамических
коэффициентов продольной силы
С
х
и нормальной силы
С
y
от числа
Маха набегающего потока. Экспериментальные данные соединены
линиями, результаты численных экспериментов отмечены значками.
Как видно на графиках, при сверхзвуковых скоростях набегающего
потока результаты расчета практически совпадают с результатами
эксперимента.
Коэффициент
х
С
возрастает с увеличением числа Маха, а при
M 2
остается практически постоянным. Зависимости
(M )
х
С
для