ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Обратное влияние пограничного слоя на внешний поток из "Механика жидкости и газа " Результаты обследования существующих методов расчета турбулентных пограничных слоев, выполненного специальной комиссией, показали, что 1) необходимы новые экспериментальные результаты, чтобы судить о чувствительности методов расчета турбулентного пограничного слоя к влиянию начальных условий 2) начальная турбулентность потока представляет важное условие развития турбулентного пограничного слоя и следует в дальнейшем отдать предпочтение тем методам, которые учитывают эти обстоятельства 3) результаты новых обширных экспериментальных исследований были бы очень важными для проверки применимости существующих методов к предсказаниям отрыва турбулентного пограничного слоя 4) до сих пор не существует достаточно простого, пригодного для инженерных расчетов турбулентных пограничных слоев метода, однако результаты выполненных по заданию оргкомитета конференции массовых расчетов, приведенные в первом томе протоколов конференции, могут быть использованы как материал для интерполяции. [c.615] К этим выводам добавим, что все использованные в работах конференции методы были существенно эмпирическими и не содержали новых теоретических идей. [c.615] Рекомендуем для ознакомления с существующим положением в этой важной области теории пограничного слоя имеющиеся обзоры ). [c.615] Полное сопротивление крыла конечного размаха или, следуя принятому наименованию, лобовое сопротивление можно представить как сумму индуктивного и профильного сопротивлений. Напомним, что индуктивное сопротивление является составляющей подъемной силы на направление набегающего на крыло потока. Перейдем к рассмотрению по природе отличного от индуктивного профильного сопротивления, которое возникает из-за наличия трения в жидкости. [c.615] Все силы, приложенные к элементам поверхности крыла со стороны набегающего на него потока, можно разбить на касательные и нормальные. [c.615] Первые из этих сил называют, несколько обобщая это понятие, трением. Такой термин полностью соответствует лишь случаю гладкой (в аэродинамическом смысле этого слова) стенки крыла, когда касательные силы определяются действительно трением в жидкости — вязкостью. Сохраним тот же термин и для случая шероховатой стенки, понимая в этом случае под напряжением трения отнесенную к единице площади крыла сумму сил сопротивлений отдельных бугорков шероховатости. Проекцию главного вектора приложенных к крылу касательных сил на направление потока на бесконечности будем называть сопротивлением трения. [c.615] Нормальные силы давления потока на поверхность крыла образуют в своей совокупности главный вектор сил давлений, проекция которого на направление потока на бесконечности называется сопротивлением давлений. [c.615] Профильное сопротивление крыла представляется суммой сопротивления трения и сопротивления давлений. [c.615] Пограничный слой не только управляется внешним потоком, но и оказывает на него обратное влияние. Строго говоря, даже нельзя задавать наперед распределение давлений или скоростей во внешнем потоке, так как это распределение в свою очередь зависит от развития пограничного слоя, а следовательно, является функцией рейнольдсова числа, шероховатости поверхности и других факторов однако практически, если тело обтекается без срывов и рейнольдсовы числа достаточно велики, то пренебрежение обратным влиянием пограничного слоя на распределение давлений и скоростей во внешнем потоке оказывается допустимым. Обратное влияние пограничного слоя на внешнее обтекание проявляется особенно сильно на участках пограничного слоя, где слой наиболее толст, например вблизи точки отрыва. [c.616] На рис. 244 показаны для сравнения кривые зависимости коэффициентов профильного сопротивления и сопротивления трения серии симметричных профилей Жуковского от относительной их толшцны. На диаграмме сила сопротивления отнесена к миделевой плош ади крыла, а не к площади в плане этим объясняется, почему при уменьшении относительной толщины коэффициенты профильного сопротивления и сопротивления трения возрастают. Показанная вертикальными штрихами разность между коэффициентами профильного сопротивления и сопротивления трения определяет коэффициент сопротивления давлений. Рассмотрение диаграммы, составленной при фиксированном числе Рейнольдса (П с/у = 4-10 ), приводит к отчетливому выводу о росте роли сопротивления давления с увеличением относительной толщины профиля и, наоборот, о повышении значения сопротивления трения при переходе к тонким профилям ). [c.616] Как показывают опыты, сопротивление давлений хорошо обтекаемого крылового профиля при наличии на его поверхности полностью ламинарного или полностью турбулентного пограничного слоя убывает с ростом рейнольдсова числа, что и естественно, так как при возрастании рейнольдсова числа толщина пограничного слоя уменьшается и внешний поток приближается к безвихревому обтеканию профиля идеальной жидкостью. [c.616] смещение действительной линии тока относительно линии тока безвихревого обтекания тела идеальной жидкостью на внешней границе пограничного слоя равно толщине вытеснения б. [c.617] Докажем, что действительное распределение давления по поверхности крылового профиля при плоском его обтекании вязкой жидкостью совпадает с распределением давления при безвихревом обтекании идеальной жидкостью полутела (рис. 246), образованного наращиванием на профиль крыла и по обе стороны от нулевой линии тока в его следе толщины вытеснения, рассчитанной по действительному распределению давления, контур этого полутела назовем эффективным . [c.618] По известному свойству пограничного слоя в построенном таким образом потенциальном потоке давления, а следовательно, и продольные скорости должны совпадать с давлениями и скоростями в потоке на внешней границе пограничного слоя. Вместо характерного для движения в пограничном слое убывания скорости от некоторого значения на внешней границе слоя до нулевого значения на поверхности крыла, в эквивалентном по давлениям по-тенциальном потоке повсюду на данной нормали будет одинаковая скорость, равная скорости на внешней границе слоя. Отсюда следует, что рассматриваемый потенциальный поток, обладаювдий тем же объемным расходом через сечение рассматриваемой струйки, что и действительный поток в пограничном слое, не сможет заполнить всю область пограничного слоя (включая в понятие пограничного слоя и аэродинамический след). [c.618] Для определения новой области течения рассмотрим (рис. 245, б) некоторую точку М сечения пограничного слоя. Отметим сплошной линией действительную линию тока, проходяш ую через точку М, а пунктиром, идуш им в некоторую точку М на той же нормали,— линию тока потенциального потока, совпадаюгцую с только что указанной действительной в удалении от тела вверх по потоку. [c.618] Подчеркнем отличие фигурируюш его в настоящем рассуждении воображаемого потенциального потока, совпадающего с действительным повсюду вне пограничного слоя, от ранее рассмотренного потенциального потока, имеющего с действительным общую нулевую линию тока. [c.618] Как видно из рис. 245, действительные линии тока располагаются в одном случае выше идеальных, в другом, наоборот, ниже. [c.618] На рис. 246 показаны сплошной линией основной профиль и нулевая линия тока в следе за ним, а пунктиром — эффективный контур, обтекание которого потенциальным потоком эквивалентно по распределению давления обтеканию профиля реальной жидкостью. Воображаемый безвихревой поток, входящий в пограничный слой через внешнюю его границу (на рисунке не показанную) с теми я е скоростями, что и действительный поток, но в дальнейшем не подвергающийся действию торможения трением, имеет внутри пограничного слоя большие скорости, чем действительный поток. При этом воображаемый поток не может заполнить всю область пограничного слоя, часть плоскости между нулевой линией тока в действительном движении и границей полутела в воображаемом течении остается не заполненной жидкостью, а линия у = б является граничной линией тока. [c.619] Вернуться к основной статье