ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Турбулентный пограничный слой на продольно обтекаемой пластине. Сопротивление пластины из "Механика жидкости и газа " В начале настоящей главы было показано, что в развивающемся вдоль поверхности крыла пограничном слое наблюдается как ламинарная, так и турбулентная части. Расположенная между ними переходная область, внутри которой законы движения жидкости еще мало изучены, при больших рейнольдсовых числах невелика и в первом приближении может быть заменена точкой перехода . Это позволяет порознь рассчитывать сначала ламинарный участок пограничного слоя, для чего применяются методы, изложенные в конце гл. VIII, затем турбулентный слой — по законам установившейся турбулентности и, наконец, сращивать оба решении вдоль сечения, проведенного через точку перехода. [c.621] Предположим сначала, что ламинарный участок пренебрежимо мал и турбулентный слой устанавливается прямо с передней кромки пластины. Тогда при х = 0 о =0 или, что все равно, при Кд. = 0, К ==0 это означает, что С=0. [c.624] Толщина потери импульса в турбулентном пограничном слое на пластине растет пропорционально абсциссе в степени шесть седьмых этот лакон мало отличается от линейного. Вспомним, что в случае ламинарного слоя на пластине толщина потери импульса возрастала пропорционально корню квадратному из абсциссы, т. е. гораздо медленнее, чем в турбулентном слое. [c.625] Соотношение (53) дает хорошее совпадение с формулой Фолкнера, полученной в результате обработки опытов на воде, и подтверждается опытами, проведенными в аэродинамических трубах. [c.625] С убыванием рейнольдсова числа величина Н несколько возрастает некоторые авторы принимают Я =1,4. [c.625] Теоретические (правильнее сказать полуэмпирические) формулы (56) и (57) хорошо совпадают с результатами различных опытов при больших значениях чисел Рейнольдса и могут с успехом применяться для расчета сопротивления пластин при тех режимах обтекания их, когда ламинарный участок мал. [c.627] Из графика, приведенного на рис. 198, вытекает важное Следствие коэффициент сопротивления пластины с полностью ламинарным слоем значительно меньше, чем коэффициент сопротивления пластины с полностью турбулентным слоем. Так, например, если бы каким-нибудь образом удалось получить обтекание пластины с полностью ламинарным слоем при К = 500 ООО, то коэффициент сопротивления ее был бы равен С -лам = 0,0018 при полностью турбулентном слое и том же К имеем О турб = 0,005, т. е. примерно в два с половиной раза больше. При больших числах Рейнольдса эта разница становится еще разительнее. Отсюда следует важность борьбы за затягивание ламинарного слоя на поверхности обтекаемого тела путем придания повышенной гладкости в лобовой части тела и др. [c.628] Желая рассчитать сопротивление пластины, имеющей в носовой части значительный участок ламинарного пограничного слоя, будем суммировать сопротивления трения ламинарного и турбулентного участков, причем сопротивление ламинарного участка найдем иО формулам предыдущей главы, а турбулентного — по формулам (51) и (52). Вопрос осложняется необходимостью разыскания н этом случае постоянной С, входящей в уравнение (52). [c.628] Полуэмпирическаи теория турбулентного пограничного слоя на пластине в сжимаемом газе была дана для случая отсутствия теплоотдачи А. А. Дородницыным, а позднее, с учетом теплоотдачи, Л. Е. Калихманом. Обе работы используют преобразование Дородницына, известное уже нам по предыдущей главе. [c.629] Вернуться к основной статье