ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Турбулентный пограничный слой на крыловом профиле при значительных продольных перепадах давления из "Механика жидкости и газа " О профиле напряжения трения и скоростей. Труды ЦАГИ, вып. 282, 1936 ч. II — О законе сопротивления. Труды ЦАГИ, вып. 316, 1936. [c.634] Мельников, Турбулентное треиие иа крыле и его расчет с учетом влияния градиента давления. Труды Лениигр. ин-та инженеров гражд. возд. флота, вып. 19, 1939, а также Турбулентный пограничный слой крыла и его расчет. Труды ЛЕВА, вып. 5, 1944. [c.634] К а л и X м а и. Новый метод расчета турбулентного пограничного слоя и определения точки срыва. Докл. АН СССР, т. XXXVIII, 5—6, 1943. [c.634] Основное допущение о подобии между закономерностями ламинарного и пограничного слоев заключается при этом в утверждении, что функции (/) и Я (Л имеют одинаковый вид как для ламинарного, так и для турбулентного слоя. Это утверждение было экспериментально проверено для функции Н f) и хорошо подтвердилось во всей области значений /, исключая непосредственную близость к точке отрыва. Вблизи отрыва, повидимому, нельзя пользоваться идеей однопараметрпчности веерообразный рассев точек показывает наличие влияний, не учитываемых параметром /. [c.635] Предлагаемая гипотеза подобия представляется нам естественной как первый шаг, следующш за более грубым предположением о постоянстве величин Я и С (Я= 1, С = 1), сделанным в предыдущем параграфе. [c.635] Согласно принят ому допущению о подобии, можно как для ламинарного так и для турбулентн о слмв пользоваться табл. 23 зависимости нормированных величин Си Я от /, рассчитанной по приведенной в предыдущей главе табл. 20. [c.635] Величину /д можно рассматривать как некоторый неопределенный параметр, быть может, и не имеющий одной и той же величины при всех процессах отрыва турбулентного пограничного слоя с крыловых профилей разнообразной формы. Существенно отметить, что принятие различных значений этого параметра должно совершенно нииожно сказываться иа поведении решения в области малых /, так как при / = О, Я = 1, Г= 1 (приближенный метод предыдущего параграфа) величина / . исключается из уравнения (78). Выбор величины параметра скажется особенно сильно на поведении решения вблизи отрыва и может оказаться зависящим от типа отрыва этот вопрос еще нуждается в дальнейшем исследовании. [c.636] Вопрос об определении положения точки Отрыва турбулентного пограничного слоя нуждается еще в дополнительных теоретических и экспериментальных исследованиях. Можно все же думать, что предложенное приближенное решение правильно оценивает характер явления. Сформулированный только что вывод относительно взаимного расположения точек отрыва ламинарного и турбулентного пограничных слоев хорошо подтверждается опытами. Достаточно вспомнить явление кризиса обтекания , объяснение которого было дано в 92. Точка отрыва ламинарного слоя при больших докритических значениях рейнольдсова числа не меняет своего расположения, что приводит практически к установившейся картине. плохого обтекания шара и сохранению коэффициента сопротивления на уровне сравнительно большого его значения. Как только точка перехода в своем движении вверх по течению достигнет точки отрыва, отрыв теряет свой ламинарный характер и сразу же начинает перемещаться вниз по потоку, улучшая тем самым обтекание тела и уменьшая его сопротивление. В конце кризиса точка отрыва установившегося турбулентного пограничного слоя располагается значительно ниже по потоку, чем точка отрыва ламинарного слоя, и в дальнейшем уже, если и перемещается, то крайне незначительно (за счет косвенных причин, связанных с изменением давлений при утолщении слоя и др.). [c.637] Еслн встать па точку зрения указанных выше аналогий между ламинарным и турбулентным слоями, то легко заключить об отрицательном влиянии числа М (сжимаемости газа) потока на обтекаемость крылового профиля. Подобно тому, как это имело место в случае ламинарного слоя (вспомнить сказанное в конце 91), увеличение числа М, приводящее к обострению пиков разрежений (увеличению отрицательных значений i/ ), должно, согласно (79). вызвать отрыв, расположенный ближе к лобовой точке разветвления потока, чем при М = 0. Это объясняет, почему, наряду с явлением затягивания. кризиса обтекания на ббльшие R, с ростом М возрастают также и докрити-ческие величины коэффициента сопротивления шара (рис. 185). Аналогичное объяснение можно дать наблюдаемому на многих крыловых профилях явлению убывания максимального коэффициента подъемной силы с ростом влияния сжимаемости (числа М). [c.637] Вернуться к основной статье