ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Эмпирический метод расчета турбулентного пограничного слоя на плоской гладкой и шероховатой поверхностям из "Механика жидкости и газа Издание3 " Предположим сначала, что ламинарный участок пограничного слоя пренебрежимо мал и турбулентный слой устанавливается прямо с передней кромки пластины. Тогда Ь = О при х = О или, что все равно, Re = О при Re,. = 0 это означает, что С 0. [c.757] Таким образом, приходим к выводу, что толщина потери импульса в турбулентном пограничном слое на пластине растет пропорционально абсциссе в степени шесть седьмых-, этот закон 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.757] Все эти соотношения хорошо соответствуют опытным данным, полу-ценным в аэродинамических трубах и бассейнах. [c.757] Эмпирические формулы (160) и (161) хорошо совпадают с опытом при больших значениях чисел Рейнольдса и могут с успехом применяться для расчета сопротивления пластин при тех режимах обтекания их, когда ламинарный участок достаточно мал. [c.758] На рис. 261 приводится сводный график, на котором нанесены экспериментальные точки, относящиеся к самым различным условиям опытов в воздухе и в воде на пластинах как полностью гладких, так и со специально помещенными вблизи носовой точки шероховатостями, служащими для преждевременного создания турбулентного пограничного слоя опыты проведены в широких пределах рейнольдсовых чисел ). [c.758] Пригодна лишь при сравнительно малых Ке, примерно до Ке = 5-10 . При больших Ке эта прямая отходит от экспериментальных точек, как ЭТО хорошо видно на нижней части рнс. 261. Эмпирическое обоснование формулы (163) связано с использованием для профиля скоростей закона одной седьмой, о котором была речь в 118. [c.760] Рейнольдса эта разница становится еще разительнее. Отсюда можно, заключить об общем факте выгодности затягивания ламинарного слоя на обтекаемом теле одним из тех путей перемещения точки перехода, о котором говорилось в начале настоящей главы. [c.760] Чтобы рассчитать сопротивление пластины, имеющей в носовой части участок ламинарного пограничного слоя, необходимо разыскать входящую в равенство (157) постоянную С, в этом случае уже не равную нулю. [c.760] Интегрируя обе части уравнения импульсов (153) по а от переднего края пластины до точки перехода, заключим, что принятое условие сращивания представляет естественное с физической стороны требование непрерывности роста полного сопротивления (х) участка пластины от д — О до данного х при переходе абсциссы конца участка за абсциссу точки перехода. [c.760] Не останавливаясь на деталях, укажем, что учет влияния величины Ке на полное сопротивление пластины приводит к переходным кривым, показанным на рис. 261 штриховыми линиями. Для различных аэродинамических труб или других искусственных потоков положение и форма этих переходных кривых зависят от изменения значений параметра Ке е. Величина Ке. зависит от турбулентности набегающего потока, шероховатости повер.чности вблизи передней кромки и других причин. [c.760] Только что описанный степенной метод, справедливый в широком диапазоне наиболее употребительных рейнольдсовых чисел, не уступает по точности логарифмическим методам Прандтля — Кармана ), пригодным при любых больших значениях чисел Рейнольдса. Наряду с этими но существу эмпирическими методами можно применять и полуэмпирические. Один из таких методов, основанньи на использовании формулы Кармана (43), подробно излагается в следующей главе ( 137) как введение в нолуэмнирический метод расчета пограничного слоя в газово.ч потоке (см. стр. 881—884). [c.761] Все изложенное относится, конечно, только к случаю так называемой общей шероховатости, одинаковой и распределенной равномерно по всей поверхности пластины. Вопрос усложняется, если шероховатость имеет характер изолированных неровностей, хотя бы и закономерно расположенных по поверхности (сварные швы, заклепки и т. п.). [c.763] Исследование влпяиия такого типа местных шероховатостей, существенное для авиации, кораблестроения и других областей требует специального рассмотрения ). [c.763] Укажем, что в практических расчетах часто предпочитают во всех случаях пользоваться формулами сопротивления для полностью турбулентного пограничного слоя, но изменять положение точки начала отсчета абсцисс, вводя некоторую эффективную длину пластины, учитывающую предысторию потока в среднем. [c.764] Вернуться к основной статье