Точка отрыва ламинарного слоя

Положение точки отрыва турбулентного пограничного слоя определяется опытными значениями формпараметра = —2н—6, причем значения f,, при которых в конкретных случаях происходит отрыв, зависят от степени диффузорности течения. Однако во всех случаях отрыв турбулентного слоя происходит в точках, расположенных ниже по течению, чем точки отрыва ламинарного слоя, которому соответствует = —0,0681. [c.415]

В расчете пограничного слоя за начальные профили принимались профили при обтекании пластины длиной L = 30,5 см. Расчет заканчивался точкой отрыва ламинарного слоя и проводился дважды, один раз с Д j " " =0,1 и Д и =0,01 и затем сДл = =0,0025 и, Ди+=0,05. На рис. 4 даны значения безразмерного касательного напряжения [c.344]

Доказано, что положение точки отрыва ламинарного слоя практически не зависит от числа Рейнольдса. [c.73]

Если на поверхности крыла за точкой минимума давления существует точка отрыва ламинарного слоя, то эта точка является самой нижней (по потоку) возможной точкой перехода, так как сорвавшийся слой почти мгновенно переходит в турбулентное состояние. С возрастанием рейнольдсова числа точка перехода перемещается вверх по потоку и оказывается расположенной выше по потоку, чем точка отрыва. При этом ламинарный отрыв перестает осуществляться и заменяется турбулентным, который либо образуется, но значительно ниже по потоку, чем ламинарный, либо совсем отсутствует. Точка перехода перемещается по направлению к точке минимума давления и затем переходит в конфузорную область слоя. Схематически это показано на рис. 201 для верхней поверхности крылового профиля с затянутым конфузорным участком слоя (точка минимума давления примерно на 45% хорды) там же для сравнения приведена кривая перемещения точки потери устойчивости. [c.532]

В дальнейшем будет доказано, что точка отрыва турбулентного пограничного слоя при том же распределении скоростей во внешнем потоке всегда расположена ниже по потоку, чем точка отрыва ламинарного слоя. [c.541]

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]

Здесь представлены три основных аналитических метода определения точки отрыва. ламинарного слоя. [c.231]

Поскольку масштаб по оси х от числа Ке не зависит, приходим к выводу, что координата точки отрыва ламинарного слоя также не зависит от числа Рейнольдса. [c.235]

Многочисленные опыты в соответствии с выводами полуэмпирической теории указывают на еще одно существенное различие в свойствах ламинарного и турбулентного пограничных слоев. Точка отрыва ламинарного слоя при больших числах Не занимает фиксированное положение на обтекаемой поверхности. Точка отрыва турбулентного слоя при одинаковом распределении параметров внешнего потока располагается дальше точки отрыва ламинарного слоя. Другими словами, турбулентный слой отрывается позднее ламинарного. Это становится понятным из рассмотрения профилей скорости при одном и другом режимах слоя кинетическая энергия частиц, движущихся вблизи стенки, при турбулентном режиме значительно больше, чем при ламинарном. [c.261]

Здесь, как и в области IV, на линии отрыва слой ламинарный. Как известно, положение точки отрыва ламинарного слоя не зависит от числа Рейнольдса. Следовательно, при некотором значении Re 10 -г-2 10 линия отрыва занимает фиксированное положение на поверхности шара (цилиндра) и дальнейшее возрастание Re не приводит к изменению положения линии S. [c.289]

Рассмотрим способы расчетного определения положения точки отрыва ламинарного пограничного слоя. [c.353]

Одним из методов управления отрывными течениями является отсос газа из застойной зоны. Такой отсос может осуществляться, например, через щель, расположенную вдоль линии шарниров элерона или закрылка. Отсос является эффективным средством уменьшения площади, занятой отрывным течением, и способствует направленному изменению аэродинамических характеристик обтекаемого тела. Исследования показали, что ламинарный пограничный слой более чувствителен к отсосу, чем переходный или чисто турбулентный, т. е. при одинаковых расходах отсасываемого газа точка отрыва ламинарного пограничного слоя перемещается на большее расстояние. [c.418]

Следует напомнить [38], что в однофазном потоке переход к автомодельному режиму обтекания объясняется независимостью положения точки отрыва ламинарного пограничного слоя от числа Рейнольдса. Кризис сопротивления развивается вследствие турбу-лизации слоя в точке отрыва и смещения последней по потоку при этом резко улучшается обтекаемость шара (цилиндра). Сопоставляя значения соответствующих чисел Рейнольдса (табл. 1.1), можно заключить, что появление мелких и крупных капель влаги существенно влияет на механизм обтекания плохообтекаемых тел. При обтекании потоком с мелкими каплями распределение давления по обводу сферы практически не меняется до точки минимума давления М (рис. 1.6). Однако на диффузорном участке MS обнаруживаются заметные отличия градиенты давления возрастают и точка отрыва 5 смещается против потока. Обтекаемость сферы [c.17]

Краткое содержание. Численным методом с помощью электронной счетной машины Манчестерского университета получено распределение скоростей в несжимаемом ламинарном пограничном слое на вращающейся сфере при различных условиях вращения. Вычислена сила поверхностного трения и найдено влияние вращения на положение точки отрыва пограничного слоя. [c.114]

В общем случае при обтекании решетки имеют место два диффузорных участка на входе вблизи критической точки перехода ламинарного слоя в турбулентный и на выходной кромке, где поток отрывается из-за конечной толщины выходной кромки. [c.54]

Особенно велико влияние числа Re на потери напора и угол выхода потока при отрывном обтекании спинки и для профиля с относительно толстой выходной кромкой, когда отрыв потока на спинке или на кромке происходит до точки перехода ламинарного слоя в турбулентный. В этом случае при увеличении Re происходит турбулизация слоя в зоне отрыва и отрыв смещается по потоку потери резко уменьшаются. [c.55]

Таблица 10—5 Порядок величины F в точке отрыва ламинарного пограничного слоя

Существующие так называемые несущие профили, имеющие обычно значительную кривизну, не обладают этим свойством. С поверхности такого рода крыловых профилей при больших углах атаки срывается турбулентный слой. На таких профилях возрастание рейнольдсова числа не приводит к увеличению критического угла атаки а р, а даже, наоборот, может привести к уменьшению их. Это объясняется уменьшением ламинарного участка на верхней поверхности крыла за счет смещения вверх по потоку точки перехода и, как следствие, утолщения турбулентного слоя, что приводит к смещению точки отрыва турбулентного слоя в направлении носка крыла, т. е. к ухудшению обтекания ). [c.543]

Если известно распределение давления, то положение точки отрыва ламинарного пограничного слоя можно вычислить при помощи уравнений (15) и (16) (см. 3). Первое такое вычисление было выполнено Блазиусом". Однако предложенный им способ расчета, основанный на разложении в ряды, дает лишь ограниченные возможности. В приближенном способе расчета Кармана и Польгаузена используется вместо дифференциального уравнения теорема о количестве движения, выведенная из этого уравнения кроме того, профиль скоростей в пограничном слое аппроксимируется некоторым конечным многочленом. Это дает возможность выполнить расчет для каждого заданного распределения давления. Более точный способ расчета, основанный на использовании дифференциального уравнения, но зато очень кропотливый, предложен Гертлером . [c.193]

В тех случаях, когда распределение давления находится из опыта, теоретическое определение точки отрыва пограничного слоя, особенно когда он ламинарный, дает хорошее совпадение с результатами наблюдений. [c.194]

Поле давления при медленном движении удовлетворяет уравнению потенциала, и отрыва потока не происходит. В этом случае теплопередача осуществляется только посредством теплопроводности. При возрастании числа Рейнольдса поток отрывается от тела и картина течения соответствует штриховым линиям. На фиг. 13 поток присоединен к телу на участке от передней критической точки по крайней мере до точки А при всех числах Рейнольдса. Точка А обозначает точку отрыва ламинарного потока. Для идеальной жидкости теория предсказывает распределение касательной составляющей скорости за пределами пограничного слоя по следующим законам [c.24]

Можно систематизировать некоторые классические примеры расчетов пограничного слоя приближенными методами [51. К первой группе примеров относится ламинарное обтекание эллиптических цилиндров, большие оси которых направлены параллельно набегающему потоку. Результаты расчетов положения точки отрыва ламинарного потока следующие [c.70]

Передняя критическая точка расположена при х = О и у = О, где разветвляется набегающий поток, х = Хд — наиболее удаленная по течению исследуемая точка, аж = Xs ж у = 0в общем случае будут соответствовать точке отрыва ламинарного пограничного слоя. С использованием функции тока г граничные условия при- [c.96]

Это уравнение получено из интегрального соотношения Кармана в предположении, что распределение скорости в пограничном слое в каждой точке вдоль тела в области ускоряющегося потока аналогично распределению Блазиуса на плоской пластине. Точка отрыва ламинарного потока газа вычисляется с помощью преобразования Стюартсона [c.233]

Торможение изоэнтропивное 20, 21 Точка отрыва ламинарного слоя 73 [c.895]

По Эйфель не установил физическую причину такого внезапного измепения. П именно Прандтль дал ириведенное выше объяснение [22]. Он также добавил интересный эксперимент топкое кольцо из проволоки поместил вокруг сферы па небольшом расстоянии перед точкой отрыва ламинарного слоя. Проволока возмуш ала поток в пограничном слое, так что переход к турбулентности и, следовательно, внезапный перепад сопротивлепия происходили при меньшем значении числа Рейнольдса. Поэтому, парадоксально, по несмотря на то, что проволочное кольцо было дополнительным препятствием, обш,ее сопротивление уменьшалось благодаря наличию проволоки, потому что она предотвращала ламинарный отрыв. [c.93]

Влияние рейнольдсова чис/ а на положение точки перехода на поверхности гладкого крыла выражается в смещении точки перехода при возрастании рейнольдсова числа в направлении к передней кромке. Для разных крыловых проф илей это смещение происходит различно, причем оно зависит также от условий С1пыта, т. е. турбулентности набегающего потока и др. Можно, однако, уделать некоторые общие замечания по этому поводу. Если на поверхности крыла за точкой минимума давления существует точка отрыва ламинарного слоя, то эта точка является самой нижней (по потоку) возможной точкой перехода, так как сорвавшийся слой почти мгновенно переходит в турбулентное состояние. С возрастанием рейнольдсова числа точка перехода перемещается вверх по потоку и оказывается расположенной выше по потоку, чем точка отрыва. При этом ламинарный отрыв перестает осуществляться и заменяется турбулентным, который либо осуществляется, но значительно ниже по потоку, чем ламинарный, либо совсем отсутствует. Точка перехода перемещается по направлению к точке минимума, давления и затем переходит в конфузорную область слоя. Схематически это показано на рис. 218 для верхней поверхности крылового профиля с затянутым кон-фузорным участком слоя (точка минимума давления примерно на 45% хорды) там же для сравнения приведена кривая перемещения точки потери устойчивости. Как вид1ю из графика, ламинарный участок пограничного слоя на этом профиле простирается почти на всю переднюю [c.674]

Сделанное ранее допущение заставляет считать отрывное значение /й при больших докритических счоростях не зависящим от Мо . Вспоминая, что возрастание числа Моо в докритической области вызывает резкое увеличение разрежения, а следовательно, и уклона и х) за точкой минимума давления, заключим, согласно (135), что это повлечет за собой убывание Хз, т. е. перемещение точки отрыва вверх по потоку. Отсюда следует, что сжимаемость жидкости при докритических скоростях предваряет отрыв ламинарного лограничного слоя, т. е. ухудшает обтекание тела. Расчеты подтверждают это соображение. Так, например, точка отрыва ламинарного слоя с верхней поверхности крылового профиля ЫАСА-4412 при Су = 0,146 и М , = О лежит примерно на 11% хорды от передней кромки, а прн Моо = 0,4 перемещается в точку, лежащую на 5% хорды от носика. [c.852]

СЛОЯ, находящегося в состоянии т> рбулентного движения. С этого момента пограничный слой по длине состоит из двух частей ламинарной на передней части тела и турбулентной на задней. При этом точка перехода ламинарного слоя в турбулентный находится ближе к задней, чем находилась точка отрыва ламинарного слоя. Однако пограничный слой, продолжающий двигаться в области с по Вышающимся давлением, вследствие описанного выше торможения также отрывается от поверхности, но теперь уже отрывается его т рбулентная часть, причем точка отрыва турбулентного слоя лежит ближе к задней [c.382]

Так как фо(Мо) не стремится к нулю (при цо- -0), то для ламинарного пограничного слоя величина фо(Мо) должна тождественно равняться нулю. Умножая обе части равенства (139) на poKoz/(Ao и переходя к пределу при R->°o, получим, что в точке отрыва ламинарного пограничного слоя справедливо соотношение [c.333]

Рассмотрим также теплообмен на профиле турбинной лопатки при наличии зон ламинарного, переходного и турбулентного течения. Расчет выполняется при использовании уравнений (1.127) с дополнительными условиями по переходу (1.128). Расчетные и опытные значения числа Нуссельта на турбинном профиле показаны на рис. 7.16 для двух чисел Рейнольдса (Rej = рыас/м., 2 — скорость на выходе из решетки с — хорда лопатки). Результаты приведены для выпуклой стороны профиля. При меньшем числе Re (Rea = 1,84.10 ) пограничный слой остается ламинарным вплоть до точки отрыва (при х1с = 0,86), расчетное местоположение которой согласуется с опытным (в точке отрыва пограничного слоя трение на стенке становится равным нулю). При большем числе Re (Re = 6,75.10 ) отрыв [c.265]

При увеличении числа Re, вычисленного по скорости набегающего потока, равнодействующая сил давления в лобовой и кормовой частях цилиндра увеличивается, что связано со смещением точки отрыва пограничного слоя ближе к кормовой области. Смещение точки отрыва объясняется переходом ламинарного пограничного сдоя в турбулентный при возрастании числа Рейнольдса. В результате частицы жидкости, находящиеся вблизи твердой границы, приобретают дополнительную кинетическую энергию от невозмущенного потока, которая помогает им дольще противостоять положительному градиенту давления (рис. 5.18). [c.253]

Кроме того, при изменении числа Ре меняется положение точки отрыва пограничного слоя и его структура. До тех пор пока пограничный слой остается ламинарным (10<Ре<10 ), точка отрыва находится в лобовой части сферы (рис. 5.22, о). В диапазоне изменения числа Рейнольдса приблизительно 10 <Ре<10 ламинарный пограничный слой постепенно переходит в турбулентный и точка отрыва смещается в кормовую область сферы (рис. 5.22,6). В этом диапазоне чисел Ре сопротивление (по сравнению с законом Стокса) увеличивается за счет возрастающего действия разности давления перед шаром и за ним. Интенсивность увеличения сопротивления давления возрастает, кривая зависимости с = =/(Ре) приближается к горизонтали. Полный переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный происходит резко при числах Ре = Рекр Ю . В этом случае угол между симметричными точками отрыва принимает минимальное значение 110—120° и величина области отрывного течения также становится наименьшей (рис. 5.22, в). Сопротивление при этом резко уменьшается такое явление называют кризисом сопротивления. [c.259]

Таким образом, теперь получена возможность заранее теоретически подсчитать турбулентное трение, так как сопротивление трения получается непосредственно из толщины потери импульса б . При условии То = О можно также найти возможную точку отрыва. Тем не менее теория базируется на целом ряде эмпирических данных. Для проведения расчета надо знать положение точки перехода ламинарного слоя в турбулентный. В общем она лежит вблизи минимума давления, хотя это во многих случаях (причем как раз в турбомашинах) неточло из-за влияния начальной турбулентности. [c.242]

В соотношении (18) распределение скорости в пограничном слое выражено через переменную Теперь для каждого отношения tilZj можно построить кривую распределения скорости в зависимости от Критерием ламинарного отрыва является нулевой градиент скорости на поверхности тела, т. е. duldy)y Q = 0. Из различных распределений скорости по выбирается одно с нулевым значением градиента скорости на поверхности и обозначается соответствующим значением которое используется затем для определения положения точки отрыва ламинарного потока. [c.81]

Если за критерий отрыва от поверхности компоненты течения, направленной вдоль хорды, принять djldr — О при т] = О или duldz = О при Z = О, то из этих упрощенных уравнений пограничного слоя для бесконечно длинного цилиндра под углом скольжения следует, что критерий отрыва ламинарного потока не меняется следовательно, можно утверждать, что положение точки отрыва не зависит от угла скольжения. В связи с этим напомним, что в гл. II было показано, что положение точки отрыва ламинарного потока не зависит от числа Рейнольдса. Сирс рассчитал положение точки отрыва ламинарного потока для установившихся двумерных течений с распределением скорости течения выше точки отрыва в виде [c.121]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...