Точка отрыва турбулентного 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]

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]

Следует отметить, что при Re>Re p (область VI на рис. 5-43) коэффициент сопротивления вначале несколько возрастает, а затем практически не зависит от Re эта зона является второй областью автомодельности, соответствующей фиксированному положению точки отрыва турбулентного слоя. [c.292]

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]

Определение точки отрыва пограничного слоя. В настоящее время теория отрыва турбулентного пограничного слоя разработана недостаточно. Как уже указывалось, в области, близкой к точке отрыва, гипотеза об однопараметрической зависимости [c.69]

Большой практический интерес представляют исследования турбулентного пограничного слоя при существенных положительных градиентах давления. Все существующие методы расчета турбулентного пограничного слоя в этих условиях носят эмпирический характер [Л. 44—61], не позволяют определить влияние градиента давления на законы сопротивления и теплообмена и подсчитать параметры в точке отрыва пограничного слоя. [c.107]

Опыты по исследованию а-поля цилиндра в струе позволяют считать, что в определенной области струи точка отрыва пограничного слоя сдвинута далеко за миделево сечение. Этим оправдывается предпосылка, принятая при построении теоретической модели турбулентного пограничного слоя (рис. 1,а). [c.304]

Опытные значения формпараметра Г, соответствующие точке отрыва турбулентного пограничного слоя, существенно превышают соответствующие значения по данным И. Никурадзе. [c.359]

Параметры отрыва турбулентного слоя и их значения в точке отрыва [c.72]

Положение точки отрыва турбулентного пограничного слоя определяется по различным полуэмпирическим параметрам, представленным в табл. 1-26. [c.73]

Для оценки значения числа Стентона в точке отрыва турбулентного пограничного слоя положим 0,4 F г,, , 9=1, что соответствует логарифмическому профилю скоростей при /=0, Pr t l, Йг 1. Тогда [c.218]

Таблица 10—6 Порядок величины 4 s в точке отрыва турбулентного пограничного слоя

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]

Распределение скоростей в вязком подслое в точке отрыва турбулентного пограничного слоя несжимаемой жидкости от гладкой непроницаемой поверхности выражается формулой [c.19]

При Н меньших 1,5-10 во всех рассмотренных трубах на поверхности шара происходит отрыв ламинарного пограничного слоя, переходящего в турбулентный где-то вне шара в оторвавшемся слое. При возрастании рейнольдсова числа точка перехода, отметим ее буквой Г, перемещается навстречу потоку и приближается к поверхности шара. Как только точка Т достигнет точки 5 ламинарного отрыва слоя, внешний поток, благодаря возникновению вблизи точки отрыва турбулентного перемешивания, увлечет за собою пограничный слой, обтекание улучшится, и точка отрыва сместится вниз по потоку. Теперь уже точка отрыва. 5 будет соответствовать отрыву турбулентного слоя, так как точка перехода Т будет находиться выше по потоку, чем точка отрыва. Судя по характеру кривых рис. 183, можно думать, что в точке перехода Т происходит местный, не получающий дальнейшего развития отрыв ламинарного слоя, сопровождающийся обратным прилипанием пограничного слоя к поверхности шара с последующим развитым отрывом уже турбулентного пограничного слоя. Указанный местный отрыв ламинарного слоя служит источником возмущений (вихреобразований), заполняющих поток за точкой Т. [c.592]

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]

Фиг. 24. Влияние числа Маха на приращение давления в точке отрыва турбулентного пограничного слоя при обтекании уступов, углов сжатия и при взаимодействии с падающим скачком уплотнения [7].

Затягивание точки отрыва турбулентного слоя существенно влияет на величину полного сопротивления плохо обтекаемых тел, таких, как шар или поперечно обтекаемый цилиндр. На рис. XIII.7 показана кривая коэффициента сопротивления шара в зависимости от числа Re набегающего потока. Видно, что при некотором значении Re, называемом в дальнейшем критическим числом Рейнольдса (Re p), происходит резкое падение коэффициента сопротивления. Это явление называется кризисом обтекания плохо обтекаемых тел. Сущность кризиса обтекания состоит в следующем. [c.339]

Отрывный пузырь способствует турбулизации пограничного слоя ниже по течению. Это случай так называемого срыва с задней кромки. Все три случая (короткие и длинные пузыри, а также срыв с задней кромки) изучены Маккаллохом и Голтом [31] для толстого крылового профиля (NA A 6З3-О18) и некоторых других крыловых профилей (фиг. 52). На таком толстом крыловом профиле короткий пузырь образуется при умеренных углах атаки и сжимается, но не разрушается до достижения максимальной подъемной силы вследствие перемещения точки отрыва турбулентного слоя вверх по потоку. Образование короткого пузыря возможно только в определенном интервале чисел Рейнольдса, зависящем от распределения давления, кривизны и неровностей поверхности, а также от турбулентности набегающего потока. [c.61]

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]

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]

Обтекание плохообтекаемых тел двухфазным потоком. На примере обтекания таких тел можно проследить влияние двухфаз-ности на положение точек отрыва двухфазного пограничного слоя, протяженность локальной области автомодельности по числу Рейнольдса, развитие кризиса сопротивления при отрыве турбулентного слоя и, наконец, влияние сжимаемости. [c.16]

Турбулентный пограничный слой. Предсказание точки отрыва турбулентного пограничного слоя является более важной, но и более трудной проблемой. В большинстве технических устройств (например, турбомашннах) пограничный слой турбулентен. Это позволяет применять сильно изогнутые профили и относительно большие углы атаки при безотрывном обтекании. Однако при отклонении режима работы турбомашииы от расчетного возникают такие положительные градиенты давления, которые приводят к отрыву турбулентного слоя. В этих режимах снижается эффективность и надежность работы машины. [c.183]

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]

Этот метод широко известен как сравнительно простой метод определения точки отрыва турбулентного потока при наличии умеренного градиента давления. Денхофф и Тетервин [19] установили, что Н можно определить, зная профиль скорости, но невозможно доказать теоретически, что профиль скорости определяется через Я. Однако анализ большого количества экспериментальных данных показал, что Н однозначно определяет профиль скорости. Поэтому рассматриваемый метод основан на предположении, что однопараметрическое семейство кривых зависимости и1пе от //0 представляет д обой профили скорости турбулентного течения. Хотя и существует однозначная связь между Н и профилем скорости, определяющим фактором в установлении критерия отрыва является скорее скорость возрастания Я, чем сам этот параметр. Для вычисления параметров турбулентного пограничного слоя используются следующие уравнения одно теоретиче- [c.160]

Смотреть страницы где упоминается термин Точка отрыва турбулентного слоя : [c.398] [c.193] [c.56] [c.686] [c.210] [c.331] [c.422] [c.295] [c.95] [c.101] [c.18] [c.236] [c.472] [c.405] [c.221] [c.540] [c.633] [c.436] [c.25] [c.179]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...