Отрыв пограничного слоя ламинарного

Отрыв пограничного слоя ламинарного 448, 520 [c.733]

Отрезок жидкий 70 Отрыв пограничного слоя ламинарного 570 ----- турбулентного 683 [c.900]

Особенностью электромагнитной объемной силы является то, что в отличие от других объемных сил (силы тяжести, инерционных сил) ею можно управлять, воздействуя на вызывающие ее. электрическое и магнитное поля. Изменяя величину электромагнитной силы, можно влиять на интенсивность и форму ударных волн, увеличивать критическое значение числа Рейнольдса при переходе ламинарного режима течения в турбулентный, замедлять пли ускорять поток электропроводной жидкости (или газа), вызвать деформацию профиля скорости п отрыв пограничного слоя. [c.178]

Заметим, что все вышеприведенные расчеты выполнены без учета нарастания пограничного слоя на обтекаемых поверхностях. Влияние пограничного слоя может быть учтено введением поправки в контур тела на толщину вытеснения б. Для этого необходимо применить какой-либо численный или интегральный метод расчета ламинарного или турбулентного пограничного слоя (гл. VI) совместно с изложенным выше методо<м сквозного счета. При наличии интенсивных скачков уплотнения в сверхзвуковом потоке возможен отрыв пограничного слоя (гл. VI, 6). Отрыв пограничного слоя приводит к картине течения в канале, существенно отличающейся от идеального расчета. Оставаясь в рамках приведенной выше методики расчета, можно попытаться в первом приближении учесть влияние отрыва на характеристики течения. С этой целью предлагается использовать зависимости для отношения давлений в зоне отрыва дг/ро и для длины отрывной зоны Ь/б (гл. VI, 6). При расчете течения методом сквозного счета от сечения, где начинается отрывная зона, как и в случае струи, на границе задается давление, равное давлению в зоне отрыва. Заметим также, что при расчете струи, вытекающей из сопла во внешний поток, возможно учесть влияние спутного потока, решая соответствующую задачу о взаимодействии двух сверхзвуковых потоков на границе струи. [c.293]

Так как лопатки колеблются в реальной, вязкой жидкости, то энергия колебаний рассеивается в неуста-новившемся пограничном слое. Эти колебания могут сместить точку перехода ламинарного слоя в турбулентный и даже вызывать периодический отрыв пограничного слоя. [c.160]

Отрыв пограничного слоя происходит при L — =—(0,13ч-0,18), что соответствует Я=1,8-т-2,4. Отрывные значения этих формпараметров при ламинарном пограничном слое равны L — —0,018 Я = 4,038. [c.315]

Re <3,5 10. В этом критическом диапазоне чисел Рейнольдса в пограничном слое начинается переход от ламинарного режима течения к турбулентному. Отрыв пограничного слоя возникает еще при ламинарном режиме течения, приблизительно в том же месте на лобовой стороне цилиндра, что и при меньших числах Re. За этим отрывом следуют смена режи.ма течения и второй, уже турбулентный ( пузырчатый ) отрыв на кормовой стороне цилиндра. Регулярность и определенность отрыва пограничного слоя меньше, чем при меньших и больших числах Рейнольдса. Донное давление резко повышается, а зона действия отрыва сужается ( =110- 120 ", рис. 10-3, г). В результате при Re 3=5-10 происходит указанное выше скачкообразное кризисное снижение лобового сопротивления цилиндра. Для шара такое кризисное сопротивление соответствует Re j=3 10 [c.472]

Сравним обтекание диска, шара и тела каплеобразной формы. Картины ламинарного обтекания показаны на рисунке 10.38, а, б, 5. Из рисунка видно, что диск наиболее резко деформирует линии тока, особенно.в окрестности точки В. В окрестности этой точки в пограничном слое диска существуют громадные градиенты скорости, а следовательно, и большие силы трения. Поэтому точка С, где происходит остановка частиц, т. е. отрыв пограничного слоя, расположена совсем близко к точке В (рис. 10.38, г), вследствие чего вся задняя поверхность диска оказывается в контакте с областью пониженного давления. В этом случае сила лобового сопротивления наибольшая, какая только может быть у разных тел при данном потоке. [c.304]

Другое многообещающее приспособление основано на создании принудительного подсоса либо через щели, либо через равномерно размещенные круглые отверстия на тех участках, где иначе произошел бы отрыв пограничного слоя. В этом случае пограничный слой отжимается к стенке, и мы опять получаем лучшее приближение к течению Жуковского. Если используются щели, то, исходя из теории Жуковского, нужно создать повышенное давление как раз впереди щелей ). Можно также попытаться использовать подсос для того, чтобы сохранить пограничный слой ламинарным, тем самым опять-таки уменьшая лобовое сопротивление. К сожалению, очень трудно, по-видимому, получить такое ламинарное течение. Даже летящие в воздухе насекомые могут вызвать турбулентность при обтекании самой гладкой поверхности крыла. [c.65]

В этом разделе представлены теоретические и экспериментальные результаты для ламинарного пограничного слоя, образующегося в условиях установившегося двумерного течения в дозвуковом диапазоне скоростей. Отрыв несжимаемого ламинарного потока происходит при малых значениях положительного градиента давления. В теории пограничного слоя ламинарный пограничный слой более доступен для математического анализа и характеристики ламинарного течения могут быть предсказаны с большей степенью точности, чем для турбулентного пограничного слоя. Для турбулентного течения ввиду недостаточного понимания механизма турбулентности необходимы экспериментальные исследования, дополняющие теоретические предсказания. [c.69]

НИИ достигает минимума, так что на участке АС оно падает, а на участке СЕ возрастает. Такие же изменения давления вдоль поверхности тела имеют место и в пограничном слое (так как поперек пограничного слоя давление почти не меняется). Следовательно, на участке СЕ жидкость в пограничном слое должна двигаться по направлению возрастания давления, что приводит к ее торможению. Наиболее сильно это торможение сказывается, конечно, на частицах жидкости, движущихся около самой поверхности цилиндра, т. е. обладающих наименьшей скоростью. В некоторой точке О вниз по потоку эти частицы останавливаются, а за точкой О даже двигаются вспять по сравнению с более удаленными от поверхности цилиндра и поэтому еще не заторможенными частицами. Образующееся у поверхности тела за точкой О возвратное течение оттесняет внешнее течение от поверхности цилиндра — происходит, как говорят, отрыв пограничного слоя от обтекаемой поверхности с образованием в жидкости поверхности раздела ОР. Если пограничный слой до отрыва был ламинарным, то после отрыва он ведет себя как свободная струя в затопленном пространстве и быстро становится турбулентным (при заметно меньших Не, чем не отрывавшийся пограничный слой, так как наличие стенки действует на течение стабилизирующим образом). Поверхность раздела ОРу являющаяся поверхностью тангенциального разрыва скорости, весьма неустойчива (см. ниже) и свертывается в один или несколько вихрей. В области РОЕ за поверхностью раздела около цилиндра образуется крупный вихрь второй такой же вихрь образуется в нижней части цилиндра. Эти вихри попеременно отрываются от поверхности цилиндра и уносятся вниз по течению на их месте образуются новые вихри. [c.71]

Рассматривается течение около точки отрыва ламинарного пограничного слоя в сверхзвуковом потоке на плоской пластине. Как известно, отрыв пограничного слоя наступает на гладкой поверхности тела с малой кривизной только при наличии положительного (неблагоприятного) градиента давления. На плоской пластине, обтекаемой безграничным равномерным сверхзвуковым потоком, направленным в невозмущенной области вдоль ее поверхности, градиент давления впереди препятствия или места падения ударной волны (рис. 1.1) может быть вызван только за счет изменения толщины вытеснения пограничного слоя. Поскольку этот индуцируемый градиент давления оказывает влияние на пограничный слой уже в первом приближении, то получается задача о взаимодействии такого же вида, как рассмотренная выше в 1.1. [c.28]

Рассматривается ламинарное обтекание плоской поверхности потоком вязкого газа. Пусть на расстоянии от передней кромки пластины происходит отрыв пограничного слоя, вызванный неблагоприятным градиентом давления. Ортогональная система координат выбрана таким образом, что ее начало совпадает с передней кромкой, а про- [c.41]

Как мы увидим подробнее ниже, на положение точки отрыва пограничного слоя решающее влияние оказывает распределение давления во внешнем потоке. В области понижения давления, простирающейся от передней точки тела до того места, где давление имеет минимальное значение, пограничный слой ламинарный в начинающейся же затем области повышения давления пограничный слой обычно турбулентный. Необходимо отметить следующее весьма важное обстоятельство в общем случае отрыв пограничного слоя может быть предотвращен только при турбулентном течении в пограничном слое. Ниже будет показано, что ламинарный пограничный слой может преодолеть лишь чрезвычайно небольшое повышение давления и поэтому он обычно отрывается, даже если обтекаемое тело очень тонкое. В частности, такой отрыв происходит и в случае обтекания крыла при распределении давления, изображенном на рис. 1.13, причем опасность отрыва наиболее велика на подсасывающей (верхней) стороне профиля. При таком распределении давления гладкое безотрывное обтекание крыла, которое является необходимым условием возникновения подъемной] силы, возможно только при турбулентном пограничном слое. [c.51]

Переход течения в пограничном слое из ламинарной формы в турбулент" ную и отрыв пограничного слоя в окрестности места возникновения скачка уплотнения определяются прежде всего числом Рейнольдса пограничного слоя и числом Маха внешнего течения. При очень слабых скачках и при [c.344]

Однако эти уравнения позволяют и без интегрирования обнаружить качественное влияние отсасывания на отрыв пограничного слоя и на переход в нем ламинарной формы течения в турбулентную. [c.357]

В предыдущей главе мы рассмотрели турбулентный пограничный слой на плоской пластине при ее продольном обтекании без градиента давления в направлении течения. В настоящей главе мы рассмотрим турбулентный пограничный слой на стенке с понижением или повышением давления в направлении течения. Такое течение имеет особенно большое практическое значение в проблеме сопротивления крыла самолета и лопатки турбины, а также для исследования диффузора. Во всех этих случаях кроме определения сопротивления особый интерес представляет также выяснение вопроса, происходит или не происходит отрыв пограничного слоя, и если происходит, то в какой именно точке. Понижение давления и особенно повышение давления в направлении течения оказывают, так же как и при ламинарном течении, сильное влияние на развитие пограничного слоя. [c.601]

При Ке<г<Ре(гкр=2-10 происходит отрыв ламинарного пограничного слоя, причем угол отрыва фот=80 85° (рис. 12-27). Если число Рейнольдса больше критического, происходит не отрыв пограничного слоя, а переход от ламинарного пограничного слоя к турбулентному. Турбулентный пограничный слой более устойчив по отношению к процессу торможения из-за нарастания давления во внешнем потоке, чем ламинарный, ибо он обладает большей кинетической энергией. Поэтому отрыв турбулентного пограничного слоя происходит при большем значении угла фот==140° (рис. 12-28). [c.288]

Наличие значительной диссипации энергии во всем объеме турбулентного следа, а также образование поверхности раздела при отрыве пограничного слоя приводят к тому, что тела, при обтекании которых возникает отрыв пограничного слоя, оказывают большое сопротивление набегающему потоку. При этом сопротивление, вообще говоря, будет тем меньше, чем уже турбулентный след, т. е. чем дальше на поверхности тела расположена точка отрыва. При достаточно больших числах Рейнольдса, при которых, однако, пограничный слой до точки отрыва остается ламинарным, коэффициент сопротивления [c.87]

Отсюда, между прочим, следует, что отрыв пограничного слоя может произойти только в области либо ламинарного, либо турбулентного движения, так как переход ламинарного слоя в турбулентный в диффузорной области происходит при значении параметра /, меньшем, чем его значение в точке отрыва. [c.252]

Для больших дозвуковых скоростей характерны резкое сокращение диффузорной области и уменьшение градиентов давления в ней. При этих скоростях отрыв происходит в зоне расположения местных скачков уплотнения (рис. 5-46) независимо от того, каков режим течения в пограничном слое — ламинарный или турбулентный. [c.292]

При изменении угла атаки а возможны две структуры обтекания локальный отрыв и отрыв потока с подветренной стороны конуса. Для первой характерно наличие лишь местного (локального) отрыва потока, вызванного щитком, а для второй - существование внешнего отрывного течения на всей подветренной стороне поверхности конуса, когда щиток целиком расположен в этой зоне отрыва. Вид структуры обтекания зависит не только от угла атаки, но и от режима течения в пограничном слое (ламинарный или турбулентный), числа набегающего потока, угла конуса, степени его затупления, геометрических размеров и местоположения щитка. [c.172]

Остановимся на данных для наименьшего из задаваемых в экспериментах [1-3] значения е = 36° (фиг. 2 фиг, 6, точки /), наиболее близкого к рассмотренным в [4-6], Здесь во всех случаях имеется сверхзвуковое течение в возвратном потоке области отрыва с числом Маха М превышающим критические значения, при которых прямая ударная волна вызывает отрыв как ламинарного, так и турбулентного пограничных слоев [6, 8], Другими словами, в возвратном коническом течении при возрастании давления от до в условиях сверхзвукового потока должен реализоваться отрыв пограничного слоя, внутренний по отношению к основному - внешнему отрывному течению. [c.75]

Следовательно, отрыв пограничного слоя происходит тем ниже по течению, чем больше напряжение трения на стенке, поскольку в этом случае частицы жидкости пройдут больший путь в пограничном слое вдоль поверхности тела, прежде чем Тст станет равным нулю. Таким образом, в случае ламинарного пограничного слоя отрыв произойдет значительно выше по потоку, чем в случае смешанного пограничного слоя, когда на кормовой части шара имеется турбулентный пограничный слой. [c.344]

Схема отрыва потока при обтекании шара показана на рис. 7.1.И, а соответствующее распределение коэффициентов давления р— = р—р )1д —на рис. 7.1.12. Чем ниже по потоку происходит отрыв пограничного слоя, тем ближе по своему характеру обтекание шара потоком реальной (вязкой) жидкости к обтеканию его идеальной средой. Поэтому, несмотря на то, что сопротивление трения при переходе от ламинарного пограничного слоя к турбулентному возрастает, кризис обтекания приводит к уменьшению полной величины сопротивления шара вследствие уменьшения области пониженного давления в кормовой части (см. рис. 7.1.12). [c.344]

Верхний предел интегрирования зависит от характера обтекания тела. Если ламинарный пограничный слой распространяется на всю поверхность, то 1 — продольный размер тела вдоль оси х если имеет место отрыв, то определяет точку отрыва если в пределах поверхности имеет место переход к турбулентному режиму, то определяют по зависимости для турбулентного слоя. [c.333]

Уравнения ламинарного пограничного слоя получены на основании допущения о малости его относительной толщины. Однако оно не оправдано, если возникает отрыв потока (см. гл. 6 и 1). Методы расчета, изложенные в п. 8.14, 8.15, можно использовать только для участков, расположенных выше точки отрыва. [c.348]

Все сказанное относится, конечно, только к таким крыловым профилям, на лобовой части которых при больших углах атаки создаются условия для появления кризиса обтекания, т. е. к профилям, форма носка которых обеспечивает наличие ламинарного слоя на верхней поверхности профиля и отрыв пограничного слоя при ламинарном режиме движения в нем. Таковы, например, симметричные и малоизогнутые профили со сравнительно значительным удалением от носка максимальной толщины ( ламинаризованные профили). [c.543]

Все изложенное относится к теории ламинарного пограничного слоя, которая находится во вполне удовлетворительном согласии с экспериментом и качественно подтверждается также имеющимися немногочисленными точными решениями уравнений Навье — Стокса. Однако на самом деле при повышении скоростей пограничный слой переходит в турбулентное состояние, что меняет весь режим течения (реальные струи, как правило, всегда турбулентны). Первоначально с этим явлением столкнулись в связи с экспериментальным исследованием коэффициента лобового сопротивления шара (Дж. Костанци, Л. Прандтль, Г. Эйфель). Оказалось, что при достижении чисел Рейнольдса порядка 10 дальнейшее увеличение числа Рейнольдса приводит к резкому падению коэффициента сопротивления шара примерно в два раза. Этому удивительному явлению дал объяснение Л. Прандтль Он показал, что при достижении указанных чисел Рейнольдса отрыв пограничного слоя вызывает его турбулизацию и последующее присоединение, что задерживает в целом отрыв потока от обтекаемого тела и тем самым резко снижает сопротивление ( кризис обтекания и сопротивления.) [c.298]

Теория пограничного слоя также дает возможность рассчитать точку, где течение отрывается от новерхности, поскольку, как подчеркивал Прандтль, отрыв потока происходит в основном потому, что вязкость рассеивает кинетическую энергию внутри слоя. Как я уже говорил, сопротивление следа вызвано отрывом потока. Поэтому важно спрогнозировать условия, при которых происходит отрыв. До введения в механику жидкостей теории иограпичиого слоя, отрыв можно было предсказать только, если ноток проходил пад острой кромкой. Теория иограпичиого слоя открывает возможность прогнозирования отрыва потока для новерхности без острых кромок, по крайней мере, в случаях, когда известно внешнее течение, а течение в пограничном слое ламинарное. [c.95]

Рис. 55. Теневая картина структуры потока как на рнс. 54, но на большей скорости. Чнсло Маха равно 0,914. Отрыв потока завершен. В этом случае пограничный слой ламинарный. (С любезного разрешения Гуггенхеймовской лаборатории но аэронавтике, Калифорнийский технологический институт.)

На рис. 55, который относится к немного большему значению числа Маха, мы видим завершение отрыва. Но аналогии с другим случаем отрыва потока мы называем это явление волновым срывом потока. Рис. 55 относится к случаю, где пограничный слой ламинарный. Если пограничный слой турбулентный, то оп оказывает до некоторой степени большее сопротивление отрыву. Это взаимосвязанное явление известно как взаимодействие ударной волны и иограпичиого слоя. Увеличение давления, вызванное ударной волной, может вызвать отрыв пограничного слоя, который в свою очередь влияет па образование ударной волны. Впервые эту задачу исследовали Акерет, Фельдман и Ротт [16] в Цюрихе и Липман [17] в Калифорнийском технологическом институте. [c.132]

Таким образом, для вычисления сопротивления трения требуется знание градиента скорости на стенке. Этот градиент может быть определен только путем интегрирования дифференциальных уравнений пограничного слоя. Если отрыв пограничного слоя возникает до задней кромки обтекаемого тела, то вычисление по формуле (7.20) следует произвести только до точки отрыва. Далее, если ламинарный пограничный слой в каком-либо месте переходит в турбулентный, то интегрирование в формуле (7.20) следует выполнить до точки перехода. Позади этого места сопротивление трения подсчитывается иначе, а именно в соответствии с законами турбулентного течения, о чем будет сказано подробно ниже, в главе XXII. [c.132]

При расчете крыльев, на которых пограничный слой должен оставаться ламинарным (безразлично, благодаря ли отсасыванию или вследствие придания крыловому профилю специальной формы), весьма важную роль играет точное знание теоретического потенциального распределения скоростей вдоль профиля. В том и другом случае необходимо, чтобы падение давления происходило на возможно большей части контура профиля. Обширные исследования, связанные с этим вопросом, выполнены С. Голдстейном и его сотрудниками [ ]. Для сохранения пограничного слоя ламинарным по возможности до задней кромки были предложены профили, вдоль которых давление понижается (а скорость течения возрастает) вплоть до некоторого небольшого расстояния от задней кромки, где, наконец, происходит скачкообразное увеличение давления (рис. 14.20). Если, как это предложил Гриффит [ ], расцоложить щель для отсасывания в этом месте, то можно сохранить пограничный слой ламинарным вплоть до щели даже для очень толстых крыльев и, кроме того, предупредить отрыв позади щели. Б. Регеншайт [ ], 1 4 и Б. Твэйтс предложили использовать отсасывание пограничного слоя для такого регулирования подъемной силы очень толстого крыла, чтобы получать одно и то же ее значение независимо от угла атаки. В последнее время неоднократно ставился вопрос об использовании в реактивных самолетах воздуха, отсосанного из пограничного слоя, для получения тяги [ ]. [c.370]

Отрыв пограничного слоя можно предотвратить, уменьшая dpldx>0 и толщину пограничного слоя любым из разобранных выше способов, а также искусственно турбулизуя ламинарный пограничный слой перед точкой отрыва, например с помощью установки турбулизирующего ребра (см. рис. 15.19, б). [c.304]

I. При малых числах Re 5o<100 отрыв пограничного слоя отсутствует, картина обтекания шара близка к картине обтекания шара идеальной жидкостью и сила лобового сопротивления является почти исключительно силой сопротивления трения. Резкое снижение Сх с увеличением R показывает, что в этой области сила сопротивления пропорциональна скорости Woo, что характерно для ламинарного течения. [c.350]

Отрыв пограничного слоя вносит качественное изменение в обтекание тела потоком жидкости, которое не ограничивается лишь появлением лобового сопротивления, а сопровождается образованием вихрей, срывающихся с цилиндра и уносящи.хся потоком жидкости. Они рассеиваются далеко позади цилиндра. Явление вихреобразования происходит так по любой нормали к поверхности цилиндра скорость жидкости постепенно возрастает от нулевой, которую имеет слой, непосредственно прилегающий к стенке, до скорости потока за пределами пограничного слоя, толщина которого мала. На рис. 3.2, а показано распределение скоростей при ламинарном течении в пограничном слое, а на рис. 3.2,6—при турбулентном течении, которое характеризуется более быстрым нарастанием скоростей у пластинки. [c.47]

При числах Re<10 силы вязкости играют преобладающую роль по сравнению с силами давления здесь поток, окружающий цилиндр, имеет ламинарный характер, а линии тока приближаются к линиям тока в условиях полного обтекания. За .илиндром тянется колеблющаяся струя воздуха (см. рис. 3.11,о), распадающаяся в дальнейшем на отдельные вихри. В области чисел Рейнольдса 2,5-102пограничном слое ламинарное, а за цилиндром образуется вихреобразная область с пониженным давлением. Отрыв пограничного слоя происходит несколько впереди наибольшего (миделе-вого) сечения цилиндра (см. рис. 3.11, б). Давление на цилиндр в этой области чисел Рейнольдса определяется главным образом давлением от разрежения р<ро за цилиндром. При дальнейшем увеличении чисел Рейнольдса (Re = 1,8-10 3,5-10 ) происходит кризис точки Б и S (точнее, линия) отрыва погра- [c.48]

Коэффициент теплоотдачи в процессе испяреипя жидкости со свободной поверхности по сравнению с коэффициентом теплоотдачи при теплообмене, не осложненном массообмепом ( сухой теплообмен ), имеет большее значение. Одной из основных причин интенсификации теплообмена при испарении по сравнению с сухим теплообменом является объемное испарение. Согласно теории объемного испа[)епия, при соприкосновении потока ra.sa с поверхностью жидкости происходят неравномерные процессы очаговой конденсации вдоль ее поверхности. В результате этого имеет место отрыв субмикроскопических частиц жидкости, которые испаряются в пограничном слое. Второй причиной увеличения по сравнениго са,,у является наличие очаговых процессов испарения и конденсации, в результате которых вследствие попеременного изменения объема вещества (пара) в Ю раз происходит нарушение структуры ламинарного пограничного слоя, что и приводит к интенсификации тепло- и массообмепа. Наибольший эфс ект это явление имеет при испарении в вакууме. [c.514]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...