След аэродинамический турбулентный

Сводный график коэффициентов лобового сопротивления шара в широком диапазоне чисел Рейнольдса был приведен на рис. 9-5. Форма этого графика очень похожа на форму графика для цилиндра, и четко прослеживаются три основных режима течения 1) ползущее движение 2) турбулентный след и ламинарный пограничный слой (рис. 15-11,а) 3) турбулентный след и турбулентный пограничный слой (рис. 15-11,6). Критическое число Рейнольдса для перехода в пограничном слое от ламинарного течения к турбулентному снова подвержено сильному влиянию шероховатости поверхности и турбулентности свободного потока. В практике гладкие сферы могут использоваться для сравнения уровней турбулентности свободного потока в различных аэродинамических и гидродинамических трубах. Связь между критическим числом Рейнольдса Re p и относительной [c.407]

Вопрос о выборе постоянными вдоль радиуса коэффициента ф или величины и представляет методологический интерес. В реальном потоке изменение потерь вдоль радиуса при обтекании лопаточного аппарата обусловлено развитием пограничного слоя на поверхностях профилей и меридиональных обводов проточной части ступени, структурой аэродинамических следов, а также свободной турбулентностью и нестационарностью набегающего потока. В настоящее время нет достаточно точных экспериментальных данных для корректного учета изменения потерь вдоль радиуса. По мере их накопления можно будет учесть реальное распределение потерь при решении пространственных задач. [c.191]

Таким образом, рассматриваемая теория турбулентности хотя и оперирует со статистическими характеристиками, по своей сути является полуэмпирической, причем включающей большее по сравнению с теорией Прандтля—Буссинеска число эмпирических констант. Однако, несмотря на сравнительную сложность и необходимость привлечения обширных опытных данных по статистическим характеристикам, она лишена весьма принципиальных недостатков теории пути смешения, перечисленных выше. Что же касается эмпирических коэффициентов, то при современном уровне развития аэродинамического эксперимента их. определение не составляет большого труда. При этом их достоинством является универсальность для различных пристенных течений. Наконец, следует отметить, что рассматриваемую теорию не следует противопоставлять феноменологической теории Прандтля. Можно легко показать, в частности, что из уравнений для вторых моментов получается выражение для касательных рейнольдсовых напряжений с точностью до константы, совпадающее с соотношением Прандтля (1-8-41). Для этого достаточно в уравнениях (1-8-61) для стационарного полностью развитого течения типа пограничного слоя отбросить диффузионные члены и поло- [c.67]

На некотором отдалении за решеткой неоднородность поля потока определяется в основном турбулентными кромочными следами. В турбомашине неподвижные решетки чередуются с вращающимися, поэтому вращающаяся решетка движется в неоднородном поле, т. е. обтекается в относительном движении периодически пульсирующим потоком. Определение неоднородности потока необходимо для оценки 1) аэродинамических сил, возбуждающих колебания лопаток 2) дополнительных потерь энер- [c.239]

В последние 3-4 десятилетия произошли существенные изменения в понимании природы турбулентности в свободных струях, слоях смешения, следах и пристеночных течениях, связанные с открытием крупномасштабных когерентных структур. Когерентные структуры - это крупномасштабные периодические вихревые образования, которые возникают вследствие неустойчивости слоев смешения, развиваются и взаимодействуют друг с другом на фоне мелкомасштабной турбулентности. Эти структуры имеют масштабы, соизмеримые с поперечным размером слоя смешения, и характеризуются достаточно большим временем существования. Интерес к изучению когерентных структур обусловлен их важной ролью в процессе турбулентного перемешивания, горения и генерации аэродинамического шума. Наиболее важным аспектом существования этих структур в струйных течениях является возможность управления турбулентностью с помощью прямого воздействия на эти структуры. [c.7]

В типичном случае ордината (V + v)/vb точки пересечения близка к —0,3, так что авторотация происходит при скорости снижения, несколько большей скорости идеальной авторотации, т. е. относится к режиму турбулентного следа. Наклон кривой скоростей протекания в этой области велик. Это означает, что для компенсации профильной мощности достаточно небольшое увеличение скорости снижения. Для реального вертолета при расчете скорости (К + v)/Vb должны также учитываться потери мощности на рулевой винт и на аэродинамическую интерференцию. Эти потери составляют от 15 до 20% профильной мощности, так что их учет дает лишь малую поправку к величине скорости снижения. Предельную скорость вертикального снижения можно найти, считая, что она соответствует границе режима турбулентного следа, т. е. приблизительно 2 < V/vb < —1,71. Таким образом, для плотности атмосферы на уровне моря скорость снижения I/составляет от 1,1 Т/А до ],3- /Т1А м/с (нагрузка на диск выражена в Па). [c.116]

Таким образом, типичными являются значения V- -v)/va от —0,3 до —0,4. Заметим, что малая величина профильной мощности обеспечивает хорошие аэродинамические характеристики как на режиме висения (высокий коэффициент совершенства), так и при авторотации (малая скорость снижения). Используем теперь выражение (У + d)/db = 6 + 3,5 V/v , которым в разд. 3.1.3.2 аппроксимировалась кривая скоростей протекания на режиме турбулентного следа. Объединяя обе формулы для (I/ + v)/vb, найдем скорость снижения [c.117]

Гипотеза постоянства коэффициента турбулентного перемешивания неоднократно применялась в задачах турбулентного движения в свободной атмосфере, в океанах и реках. Для случая турбулентного движения жидкости в аэродинамическом и тепловом следе та же гипотеза была сформулирована в 1938 г. Б. Я. Трубниковым Д. [c.567]

Движение газа в турбулентном пограничном слое с большими до- и сверхзвуковыми скоростями представляет актуальную проблему современной аэродинамики. Пути практического решения этой проблемы лежат в обобщении на случай движения газа с большими скоростями эмпирических и полуэмпирических теорий турбулентности в несжимаемой жидкости. Следует заметить, что опытная проверка возможности применения такого рода теорий для движения газа с большими скоростями стала вполне возможной в связи со значительным развитием техники эксперимента в сверхзвуковых аэродинамических трубах и в полете. Произведенное сравнение теоретических и экспериментальных результатов показало, что при помощи эмпирических и полуэмпирических методов можно установить вполне удовлетворяющие практику закономерности. [c.716]

К задаче о струе близко подходит другая важная задача теории свободной турбулентности — об аэродинамическом следе вдалеке за обтекаемым телом. [c.664]

Для общности, кроме упомянутых выше критериев, следует упомянуть еще один. Из эксперимента Шубауэра и Клебанова на участке стенки аэродинамической трубы, выступающей в виде крылового профиля, следует, что отрыв турбулентного потока происходит при Н = 2,8. [c.172]

Следует заметить, что угол наклона ударной волны при отрыве почти не зависит от формы носовой части тела, однако угол присоединения полностью определяется формой носовой части тела [56]. В некоторых случаях неустойчивость течения связана с перемещением точки перехода пограничного слоя на игле, а движение точки перехода зависит от турбулентности в набегающем потоке воздуха, вызываемой крупномасштабными возмущениями на входе в аэродинамическую трубу. [c.247]

Недостатком этой схемы является то, что от стенок аэродинамической трубы, ее вентилятора, системы направляющих лопаток и других деталей, ограничивающих поток, возникают неуста-новившиеся вихреобразования (турбулентность), которые влияют на величину сопротивления помещенной в потоке модели с этой точки зрения следует отдать преимущество трубе прямого действия, так как в рабочую часть этой трубы засасывается воздух непосредственно из атмосферы. Опыты показывают, что в современных аэродинамических трубах степень турбулентности, как правило, гораздо более высока, нежели в свободной атмосфере. Это является одной из причин несовпадения коэффициентов сопротивления, определенных испытанием модели в аэродинамической трубе, с коэффициентами сопротивления, полученными путем испытаний натурального аппарата в полете. Часто оказывается, что по этой же причине не совпадают коэффициенты сопротивления одной и той же модели, испытанной в разных трубах (с разной степенью турбулентности). Таким образом, с парадоксом Дюбуа приходится встречаться и в современной экспериментальной технике. [c.579]

В заключение отметим еще один из результатов, полученных при этих исследованиях. Опыты показали, что с увеличением температуры окружающей среды на 10° С частота колебаний возрастает на 1%, а амплитуда колебаний в камере на столько же уменьшается. Эти данные были получены для аэродинамического генератора колебаний с / = 3 мм, ф,1 . = 7,5°, с о = з=1 мм, б/о=0,2 мм, б/з=0,2 мм, Ах = 0 при работе его с Ро=1 кГ/см и с ро=250 мм вод. ст. Используя рассматриваемые в 28 уравнения, описывающие процессы заполнения и опустошения пневматической камеры, и учитывая характеристики пристенного пограничного слоя (см. 53), можно проанализировать указанное выше влияние температуры на работу аэродинамического генератора колебаний и указать пути к усилению этого влияния, если оно представляется практически целесообразным, или же, наоборот, к его компенсации, если нужно, чтобы частота колебаний сохраняла при изменении температуры неизменное значение. Не рассматривая здесь подробно характеристики изменения частоты колебаний в функции от температуры, приведем лишь некоторые данные, относящиеся к этому вопросу. Из уравнений заполнения и опустошения пневматических камер с турбулентными дросселями, которые выводятся в дальнейшем, следует, что для изменения давления в камере на заданную величину при прочих равных условиях нужно время, значение которого обратно пропорционально корню квадратному из абсолютной температуры. При этом в случае неизменного объема камеры и [c.166]

При известных расстоянии I и времени движения частиц между плоскостями проволоки и сеточного зонда из траекторных расчетов можно определить аэродинамический диаметр частиц Для экспериментальных условий, при которых была получена зависимость Ф( ) на рис. 4, расчетные значения = 4 мкм. Величина не зависят от скорости турбулентной струи на срезе сопла, т.е. размер образующихся при разрыве проволоки частиц, как и следовало ожидать, оказался независящим от скорости потока, обтекающего разрываемую проволоку. [c.735]

Основой теоретико-вероятностного (или, как чаще говорят, статистического) подхода к теории турбулентности является переход от рассмотрения одного единственного турбулентного течения к рассмотрению статистической совокупности аналогичных течений, задаваемых некоторой совокупностью фиксированных внешних условий. Для того чтобы понять, что это означает, рассмотрим какой-либо конкретный класс течений, например течения, возникающие в аэродинамической трубе при обтекании прямого кругового цилиндра. Основное различие между случаями ламинарного и турбулентного обтекания состоит в следующем. При ламинарном обтекании, поместив одинаковым образом два равных цилиндра и две идентичные трубы (или, что то же самое, повторив дважды наш опыт с одним и тем же цилиндром в одной и той же трубе), мы через заданное время 1 после включения мотора в заданной точке X рабочей части трубы будем иметь одно и то же значение и х, () компоненты скорости вдоль оси Ох и других гидродинамических характеристик течения (которые можно, во всяком случае в принципе, найти с помощью решения некоторой задачи с краевыми и начальными условиями для системы уравнений Навье—Стокса). В случае же турбулентного обтекания влияние малых неконтролируемых возмущений в течении и в начальных условиях приводит к тому, что, проведя два раза один и тот же опыт в практически одинаковых условиях, мы получим два различных значения величины 1/1 (х, 1) и других характеристик. Однако в таком случае можно ввести в рассмотрение множество всех значений величины и , получающихся во всевозможных опытах по турбулентному обтеканию цилиндра при заданных [c.169]

Следует отметить, что в формуле (8.95), как и в уравнении (8.84), величины и п, находясь в прямой зависимости от критерия Рейнольдса, могут изменяться в широких пределах. Многочисленными опытами установлено, что в большинстве случаев при Кбо< 10 течение потока через пористые слои является ламинарными, а показатель л равен единице. Интервалу 10<Кео<100 соответствует переходная область с изменением показателя п в пределах 1<<п<<2. При Кео>100 имеет место явно турбулентное течение потока, когда показатель п близок к двум. В общем виде коэффициент аэродинамического сопротивления любого пористого слоя может быть выражен [c.335]

На основе вышеизложенного можно сформулировать следующие правила моделирования аэродинамических шумов геометрическое подобие модели и оригинала выбор числа Рейнольдса (3-23) таким образом, чтобы режимы течения иа модели и машине были подобны (например, недопустимо, чтобы на модели течение было ламинарным, а на машине турбулентным) [c.65]

Таким образом, рассматриваемая теория турбулентности хотя и оперирует со статистическими характеристиками, по своей сути является полуэмпирической, причем включающей большее по сравнению с теорией Прандтля — Буссинеска число эмпирических констант. Однако, несмотря на сравнительную сложность и необходимость привлечения обширных опытных данных по статистическим характеристикам, она лишена весьма принципиальных недостатков теории пути смешения, перечисленных выше. Что же касается эмпирических коэффициентов, то при современном уровне развития аэродинамического эксперимента их определение не составляет проблемы. При этом их достоинством является универсальность для различных пристенных течений. Наконец, следует отметить, что рассматриваемую теорию не следует противопоставлять феноменологической теории Прандтля. Можно легко показать, в частности. [c.77]

В аэродинамической трубе (рис. 17.6) определению подлежат следующие параметры воздушного потока средняя скорость, степень турбулентности, температура и ее пульсации, давление потока и его пульсации, координаты установки измерительных датчиков. Для построения распределения этих параметров по объему трубы часть датчиков размещена неподвижно в трубе, часть датчиков вынесена на подвижную траверсу, с помощью которой осуществляется сканирование рабочего объема трубы как в продольном, так и в поперечном направлениях. Алгорч(гм работы системы сбора данных определяется программой проведения эксперимента. [c.350]

В потоке вязкой жидкости неравномерность потока (назовем ее вязкой) носит особый характер, определяемый аэродинамическим следом. Пульса-ционные составляющие скоростей в турбулентном следе также могут быть источниками ПАС в лопаточном аппарате, но из-за хаотичности этих пульсаций происходят лишь местные нерегулярные колебания давления. Главную же роль в формировании ПАС под влиянием следа играет неравномерность осредиенных скоростей на основном участке следа. [c.244]

В отличие от аэродинамических систем считается, что всякие изменения проходного сечения магистралей, плохообтекаемые формы границ потока, не говоря уже о резких изменениях направления потока, отводы и тройники при турбулентных потоках являются источнико.м создания шумов с широким диапазоном частот. Видимо, это является свидетельством высокого уровня собственного шума указанных устройств по сравнению с остальными шумами, вызываемыми в магистралях гидропередачи. Такие утверждения следует рассматривать в качестве утверждения важной роли аэродинамических шумов в гидропередачах. [c.362]

Рассмотрим расчет поля скоростей и ширины следа на участке до смыкания и применим теорию турбулентных струй (см. разд. 7.6), изменив только обозначения на те, которые при няты в теории аэродинамических решеток. Обозначим Шо/ — постоянную скорость потока вне следа. Эта скорость соответствует нзоэнтропийиому процессу, так как потерями вне иограничиого слоя и следа можно пренебречь. Дополнительную скорость в следе обозначим V х, у), а ее максимальное значение на оси следа о х). Распределение дополнительных скоростей в турбулентном следе, как показано в разд. 7.6, описывается универсальной зависимостью, которую можно записать в форме (7.86) или (7.87) [c.241]

Аэродинамические и акустические параметры, характеризующие начальные условия истечения дозвуковых затопленных и спут-ных турбулентных струй. В общем случае начальные условия истечения характеризуются распределением в выходном сечении сопла средней скорости, температуры, энергии и масштаба турбулентности. Применительно к затопленным струям с почти равномерным распределением перечисленных параметров по сечению (вне пограничного слоя на срезе сопла) для характеристики начальных условий истечения используются следующие параметры Re = uadju - число Рейнольдса, Мо = щ/а - число Маха, То/Тоо - степень неизотермичности, = и /uq - степень турбулентности в центре выходного сечения сопла, <5q и бо и Я = 6 /во - толщина вытеснения, толщина потери импульса и формпараметр пограничного слоя в выходном сечении сопла. К начальным условиям истечения относится также режим течения в пограничном слое в выходном сечении сопла (ламинарный, переходный, турбулентный). В ряде случаев представляется также существенным знание масштаба турбулентности, а также наличия вибраций сопла - продольных и поперечных, их величина и спектры. Характеризуются они величиной вибрационного ускорения, которая измеряется специальными вибродатчиками. [c.35]

Аэродинамические и акустические характеристики струи (это в равной степени относится к экспериментальной установке или натурному турбореактивному двигателю) могут заметно измениться под действием акустических возмущений, распространяющихся вдоль по потоку по тракту экспериментальной установки и ТРД. Поэтому начальные условия истечения следует дополнить уровнем и спектром шума в выходном сечении сопла. Особенно существенно наличие дискретных составляющих в этом спектре, которые могут заметно изменить аэродинамические и акустические характеристики струи. Для струи в спутном потоке, кроме перечисленных параметров, требуется еще знать параметры спутного потока в плоскости выходного сечения сопла, профили скорости и энергии турбулентности, параметр спутности т = Uoo/uq. Начальные распределения скорости, температуры и концентрации примеси важны еще и потому, что они определяют инварианты струи - условия постоянства избыточного импульса, избыточного теплосодержания и избыточного содержания примеси [1.1,1.14], справедливые при отсутствии продольного градиента давления в спутном потоке. [c.35]

Следует отметить одну особенность рассмотренных выше работ. Она состоит в том, что при двухчастотном акустическом возбуждении турбулентной струи на основной частоте и ее субгармонике удается добиться существенного эффекта управления аэродинамическими характеристиками струи только при низких частотах. Здесь двухчастотное акустическое возбуждение приводит к существенной интенсификации смешения по сравнению с одночастогным возбуждением. Заметное ослабление турбулентного смешения в струе при ее высокочастотном двухчастотном акустическом возбуждении по сравнению с одночастогным возбуждением в рассмотренных работах не было зафиксировано. Ряд экспериментальных исследований такого возбуждения были проведены лишь на участке струи протяженностью X = (О - 0,8)d и I = (О - l,5)d. [c.97]

Из этой формулы следует, что если Ti, не меняется со временем, т. е. есяги картина неоднородностей ов потоке (например, турбулентные пульсации поля скоростей) просто переносится потоком, оставаясь яеи1зме1НН0Й ( замороженная турбулентность ), то флуктуации плотности обращаются в нуль — никакой аэродинамической генерации звука не происходит. Это ясно и из чисто энергетических соображений если в потоке нет изменения Tij — нет расхода энергии, которая должна была бы идти на образование акустического поля,— нет и этого поля. [c.389]

Теория и экспериментальные исследования пограничного слоя представляют собой большую и важную проблему современной гидроаэромеханихш [26, 27, 28]. Акустический аспект этой проблемы начал развиваться сравнительно недавно, после того как были созданы основы общей теории аэродинамической генерации звука. Пограничный слой, возникающий на обводах тела, из-за трения о стенки становится турбулентным при значительно больших Re пограничного слоя, чем это имеет место для турбулентного следа эти числа Re составляют несколько тысяч. [c.443]

Первая задача — это определение шума турбулентного пограничного слоя в волновой зоне, вдали от самих источников шума. В этом случае можно считать, что генерация шума происходит за счет нестационарного турбулентного потока в пограничном слое. Для нахождения интенсивности этого шума следует воспользоваться основным уравнением (11.1) теории аэродинамической генерации звука при наличии твердых тел в потоке. При этом конкретные условия постановки этой задачи значительно различаются в зависимости от того, как ведет себя поверхность тела под действием приложенных со стороны жидкости сил, имеющих случайный характер. Эта поверхность может быть акустически жесткой и, таким образом, не будет совершать колебания под действием этих сил поверхность может быть акустически мягкой, и тогда пульсации давления в турбулентном пограничном слое будут переизлучать-ся ею в виде истинного звука наконец, поверхность может быть упругой и в ней (например в оболочке) будут распространяться под действием сторонних сил различные типы упругих волн (см. 1 этой главы). [c.444]

Гипотеза постоянства коэффициента турбулентного перемешивания неоднократно применялась в задачах турбулентного движения в свободной атмосфере, в океанах и реках. Для случая турбулентного движения жидкости в аэродинамическом и тепловом следе та же гипотеза была отчетливо сформулирована еще в 1938 г. Б. Я. Труб-чиковым, 1 принявшим А за постоянную величину, не зависящую ни от л ни от у. Как далее будет показано, такое допущение действительно верно для турбулентного следа, но непригодно, например, для струи. Формула, аналогичная (104), была предложена в 1942 г. Л. Прандтлем, исходившим из соображений, отличных от использованной нами гипотезы подобия. Первые применения новой формулы Прандтля были выполнены Гертлером. [c.656]

Несмотря на то, что эти изотропные условия не являются типичными ни для одного практически значимого реального потока, они оказались целесообразными, так как послужили стимулом для ученых, работающих в этой области, к постановке многих исследований, которые только недавно стали давать некоторые результаты. Отношение критического исследователя к идеализированным системам очень хорошо выразил Батчелор Изучение однородной турбулентности практически важно, так как, если мы поймем этот более простой случай, то мы до некоторой степени разберемся и в аспектах неоднородной турбулентности . В самом деле, Тэйлор, сделав еще один шаг в исследованиях, показал, что турбулентность в следе за прямоугольной решеткой в аэродинамической трубе примерно изотропна в плоскостях, нормальных к направлению среднего движения, по отношению к координатной системе, движущейся вместе с потоком. Это открытие с одновременным усовершенствованием анемометра с горячей нитью позволило проводить наблюдения в лаборатории и в поле, так что оба инструмента научного исследования — математический анализ и экспериментальные измерения — могли применяться одновременно. [c.257]

При не слишком малом т распределение р(У т х, о) уже не может быть выражено через эйлеровы статистические характеристики. Однако если т > Г, то правая часть (10.24) может быть представлена в виде суммы ряда интегралов, берущихся по непересекающимся интервалам времени продолжительностью более Т и являющихся слабо зависимыми случайными величинами. Поэтому к этой сумме должна быть применима центральная предельная теорема для слабо зависимых случайных величин, согласно которой распределение вероятностей суммы большого числа таких величин при некоторых широких условиях оказывается очень близким к нормальному. В последние годы центральная предельная теорема была при некоторых условиях доказана и непосредственно для интегралов вида (10.24) (см., например, Розанов (1990), где рассмотрен случай интеграла от стационарной случайной функции близкие теоремы имеются и для интегралов от некоторых нестационарных случайных функций). К сожалению, прямо воспользоваться этими доказательствами все же нельзя, так как фигурирующие в них условия, налагаемые на случайные функции, не могут быть точно проверены в применении к характеристикам реальных процессов. Тем не менее эти условия настолько естественны, что было бы крайне странно, если бы распределение вероятностей для смещения У(т) при т > Г существенно отличалось от нормального распределения. В некоторых случаях распределение для (т) (или хотя бы для отдельных компонент этого вектора) может быть найдено экспериментально с помощью измерения распределения концентрации в различных сечениях облака , создаваемого источником примеси (например, распределения температуры в различных сечениях теплового следа за нагретым телом). Таким образом, удалось и экспериментально показать, что во многих турбулентных течениях распределение для (т) при больших т действительно очень близко к нормальному, причем в частном случае турбулентности в аэродинамической трубе за решеткой оказалось, что оно является почти нормальным при всех значениях т (см., например, Коллис (1948), Таунсенд (1951), Уберои и Корсин [c.494]

На рис. 228 приводятся кривые равных скоростей (изотахи) вблизи такого пузыря , образовавшегося за точкой минимума давления на сравнительно толстом, восемнадцатипроцентном крыловом профиле при нулевом угле атаки ). Опыты проводились в аэродинамической трубе низкой степени турбулентности. Число Рейнольдса, построенное по длине. хорды с равнялось 1,7-Ю . Границей замкнутой отрывной области на рисунке соответствует изотаха с отметкой нуль. Аналогичные замкнутые отрывные зоны наблюдались в окрестности передней кромки крыловых профилей при сравнительно больших углах атаки ) и на поверхности эллиптического цилиЕдра ). Следует отметить, что образование пузыря наблюдалось только в трубах малой турбулентности. [c.684]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...