Отрыв пограничного слоя

Поскольку теоретический анализ движения пузырька газа в жидкости проводился в предположении, что отклонение скоростей течения фаз от соответствующих скоростей идеальных фаз мало, соотношения (2. 5. 50) — (2. 5. 53) не справедливы вблизи точки набегания. Следует также ожидать, что полученные решения не будут справедливы в кормовой области частицы (6 — ). Действительно, (2. 5. 50), (2. 5. 52) означают, что при 9 —. тг v и (к(.) неограниченно возрастают. В действительности в этой области происходит отрыв пограничного слоя. [c.48]

ОТРЫВ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ [c.329]

Отрыв пограничного слоя [c.329]

ОТРЫВ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ 331 [c.331]

При достаточно большом положительном градиенте давления во внешнем потоке слои жидкости вблизи стенки могут остановиться и даже начать двигаться в обратном направлении, т. е. происходит отрыв пограничного слоя (рис. 6.4). Сечение пограничного слоя, начиная с которого возникает обратное движение жидкости, носит название точки отрыва пограничного слоя. В этой точке выполняется соотношение [c.331]

ОТРЫВ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ 333 [c.333]

Таким образом, отрыв пограничного слоя возникает в том случае, когда параметр [c.337]

Осреднение параметров неравномерного потока 267—275, 322 Отрыв пограничного слоя 282, 283, 329—338 [c.595]

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]

ВЛИЯНИЕ ГРАДИЕНТА ДАВЛЕНИЯ И ОТРЫВ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ [c.348]

Рис. 8.28. Отрыв пограничного слоя вблизи критической точки

Отрыв пограничного слоя 348 [c.434]

И ОТРЫВ ПОГРАНИЧНОГО слоя [c.381]

Отрыв пограничного слоя 381 Парадокс гидростатический 78 [c.458]

Рис. 1.11.8. Отрыв пограничного слоя на руле, расположенном на задней кромке

Влияние вихрей на корпусе. Отрыв пограничного слоя, возникающий на верхней (подветренной) стороне корпуса, принадлежащего крестообразной конфигурации летательного аппарата, движущегося под малыми углами атаки и скольжения, оказывается незначительным, поэтому он практически не влияет на момент крена, величина которого может быть принята равной нулю. [c.176]

Рассмотрим более точную методику расчета газодинамических параметров и коэ( )фициента усиления при взаимодействии сверхзвуковой струи с набегающим сверхзвуковым потоком. Картина такого взаимодействия отличается большой сложностью (рис. 5.1.9). Перед струей 2, служащей своеобразной преградой, поток тормозится, в результате чего возникает положительный градиент давления, который вызывает отрыв пограничного слоя в точке 1. При этом образуются застойная зона 11ч скачок уплотнения 10. Сама струя под воздействием потока поворачивается и на некотором [c.360]

Так, например, в стенке, около того места, где вследствие возвратного течения можно ожидать отрыв пограничного слоя, устраивается щель (отверстие), через которую жидкость отсасывается внутрь обтекаемого тела. В результате этого пограничный слой прижимается к телу, а точка отрыва смещается к корме. Устраивая ряд щелей, можно существенно уменьшить вихреобразование и тем самым уменьшить потери энергии. [c.126]

В этой связи остановимся на вопросе о тепловой нестационарности, вызванной стабилизацией теплового пограничного слоя. Согласно решению Больтце отрыв пограничного слоя шара и, следовательно, формирование этого слоя определяется временем [c.159]

Определим теперь коэффициент сопротивления, которое газовый пузырек оказывает набегающе.л1у на него потоку жидкости. Будем считать, что полное сопротивление складывается из сопротивления, вызванного вязким пограничным слоем жидкости на поверхности пузырька, и сопротивления, обусловленного изменением распределения давления вдоль поверхности пузырька. Первый из названных вкладов в коэффициент сопротивления обо значим через сл . Его можно определить, интегрируя безразмерную тангенциальную компоненту тензора напряжений по поверхности пузырька газа. Поскольку вязкий пограничный слой не существует в области, где происходит отрыв пограничного слоя [c.74]

Видно, что выше значения Ве г 1 аналитическое описание поля течения усложняется. Становятся существенными инерционные силы, и при Ве 10 происходит отрыв пограничного слоя ) линии тока скручиваются и образуют стационарное вихревое кольцо у кормовой части сферы. Дальнейшее возрастание числа Ве приводит к увеличению размеров и интенсивности вихря. При Ве 100 систе.ма вихрен распространяется за сферой на расстояние около одного диаметра [7801. Влияние инерционных сил продол кает расти, п при Ве 1-50 систе.ма вихрей начинает колебаться. В ла.минарнодг потоке при Ве р 500 систе.ма вихрей отделяется от тела и образует след [822]. Это число Рейнольдса называется нгпкним критическим чпс,лоы Рейнольдса. Вихревые тсольца непрерывно образуются и отделяются от сферы, вызывая периодические изменения поля течения и мгновенной величины силы сопротивления. Линия отрыва пограничного слоя на сфере перемещается, что приводит также к флуктуация.м силы трения. [c.32]

Отрыв пограничного слоя обычно связан с образо1ванием вихрей, которые проникают во внешний поток и существенно искажают картину течения, полученную по теории идеальной жидкости, даже вдали от тела. Для пояснения приведем некоторые сведения об обтекании круглого цилиндра несжимаемой жидкостью. На рис. 6.24 показаны две кривые распределения давления вдоль окружности цилиндра штриховая кривая построена по теории идеальной жидкости, сплошная кривая получена экспериментально Флаксбартом при числе Рейнольдса [c.331]

Наличие даже слабого скачка уплотнения приводит к резкому увеличению давления во внешнем потоке. Рост давления передается навстречу потоку по дозвуковой части пограничного слоя. Линии тока отклоняются от стенки, порождая в сверхзвуковой частя пограничного слоя семейство волн сжатия, которые распространяются во внешний поток и оказывают влияние на форму и интенсишность скачка уплотнения вблизи области взаимодействия. Продольный градиент давления в пограничном слое оказывается значительно меньше, чем во внешнем потоке. Если скачок слабый, то движение в пограничном слое происходит под воздействием небольшого положительного градиента давления и отрыв потока не происходит. С увеличением интенсивности скачка уплотнения во внешнем потоке возрастает градиент давления вблизи стенки и возникает отрыв пограничного слоя. При этом увеличивается отклонение линий тока в сверхзвуковой части течения, благодаря чему поддерживается необходимое распределение давления, соответствующее данной интенсивности скачка уплотнения. В зависимости от условий во внешнем потоке (интенсивности скачка уплотнения, местного числа М, ускоренного или замедленного характера течения) и формы обтекаемого тела возможны два случая. В первом случае поток после отрыва присоединяется снова к стенке. Сразу за скачком уплотнения возникают волны разрежения, как при обтекании внешнего тупого угла. В месте присоединения поток направлен под некоторым углом к стенке, поэтому здесь возникает новый скачок уплотнения, который может вызвать иногда новый отрыв пограничного слоя. Таким образом, могут появиться несколько 22 [c.339]

Таким образом, при малой интенсивноспи окачка уплотнения картина течения во внешнем потоке мало отличается от картины, предсказанной теорией идеальной жидкости. Это отличие заключается в небольшом искривлении скачков уплотнения в области взаимодействия. Развитие пограничного слоя в этой области происходит под воздействием плавного повышения давления и описывается обычными уравнениями пограничного слоя. Однако в большинстве случаев на практике приходится иметь дело со скачками уплотнения, интенсивность которых такова, что возникает отрыв пограничного слоя. Хотя качественная картина [c.340]

Следует иметь в виду, что наличие скачков уплотнения во внешнем потоке оказывает влияние на распределение скорости п давления в пограничном слое. При небольшой интенсивности падающего скачка это влияние сводится к некоторому утолщению пограничного слоя профиль скорости при этом изменяется мало. При большой интенсивности падающего скачка уплотнения возникает отрыв пограничного слоя и образуется вихревая зона. Вниз по потоку от точки отрыва начинается перемешивание оторвавшихся струек и нарастание нового пограничного слоя на стенке. Благодаря передаче давления по дозвуковой части пограничного слоя вверх по потоку давление перестает быть постоянным поперек пограничного слоя, т. е. dp/di/ Ф 0. Поэтому все методы расчета, разработанные в предположении постоянства статического давления в поперечном сечении пограничного слоя, могут быть использованы лишь в достаточном удалении от места взаимодействия. Сравнение приведеяных выше данных показы- [c.347]

Для расчета реактивной силы, кроме расхода газа, нужно знать давление на срезе и скорость истечения, которые зависят от потерь как в дозвуковой, так и в сверхзвуковой части сопла. Выше предполагалось, что потери распределяются равномерно по сечению сопла, однако истинная картина течения газа внутри сопла не отвечает этому простейшему предположению. При большой кривизне стенок в области горловины сопла возможен местный отрыв пограничного слоя от стенок, кроме того, в начале расширяюЕцейся части сопла некоторые линии тока сверхзвукового течения сужаются, что приводит к образованию местных косых скачков уплотнения. [c.433]

На режимах истечения из сопла с большим перерасшпрением, когда на срезе сопла устанавливается мостообразный скачок (рис. 8.10), отношение давлений на срезе pjpa может оказаться выше критического для пограничного слоя сопла при его взаимодействии с косым скачком уплотнения аЪ. В этом случае возникает отрыв пограничного слоя от стенки и система скачков смещается внутрь сопла в сечение й, где скорость меньше X, < 1а) и давление перед скачками выше р, > Ра), чем в сечении а при надлежащем уменьшении отношения давлений в косом скачке [c.443]

Здесь /Jqtp — полное давление, при котором происходит отрыв, Ррасч— полное давление на расчетном режиме. Только при смещении системы скачков к зоне с числом Маха М 1,3 (см. 8 гл. VI) отрыв пограничного слоя прекращается и система вырождается в скачок, близкий к прямому, за которым устанавливается дозвуковое дпффузорное течение вплоть до среза сопла. [c.443]

В момент наибольшего сокращения расхода система скачков превратцается в криволинейную ударную волну, выбитую вперед за пределы центрального тела. Это приводит к устранению отрыва пограничного слоя и увеличению расхода воздуха, вследствие чего система скачков восстанавливается, а замыкающий ее скачок подходит к тому месту, где вновь происходит отрыв пограничного слоя и т. д. На этом режиме наблюдается сильная тряска ( ном-паж ) двигателя — низкочастотные пульсации давления, связанные с колебанием расхода воздуха. Ввиду возможного разрушения двигателя работать на режиме помнажа нельзя. [c.486]

Итак, отрыв пограничного слоя обусловлен совокупным действием положительного градиента давления и вязкого пристенного трения. При отсутствии одного из этих факторов отрыва не происходит. Весьма наглядно это было продемонстрировано Г. Феттингером, результаты опытов которого показаны на рис, 8.28. Были исследованы и сопоставлены два течения вязкой жидкости, вблизи плоской стенки, поставленной нормально к потоку. В первом из них (рис. 8.28, а) вблизи критической точки поток свободно растекался в обе стороны. Несмотря на наличие положительного градиента давления, на участках линий тока перед критической точкой отрыва не возникало, поскольку здесь отсутствовало тормозящее влияние стенки. На участках линий тока за критической точкой движение происходило вдоль стенки, [c.349]

Итак, мы видели, что отрыв пограничного слоя обусловлен совокупным действием положительного градиента давления и вязкостного пристенного трения. При отсутствии одного из этих факторов отрыва не происходит. Весьма наглядно это было продемонстрировано Фёттингером, результаты опытов которого показаны на рис. 187, Были исследованы и сопоставлены два потока вязкой жидкости, натекарощнх на плоскую стенку, поставленную нормально к потоку. [c.383]

Отрыв пограничного слоя при достижении некоторого угла атаки начинается в том сечении крыла, где значение СуГ наиболее близко к Суатах (сечение на рис. 12.5—12.7). С прямоугольного крыла отрыв потока начинается у центроплана [c.679]

Однако при сильном отклонении аппарата отрыв пограничного слоя становится существенным фактором, определяющим силовое воздействие со стороны обтекающего потока. Оторвавшийся пограничный слой создает в зоне оперения неравномерный скос потока. В результате изменяется несущая способность консолей оперения (крыла). Уплоской комбинации это приводит к изменению момента крена по сравнению с тем, который имел бы место при [c.176]

Если угол р д превышает некоторое критическое значение, то возникает отрыв пограничного слоя в месте его взаимодействия со скачком. Повышенное давление в точке отрыва передается вверх по потоку через дозвуковую часть пограничного слоя. Это приводит к перемещению точки отрыва в глубь сопла. Картина течения будет такая, как на рис. 4.6.1,6. От точки А на внутренней поверхности сопла поток отрывается и, проходя через скачок уплотнения Л Л, поворачивается на уголрсг- Далее поток присоединяется к поверхности дефлектора в точке В, в которой образуется второй скачок уплотнения ВВ. Ниже разделяющей линии тока АВ находится застойная зона ( жидкий клин ). За присоединенным скачком уплотнения с углом 0с2, вызванным поворотом потока на угол р<.2. на поверхность дефлектора будет действовать давление р . [c.328]

Бернулли, так как дпссппации энергии не происходи-]. Это давление распространяется и на всю толщину пограничного слоя. По длине слоя между О н В имеется минимум давления, а от него вниз по потоку существует положительный градиент даЕ-ления, который приводит к тому, что остановившаяся частица вначале перемещается в пограничном слое В сторону стенки, а затем начинает двигаться обратно. Пограничный слой разбухает и отрывается. Отрыв пограничного слоя резко усложняет гидродинамическую картину обтекания цилиндра, а следовательно, и теплоотдачу. [c.193]

Прикладная газовая динамика. Ч.1 (1991) -- [ c.282 , c.283 , c.329 , c.338 ]

Техническая гидромеханика (1987) -- [ c.348 ]

Техническая гидромеханика 1978 (1978) -- [ c.381 ]

Физическая газодинамика реагирующих сред (1985) -- [ c.432 ]

Гидравлика и аэродинамика (1987) -- [ c.246 ]

Механика сплошной среды. Т.2 (1970) -- [ c.264 , c.267 ]

Гидрогазодинамика Учебное пособие для вузов (1984) -- [ c.182 ]

Теоретические основы теплотехники Теплотехнический эксперимент Книга2 (2001) -- [ c.42 ]

Механика жидкости (1971) -- [ c.216 , c.225 , c.226 , c.274 , c.275 , c.402 , c.412 ]

Аэродинамика (2002) -- [ c.53 , c.94 , c.129 , c.130 , c.131 , c.154 ]

Отрывные течения Том 3 (1970) -- [ c.13 ]

Теория пограничного слоя (1974) -- [ c.16 , c.37 , c.40 , c.41 , c.44 , c.47 , c.51 , c.52 , c.128 , c.144 , c.168 , c.169 , c.207 , c.213 , c.216 , c.237 , c.247 , c.249 , c.337 , c.338 , c.343 , c.345 , c.357 , c.388 , c.390 , c.391 , c.602 , c.604 , c.606 , c.615 , c.617 , c.686 , c.687 ]

Прикладная газовая динамика Издание 2 (1953) -- [ c.56 , c.378 ]

Основы техники ракетного полета (1979) -- [ c.261 ]

Аэродинамика решеток турбомашин (1987) -- [ c.215 ]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...