Точка отрыва пограничного слоя

Шар, к которому по форме приближаются многие твердые компоненты потоков газовзвеси, является плохо обтекаемым телом. Безотрывное обтекание сохраняется лишь при невысоких числах Rex, а положение точки отрыва пограничного слоя от поверхности зависит от режима обтекания, т. е. от Ret- Соответственно меняется и закон сопротивления, который оценивается коэффициентом аэродинамического сопротивления Сш, учитывающим как силы трения, так и разность сил давления в лобовой и кормовой частях шара. [c.47]

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]

Точка отрыва пограничного слоя 331 Турбина идеальная 35, 50 Тяга жидкостного реактивного двигателя 53 [c.596]

Рассмотрим способы расчетного определения положения точки отрыва пограничного слоя. [c.387]

Первая форма обтекания называется докритической, вторая — надкритической. На рис. 10.6 представлены результаты измерений для докритической области, причем большие значения чисел Рейнольдса соответствуют началу кризиса перехода. Можно допустить, что первый минимум числа Нуссельта на рис. 10.6 соответствует точке отрыва пограничного слоя. [c.194]

За точкой отрыва пограничный слой трансформируется в отрывное течение, характеризуемое сильной неустойчивостью образующихся крупномасштабных вихрей. Отдельные вихри, отрываясь от твердой поверхности, сносятся потоком, на их месте образуются новые вихри [c.247]

При обтекании цилиндра потоком вязкой жидкости вследствие отрыва пограничного слоя и образования отрывного течения давление в лобовой части цилиндра всегда оказывается больше давления в его кормовой части (рис. 5.18). Равнодействующая этих сил давления, отличная от нуля, и определяет собой сопротивление давления. В пределах гидродинамического следа давление остается практически постоянным и равным давлению у твердой поверхности в точке отрыва пограничного слоя, давление же у лобовой поверхности практически не отличается от давления при взаимодействии цилиндра с невязкой жидкостью. [c.253]

Рис. 5.22. Изменение положения точки отрыва пограничного слоя на сфере при различных числах Рейнольдса

Началом отрывного течения следует считать точку отрыва пограничного слоя от стенки. Отрыв может произойти от угловатой (рис. 158, а) или от гладкой поверхности (рис. 158, б). [c.302]

Точка отрыва пограничного слоя 264 [c.567]

Практически эти формулы оправдываются при не очень больших градиентах давления, т. е. в области, не очень близкой к точке отрыва пограничного слоя. [c.234]

На основании ранее приведенных зависимостей для —и —г- 0 0 от формпараметра Г (фиг. 14 и 15) в точках отрыва пограничного слоя (г = ]), учитывая, что Но = 1,79 и Н о = 1,3, получим [c.49]

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]

В ]Л. 151] дана эмпирическая формула для определения значения координаты х в точке отрыва пограничного слоя [c.81]

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]

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]

При Re— оо 1 -> О, (Bj-> О и предельное распределение скоростей в точке отрыва пограничного слоя имеет вид [c.117]

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]

С физической точки зрения охлаждение стенки вызывает, как известно, увеличение градиентов скоростей у стенки, делает профиль скоростей более заполненным, что и затягивает точку отрыва пограничного слоя. Заметный разброс опытных точек на графике Я = /(Г) можно объяснить (Влиянием различных условий охлаждения. [c.354]

Выше отмечалось существенное нарушение подобия профиля скоростей и температур в пограничном слое при градиентном течении. Нами построены графики распределения т и по мере приближения к точке отрыва пограничного слоя. В распределении т и наблюдается характерный максимум на некотором удалении от стенки с последующим падением до нуля на внешней границе пограничного слоя. Величина теплового потока непрерывно падает от максимального значения на стенке до нуля на внешней границе пограничного слоя. [c.358]

С увеличением толщины кромок растет коэффициент расхода как в перегретом, так и во влажном паре (рис. 4-14,в). Такой характер изменения Lii может быть объяснен смещением по потоку точки отрыва пограничного слоя на кромке и уменьшением давления в горловом сечении по сравнению с давлением за решеткой. Во влажном паре этот эффект проявляется в большей степени, что обусловлено изменением вязкости бинарного пограничного слоя по сравнению с вязкостью перегретого пара. [c.93]

В работе [L.16] путем испытаний модели винта в аэродинамической трубе исследовалось влияние на срыв таких параметров, как сужение и крутка лопасти, вогнутость профилей сечений, собственная частота крутильных колебаний лопасти и число лопастей винта. Измерялись аэродинамические характеристики винта, колебания лопастей и положения точки отрыва пограничного слоя. Оказалось, что изменение скорости роста Ст/о, маховое движение лопастей и переменные напряжения лопасти в плоскости хорд указывают на приближение срыва не хуже, чем положение точки отрыва пограничного слоя на лопасти. Установлено, что срыв начинается на стороне отступающей лопасти при 260° < ф < 330° на радиусе r 0,75R. С ростом Ст/а начало зоны срыва перемещается к азимуту ф = 180°, а конец этой зоны отходит назад, на азимут ф = 20°. При умеренной подъемной силе точка отрыва пограничного слоя на лопасти быстро перемещается от задней кромки к передней. При большой подъемной силе отрыв пограничного слоя происходит вблизи передней кромки и связан, по-видимому, со сходом пелены вихрей при срыве. При заданной скорости полета наступление срыва в первую очередь зависит от силы тяги несущего винта, а не от значений общего и циклического шагов, обеспечивающих требуемую подъемную силу. Значение Ст/а, при котором начинается срыв (срывное значение), уменьшается с ростом i. Использование суживающихся лопастей и вогнутых профилей существенно улучшает срывные характеристики винта, увеличивая срывное значение Ст/а и улучшая летные характеристики при срыве. Уменьшение жесткости на кручение отодвигает начало срывного флаттера, но изменение крутки, частоты крутильных колебаний и числа лопастей практически [c.819]

Произведем оценку закона теплообмена в точке отрыва пограничного слоя, т. е. там, где должно иметь место наибольшее отклонение от закона теплообмена для пластины (f = 0). При этом ограничимся рассмотрением пограничного слоя с постоянными физическими свойствами и числом Рг 1. [c.217]

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]

Вычисление точки отрыва пограничного слоя XABLOS. [c.240]

Поскольку условие 1=0 определяет значение формпараметра X в точке отрыва пограничного слоя, по (4-31) требуется, чтобы х, а также форма профиля не зависели от отсасывания в точке отрыва. На самом деле отсасывание оказывает значительное влияние на отрыв. Поэтому лучшее приближенное решение можно получить, используя двухпараметрическое се.мейство профилей, в котором о и IX являются параметрами. [c.115]

Сравнение теоретического распределения х(у) [уравнение (10-36)] с экспериментальным (данные [Л. 301]) в трех сечениях пограничного слоя перед началом течения с с1р1йх>() (х = 5,35 м), перед отрывом пограничного слоя (х = 7,62 м) в промежуточном сечении (х = 6,86 м) показано на рнс. 10-10. Экспериментальные значения х на этих графиках получены по измерениям u v термоанемометром в аэродинамической трубе. При определении профилей х(у) по (10-36) использованы измеренные значения толщины пограничного слоя и касательного напряжения на стенке. В сечении при х=5,35 м величина Хго принималась равной ее значению на пластине при соответствующих условиях обтекания, а в точке отрыва пограничного слоя тю = 0. Хорошее совпадение расчетных и опытных данных имеет место только в третьем сечении распределение касательного напряжения существенно зависит от формпараметра Н. [c.293]

На рис. 11-24 представлены также результаты исследования влияния толщины выходных кромок сопловой решетки на коэффициент расхода. Исследования проводились на модельных ступенях, имеющих средний диаметр 534 мм и высоту лопаток 25 мм (профили решеток С-9012А и Р-3021А). Коэффициенты расхода определялись по формуле (11-11). С увеличением толщины кромок коэффициенты расхода растут на влажном и перегретом паре. Такой характер изменения ц 1 может быть объяснен смещением точки отрыва пограничного слоя на кромке по потоку и уменьшением давления в горловом сечении. На влажном ларе этот эффект проявляется в большей степени, так как вязкость пленки больше вязкости пара. [c.320]

Аналогичный метод расчета теплового пограничного слоя был предложен в работах Л. Е. Калихмана [Л. 6], В. М. Иевлева [Л. 1], Амброка [Л. 50] и др. В данном случае обосновывается распространение этого метода на область существенных положительных градиентов давления вплоть до точки отрыва пограничного слоя. Интегральное уравнение импульсов для области дозвуковых скоростей течения можно записать в следующем виде [c.119]

Эксперимент показывает, что отрыв в действительности происходит выше по потоку. Уже упоминалось, что метод К. Поль-гаузена не дает достаточно точных результатов в диффузор ной области. Были разработаны более точные методы определения точки отрыва. В точке отрыва пограничного слоя [c.183]

Фиг. 10—7. Раопрэделение касательных напряжений (1) р тепловых потоков (2) в точке отрыва пограничного слоя.

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...