Переход, пограничный слой

Результат сделанных допущений является приближенным, но он характеризует важное свойство рассматриваемого процесса течения давление по нормали к стенке в пограничном слое почти не меняется и, следовательно, остается таким же, как на стенке в точках указанной нормали на линии перехода пограничного слоя в ядро потока. Поскольку ядро потока имеет ничтожные потери на трение, то можно считать движение в нем изоэнтропным и по законам этого движения при известных параметрах его начала рассчитать параметры, в том числе и давление, в любой точке по ходу линий тока. Направляясь от этой точки по нормали к стенке, можно утверждать, что таким же будет давление и на стенке. Поток, протекающий вне пограничного слоя, независимо от вязкости, через пограничный слой влияет на распределение [c.230]

Рис. 65. Переход пограничного слоя Рис. 66. Рассмотрение импульсов в турбулентное состояние лами- у турбулентного пограничного парный подслой. слоя.

При этом А, а, Ь и с — постоянные. Из последних двух примеров можно видеть, что переход пограничного слоя в невязкое течение совершается в этих случаях по другим законам, нежели в случаях, рассмотренных выше. [c.9]

Краткое содержание. В литературе, посвященной уравнениям пограничного слоя Прандтля, всегда возникает вопрос о краевом условии, которое регулирует переход пограничного слоя в невязкий внешний поток. Многие авторы считают, что это условие перехода является излишним, если распределение скоростей по одной из нормалей к стенке (например, входной профиль) действительно смыкается для больших у с величиной внешней скорости. Это предположение можно строго доказать, если принять, что решения в отношении л являются аналитическими. Необходимо при этом, чтобы входной профиль был бесконечно дифференцируем, а все его производные имели асимптотическое разложение. [c.279]

Если по условию задачи тело приобретает установившееся движение мгновенно, то этого нельзя сказать об окружающей его жидкости. Естественный интерес вызывают процессы установления движения жидкости во времени зарождения и развития пограничного слоя на поверхности тела, появления отрыва и перемещения его вверх по течению, перехода пограничного слоя в его установившуюся форму, соответствующую стационарному обтеканию тела. [c.516]

Переход пограничного слоя из ламинарного состояния в турбулентное в связи с беспорядочным турбулентным движением сопровождается увеличением его толщины. [c.35]

Влияние перехода пограничного слоя и вдува с поверхности [c.127]

Влияние перехода пограничного слоя и вдува с поверхности на коэффициент сопротивления летательного аппарата [c.127]

Существенное влияние на переход пограничного слоя оказывает затупление носка тела, от которого зависит соотношение между толщинами энтропийного и пограничного слоев. Наиболее полные данные о влиянии энтропийного слоя на переход представлены в работах [47, 49]. [c.128]

Несмотря на проведение в последние годы большого числа исследований по переходу пограничного слоя, до сих пор не существует единой универсальной методики определения координат точки перехода. В связи с этим при выводе критерия перехода в настоящем методе были использованы опытные данные из работ [42, 43, 46, 49], где содержатся рекомендации по выбору зависимости критического числа Рейнольдса Re 5 от шероховатости и энтальпийного фактора. Эти данные показывают, в частности, что охлаждение обтекаемой поверхности смещает точку начала перехода вниз по потоку, что особенно заметно при низких температурных факторах in. < 0,4) [42, 43]. [c.128]

С целью распространения этих рекомендаций на случай перехода пограничного слоя, осуществляемого на боковой поверхности затупленного конуса, были проведены испытания моделей с различными затуплениями и видами шероховатости при различных энтальпийных факторах. Условия проведения испытаний приведены ниже в табл. 6.3. [c.128]

В соответствии с данным критерием, при движении затупленного конуса с характерным размером L 1,5 м по траектории спуска при М = 20 переход пограничного слоя начинается на высотах Н 264 29 км. [c.130]

О влиянии перехода пограничного слоя на суммарный коэффициент сопротивления затупленного конуса j s можно судить по графикам, представленным на рис. 6.12, где дано сравнение расчетных и летных данных для варианта М — 20 9k — 7°, Н — О4-65 км. При определении расчетного суммарного коэффициента xs учитывалось влияние шероховатости поверхности и вдува в пограничный слой. [c.130]

На рисунках 8.4, 8.5 проводится сравнение экспериментальных данных с расчетными, полученными на основании метода, изложенного в гл. 7. Пунктирной линией (при L/r = 150) приведено значение коэффициента демпфирования для острого конуса. Сравнение результатов показывает, что коэффициенты продольного статического момента — удовлетворительно согласуются между собой во всем диапазоне изменения определяющих параметров, однако наблюдается заметное расхождение по величинам коэффициента демпфирования при Моо = 6 (например, при L/r = 100 расчетные значения составляют 60 % от опытных данных). Возможной причиной расхождения данных может служить зона перехода пограничного слоя на боковой поверхности тела, поведение которой в не стационарном течении описывается с определенной погрешностью. [c.172]

Переход, пограничный слой 92, 95, [c.202]

Для дальнейшего развития вполне надежных расчетов отрыва необходимы дополнительные исследования не только основного течения, но также характеристик перехода пограничного слоя и зоны отрыва [28]. [c.39]

В работе [6] не отмечена важность влияния перехода пограничного слоя на отрывное течение, как это сделано в работах [7, 8] для сверхзвуковых течений, вероятно вследствие того, что в исследованном интервале скоростей переход не имел места. [c.20]

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]

Вопрос перехода пограничного слоя от ламинарного к турбулентному. режиму заслуживает большого внимания при расчете входа в атмосферу больших аппаратов, поскольку теплоотвод и, следовательно, вес теплозащиты в сильной Степени зависят от состояния пограничного слоя при гиперзвуковых скоростях. Этот вопрос за последнее время не продвинулся сколько-нибудь существенно. Вообще можно заметить, что, несмотря на наличие нескольких работ по теплозащите в условиях турбулентного пограничного слоя ), этот вопрос нуждается в большем внимании и дальнейшем развитии. Совершенно недостаточно работ по многокомпонентному турбулентному пограничному слою. [c.558]

Мы не будем заниматься исследованием или предсказанием возникновения перехода пограничного слоя от ламинарного к турбулентному режиму течения. В конечном счете, переход ламинарного пограничного слоя [c.235]

В турбулентный будет происходить в том месте гиперзвукового тела, где число Рейнольдса течения становится достаточно большим . Предсказание того, когда и где произойдет этот переход, по мнению автора, не яв-ляется еще точной наукой и лучше оставить этот вопрос за пределами такого рода книги. Подобные прогнозы, как это обычно и делается, должны были бы базироваться на непрерывно пополняющихся экспериментальных данных. Автор не в состоянии сделать ничего лучшего, кроме как отослать интересующегося читателя к существующей по этому вопросу технической литературе, включающей большое и все возрастающее число научных сообщений, выпускаемых научными учреждениями во всем мире. Проблема прогноза момента перехода пограничного слоя остается первоочередной из нерешенных проблем газовой динамики. [c.236]

Сопротивление тела зависит от степени турбулентности потока, потому что с ростом ее ускоряется переход пограничного слоя из ламинарного в турбулентный. Турбулентность сильнее сказывается на сопротивлении хорошо обтекаемых тел, у которых оно определяется по преимуществу формой тела. У круглого цилиндра до кризиса турбулентность может понизить величину коэффициента лобового сопротивления до 50% значения в по токе с малой пульсацией скорости. После кризиса коэффициент Сх незначительно — до 10%—возрастает с ростом степени турбулентности даже до 8= 5-т-10%. [c.49]

Положительное влияние локального нагрева на затягивание ламинарно-турбулентного перехода пограничного слоя было получено снижением возмущающего воздействия распределенной шероховатости рабочей поверхности в окрестности передней кромки пластины длиной 1.25 м. Дополнительная шероховатость в виде дискретных элементов диаметром порядка 1 мм и высотой 0.1 мм возникала при нагреве в результате плавления термоиндикаторной краски, нанесенной на носовую часть в форме трех продольных полос с целью измерения распределения температуры вдоль средней части пластины. На фиг. 5, а приведены результаты экспериментов для холодного режима, показывающие зависимость характеристик области ламинарно-турбулентного перехода от скорости для трех сечений пограничного слоя л = 0.33 0,57 [c.38]

Малое отличие величин давления, измеренных в первом (точки /) и во втором (точки 2) дренажных поясах экспериментальной модели [1, 2], подтверждает отмеченный ранее в [3,4] и в других работах конический характер возмущенного течения, нарушающийся лишь в областях перехода пограничного слоя от ламинарного к турбулентному состоянию. Это позволяет провести аппроксимирующие кривые (сплошные линии) для распределения давления в возмущенной области, упрощающие понимание реализующейся структуры течения и ее анализ. [c.63]

Эксперимент проводился в диапазоне числа М = 0.778-0.828, угла атаки а = 0-5.25° при постоянном числе Ке = 5.7 10 . Постоянство числа Рейнольдса с изменением числа Маха достигалось регулированием полного давления в аэродинамической трубе. Переход пограничного слоя фиксировался в носке крыла (х, = 0.07). Все линейные размеры отнесены к хорде крыла, а давление (р ) - к скоростному напору набегающего потока (д ). [c.115]

В работе [7.9] сделан вывод, что допустимая гидравлическая шероховатость поверхности обычно меньше, чем критическая шероховатость, соответствующая переходу пограничного слоя. Если шероховатость поверхности привела к этому переходу, то получившийся турбулентный пограничный слой также будет зависеть от степени шероховатости поверхности. [c.338]

Изготовить турбулизатор, для чего отшлифовать отдельные элементы шероховатости (например стальные шарики) до получения заданных номинальных размеров равномерно расположить их на стальной ленте (плоской или кольцевой) и залить эпоксидным клеем, после чего вновь отшлифовать. Толщина стальной ленты при этом должна быть достаточно малой, чтобы не оказывать влияния на переход пограничного слоя. [c.354]

По полученным теневым снимкам определить положение точки перехода пограничного слоя для гладкой стенки и поверхности с турбу-лизатором. [c.354]

В 13 книги [5] рассмотрены возможности расчета коэффициента расхода в прямоосном канале. Единственная причина снижения действительного расхода по сравнению с теоретическим — это сужение проходных площадей потока вследствие образования так называемого пограничного слоя между стенками канала и ядром потока, движение которого с достаточной степенью точности можно считать изоэнтропным (адиабатным без трения). В таком слое скорости движения потока по его линиям тока являются замедленными вследствие трения, и скорость потока здесь меняется от нуля (у стенки) до скорости ядра потока на переходе пограничного слоя в ядро потока. В теории пограничного слоя принимаются закономерности изменения скорости течения в пограничном слое от нуля до указанной максимальной величины. Рассматривая такую структуру потока в прямоосном канале, можно получить выражение для коэффициента расхода в канале с прямолинейной осью через параметры пограничного слоя [c.206]

Особую ценность имеют результаты летных испытаний, отражающие совокупное влияние различных фаБсторов (уноса, шероховатости поверхности и т. д.) на переход пограничного слоя и не подверженные воздействию негативных факторов, присущих аэродинамическим трубам. Обработка летных данных [44, 51] по формуле (6.18) показала, что для определения начала перехода в данном случае также может быть использована эта зависимость, однако величина Ai должна быть увеличена Ai = 1600/М . Диапазоны изменения основных параметров, входящих в формулу (6.18), имеют следующие ограничения М о = 4 -20 = 2ч-4 = 0,154-0,9 h 4,0. [c.130]

Райт, Зоби. Определение перехода пограничного слоя на тонком конусе в летных испытаниях. Астронавтика и ракетодинамика , № 1. 1978. [c.143]

Приведенное объяснение явления кризиса обтекания , основанное на представлении о переходе пограничного слоя из ламинарного состояния в турбулентное, прекрасно подтверл<дается применением искусствен- [c.592]

Для областей отрыва потока за донным срезом и в вырезах перед уступами или за ними при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях переход пограничного слоя является важным фактором, влияющим на критическую длину (см. ниже), которая в первом приближении не зависит от чисел Рейнольдса и Маха. Существует максимальное (критическое) отношение длины оторвавшегося вязкого слоя к глубине выреза в твердой стенке, при превышении которого каверна разрушается с образованием самостоятельных областей отрыва около каждого края выреза. Путем измерения распределений давления и скорости в кавернах Харват ж др. [8] выявили условия образования самостоятельных каверн в вырезах и установили параметры, определяющие структуру течения и распределение давления. Харват использовал две модели одну для измерения давления, другую — для исследования теплопередачи. Так как вторая модель будет рассмотрена в гл. XI, сосредоточим внимание только на модели для исследования характеристик потока. Исследования Харвата [8] являются экспериментальными и касаются главным образом физики отрыва потока [c.32]

При реальном обтекании летательного аппарата или его элементов (крыла, фюзеляжа, оперения и т.п.) при определенных углах атаки и числах Маха могут возникать отрывы пограничного слоя, приводящие к появлению нелинейности в суммарных аэродинамических характеристиках. В настоящее время идентифицировать отрывное обтекание при больших дозвуковых скоростях позволяют как количественные, основанные на измерении местной скорости (термоанемометр, лазерно-допплеровский измеритель скорости), так и качественные (пневмометрические, жидкая пленка, оптические) методы измерений. В качестве вариации пневмометрического метода измерений для определения перехода пограничного слоя на крыле использовался метод пульсаций полного давления [1]. В принципе такой метод может быть использован и для определения отрьша пограничного слоя. Однако для этого необходимо перемещать насадок полного давления вдоль поверхности или устанавливать поверхностные козырьки (трубки Стантона). [c.114]

Отношение найденных критических чисел Рейнольдса для гладкой и шероховатой поверхностей Кекр.г/Нскр 3. Таким образом, используемая в эксперименте шероховатость вызывает переход пограничного слоя на расстоянии от носка, втрое меньшем, чем на гладкой стенке. [c.356]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...