Отрыв потока, вызванный скачком

Ланге [22] собрал экспериментальные результаты по взаимодействию скачка уплотнения с двумерным пограничным слоем, опубликованные до июля 1953 г. Эти эксперименты проводились с плоскими пластинами, на которых устанавливались уступы или клинья (фиг. 21, 22). Падающий на пластину скачок уплотнения создавал положительный градиент давления, достаточный, чтобы вызвать отрыв потока. При переходе через скачок давление возрастает, и разность давлений на фронте скачка распространяется в нижних слоях пограничного слоя. Таким образом, появляющийся на стенке градиент давления определяется свойствами пограничного слоя и интенсивностью скачка уплотнения. Однако отрыв потока вызывается главным образом перепадом давления в скачке уплотнения, поэтому, возможно, существует критический перепад давления, который достаточен, чтобы вызвать отрыв потока. Рассмотрим отдельно отрыв потока при взаимодействии скачка уплотнения с ламинарным и турбулентным пограничными слоями. [c.33]

В прошлом основные свойства отрыва потока исследовались на простых моделях, таких, как впадина, уступ, игла. Углубление на поверхности летательного аппарата может вызвать разрушение конструкции из-за нестационарного течения в нем, но углубления вместе с тем полезны для увеличения сопротивления гиперзвуковых космических летательных аппаратов, возвращающихся в атмосферу Земли. Отрыв потока перед уступом аналогичен отрыву потока от иглы, установленной перед затупленным телом. Если игла установлена перед затупленным осесимметричным телом, прямой скачок перед затупленным телом может перейти в конический, и тогда между концом иглы и носовой частью тела формируется коническая область отрыва потока, в результате чего [c.230]

Отрыв потока с передней кромки может оказать влияние на весь режим обтекания поверхности. Как и в других случаях отрыва потока, вязкий поток отрывается на передней кромке под действием положительного градиента давления. При достаточно больших углах атаки крылового профиля положительный градиент давления на передней кромке с малым радиусом закругления оказывается достаточно большим, чтобы вызвать отрыв. При больших числах Маха отрыв потока с передней кромки зависит от интенсивности скачка уплотнения, образующегося около передней кромки. Даже при малых углах атаки тонкого крыла с большой стреловидностью и с заостренной передней кромкой поток отрывается от передней кромки с образованием вихрей над верхней поверхностью крыла, оказывая влияние на аэродинамические характеристики, в особенности в условиях взлета и посадки, а также под действием порывов ветра и взрывных волн в атмосфере. Другим интересным явлением считается отрыв потока с острия иглы, установленной перед тупой носовой частью тела при сверхзвуковых скоростях. Такая игла может способствовать уменьшению сопротивления и теплопередачи к летательным аппаратам, развивающим большие скорости ). Она может быть также использована как эффективное средство управления. [c.200]

С углом при вершине, меньшим 30°, это приращение давления не достаточно велико, чтобы вызвать отрыв. Таким образом, при обтекании тонких тел не следует ожидать отрыва потока. В случае В вязкий слой присоединяется на конической поверхности тела. При установившемся отрывном течении интенсивность скачка уплотнения, требуемая для поддержания этого течения, намного меньше требуемой для первоначального отрыва. Таким образом, точка отрыва перемещается вверх по потоку, а угол отрыва уменьшается до тех пор, пока не будут достигнуты условия равновесия между ростом давления и способностью пограничного слоя противостоять ему. Равновесие при отрыве не зави- [c.241]

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]

В соплах Лаваля также действуют все факторы, подавляющие и генерирующие турбулентность (в конденсирующемся и парокапельном потоках). Вблизи минимального (критического) сечения, в котором М=1, продольные градиенты давления достигают максимальных значений и пограничный слой ламинаризируется. За минимальным сечением реализуется конденсационный скачок, положение и интенсивность которого определяются начальными параметрами пара и профилем в расширяющейся части сопла за минимальным сечением. Конденсационный скачок турбулизирует пограничный слой за критическим сечением, а выпадающая при конденсации мелкодисперсная влага частично подавляет генерируемую турбулентность. При достаточной интенсивности конденсационный скачок может вызвать отрыв ламинаризированного в минимальном сечении слоя отрыв локализуется в последующем конфузорном сверхзвуковом течении. Подчеркнем, что при работе сопла на нерасчетных режимах с адиабатными скачками уплотнения в расширяющейся части конденсационный скачок обеспечивает менее интенсивную диссипацию кинетической энергии в сопле, так как способствует снижению интенсивности адиабатного скачка и вследствие турбулизации пограничного слоя предотвращает его отрыв. [c.213]

ВО всем слое возмущенного течения и внутренние скачки в нем не возникают. Уменьшение толщины вязкого слоя в центральной части пластины, определенное методом парового экрана, объясняется поперечным течением под действием скачков и повышением плотности, а появление двух линий растекания и пиков теплового потока по краям течения в центральной зоне — изменением схемы течения вследствие увеличения расстояния между скачками (фиг. 31). При больших углах атаки внутренние скачки удаляются от поверхности пластины и играют роль замыкающих скачков в донном течении. Слабо расширяющееся течение на плоской стороне остроносого полуконуса с местным отрывом у кромок соответствует обтеканию пластины при малых углах атаки. Безотрывное обтекание плоской подветренной стороны полуконуса при малых числах Rex,, . является очевидным следствием взаимодействия пограничного слоя и внешнего течения. Благодаря большой толщине пограничного слоя подветренная сторона имеет эффективную выпуклую форму, перетекание с наветренной стороны слабое и нет внутренних скачков, способных вызвать отрыв. [c.289]

В общем случае явление значительно усложняется, т. к. у передней кромки крыла возникает головная ударная волна присоедипеппая — в случае острой кромки или отошедшая — в случае тупой кромки. Наличие скачков уплотпепия может вызвать отрыв пограничного слоя от поверхности крыла. В случае крыльев конечною размаха треугольного или стреловидного тина, когда составляющая скорости набегающего потока, нормальная к передней или задней кромке крыла, меньше скорости звука, явление еще более усложняется. См. также Сеерхивуковое течение. [c.86]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...