Отрыв потока крыловой профиль

Если на поверхности крыла за точкой минимума давления существует точка отрыва ламинарного слоя, то эта точка является самой нижней (по потоку) возможной точкой перехода, так как сорвавшийся слой почти мгновенно переходит в турбулентное состояние. С возрастанием рейнольдсова числа точка перехода перемещается вверх по потоку и оказывается расположенной выше по потоку, чем точка отрыва. При этом ламинарный отрыв перестает осуществляться и заменяется турбулентным, который либо образуется, но значительно ниже по потоку, чем ламинарный, либо совсем отсутствует. Точка перехода перемещается по направлению к точке минимума давления и затем переходит в конфузорную область слоя. Схематически это показано на рис. 201 для верхней поверхности крылового профиля с затянутым конфузорным участком слоя (точка минимума давления примерно на 45% хорды) там же для сравнения приведена кривая перемещения точки потери устойчивости. [c.532]

В точной теории сопротивления тел, движущихся со сверхзвуковой скоростью, сопротивление, соответствующее следу от ударной волны, не всегда может быть легко отделено от волнового сопротивления. Рассмотрим, например, крыловой профиль в плоско-параллельном потоке и предположим, что на острой передней кромке имеется присоединенная ударная волна. Легко видеть, что линии Маха, выходящие из поверхности профиля, пересекают ударную волну. Линии Маха, выходящие из поверхности профиля, представляют собой волны расширения, указанные ранее при рассмотрении потока сжимаемой жид кости, обтекающего угол. Такие волны иногда называют волнами Прандтля-Мейера этими авторами был впервые дан математический анализ процесса расширения. Так как волны расширения пересекают ударную волну сжатия, то они уменьшают ее интенсивность и могут также создать бесконечно малые волны сжатия, отра- [c.56]

Если отрыв потока нежелателен в инженерных приложениях, его условились называть срывом . Напомним, что срывом на крыловом профиле называют отрыв потока, ухудшающий характеристики профиля вследствие резкого возрастания сопротивления и падения подъемной силы. Однако на практике отрыв потока не всегда нежелателен. Например, благодаря взаимодействию отрывного течения, создаваемого иглой, установленной перед тупым телом, при сверхзвуковых скоростях полета с отошедшим головным скачком уплотнения лобовое сопротивление сильно уменьшается. Следовательно, необходимо новое определение понятия срыва как явления в течении, которое приводит к накоплению значительных количеств заторможенной жидкости и часто связано с появлением нестационарности [35]. Нестационарность возникает из-за периодических выплескиваний накопившейся застойной жидкости, а так как возможность вытекания исключена, накопление жидкости продолжается. В трехмерном течении существует компонента скорости, перпендикулярная направлению основного потока. Накопленная жидкость может выплескиваться в этом направлении. Поэтому в несимметричном течении, т. е. в трехмерном течении, срывы встречаются редко. Однако в строго двумерном течении вытекание по нормали к направлению основного потока исключено и возможно накопление значительного количества заторможенной жидкости с периодическим выплескиванием другими словами, возникает срыв. На практике двумерные течения встречаются весьма редко и чаще всего наблюдается осесимметричное течение. В противоположность строгому определению отрыва потока определение срыва следует считать довольно субъективным, так как его существование связано с геометрией поля течения и характеристиками жидкости. [c.46]

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]

Специальный вид отрыва неустановившегося ламинарного потока от движущейся стенки, который может возникать на лопатках компрессоров, был исследован авторами работ [12, 13] на примере двумерного вращающегося цилиндра диаметром 10 см (максимальное число оборотов 2000 об/мин). Цилиндр помещен в свободный поток, скорость которого менее 9 м/с. Чтобы имитировать характер изменения давления, соответствующий обтеканию крылового профиля, вращающийся цилиндр был экранирован. Важным в данном случае свойством срыва потока является присутствие неустановившегося пограничного слоя, в котором точка отрыва движется относительно стенки. Определенная нестационарность существует в пограничном слое во всех угловых положениях с отрицательным Г/м , где Г — составляющая скорости, перпендикулярная к направлению и причем направление к поверхности цилиндра принимается отрицательным. Эта нестационарность постепенно возрастает с увеличением угла, но ни в одном угловом положении не существует заметного скачка в величине пульсации скорости. Такой скачок мог бы указывать на отрыв потока. Отрыв неустановившегося потока такого типа отличается от отрыва установившегося потока, [c.223]

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]

Еслн встать па точку зрения указанных выше аналогий между ламинарным и турбулентным слоями, то легко заключить об отрицательном влиянии числа М (сжимаемости газа) потока на обтекаемость крылового профиля. Подобно тому, как это имело место в случае ламинарного слоя (вспомнить сказанное в конце 91), увеличение числа М, приводящее к обострению пиков разрежений (увеличению отрицательных значений i/ ), должно, согласно (79). вызвать отрыв, расположенный ближе к лобовой точке разветвления потока, чем при М = 0. Это объясняет, почему, наряду с явлением затягивания. кризиса обтекания на ббльшие R, с ростом М возрастают также и докрити-ческие величины коэффициента сопротивления шара (рис. 185). Аналогичное объяснение можно дать наблюдаемому на многих крыловых профилях явлению убывания максимального коэффициента подъемной силы с ростом влияния сжимаемости (числа М). [c.637]

Из наблюдений Грушвица следует, что максимальную подъемную силу можно получить при таких углах атаки, при которых отрыв потока происходит вблизи задней кромки крыла. Критерий отрыва Грушвица г] л 0,8 был подтверячден Никурадзе [11] в экспериментах с водой в сужающемся — расширяющемся канале. Петерс [15] измерил параметры турбулентного пограничного слоя на обычном крыловом профиле при больших числах Рейнольдса и установил, что теоретический критерий отрыва не соответствует экспериментальному. Для вычисления бит) методом последовательных приближений Питерс использовал эмпирическое соотношение [c.156]

Справедливость этой формулы подтверждается экспериментальными данными (фиг. 3). Претш отметил важность влияния перехода на отрыв. При постоянном числе Рейнольдса на крыловом профиле точка отрыва (в которой т] = 0,8) перемещается навстречу потоку, если при этом область перехода также перемещается в том же направлении. Но если область перехода фиксирована, то с увеличением числа Рейнольдса точка отрыва смещается к концу профиля вследствие уменьшения толщины потери импульса. Эти два процесса существуют при любых условиях течения, и связь между переходом и отрывом является следствием этих процессов. [c.156]

Близкое к нулю напряжение трения означает, что пограничный слой, оставаясь присоединенным к поверхности, находится на грани отрыва. Так как конвективная теплоотдача тесно связана с поверхностный трением, в. этих условиях можно ожидать очень низкого теплового потока из пограничного слоя. Создавая такой специфический пограничный слой в устройствах типа диффузора, можно при заданном начальном пограничном слое и заданном коэффициенте восстановления давления максимально сократить длину диффузора. Стрэтфорд спроектировал диффузор аэродинамической трубы с контуром, удовлетворяющим условию нулевого напряжения трения 1181. Как уже упоминалось в гл. IX, форма передней кромки крылового профиля очень важна так, благодаря отгибу вниз носка можно предотвратить или затянуть отрыв ламинарного слоя от передней кромки при соответствующем отклонении закрылка. Если предотвращение или затягивание отрыва является главной целью, то желателен переход ламинарного течения в турбулентное, так как турбулентный [c.203]

В практических задачах важную роль играют движения жидкости с возрастанием давления в направлении течения, т. е. замедленные течения. При существовании таких течений всегда желательно, чтобы не возникал отрыв потока от стенки, так как иначе неизбежна большая потеря энергии. Известным примером замедленного течения является течение над второй половиной верхней, т. е. подсасывающ ей, стороны крылового профиля. На этой стороне давление на некотором расстоянии от носика достигает минимума, а затем, по мере продвижения к концу профиля, начинает возрастать, вследствие чего возникает опасность отрыва. Другим примером может служить течение в расширяющемся канале (диффузоре), используемое для преобразования кинетической энергии в энергию давления. Если угол расширения канала слишком велик, то и здесь возникает опасность отрыва. [c.213]

Влияние рейнольдсова чис/ а на положение точки перехода на поверхности гладкого крыла выражается в смещении точки перехода при возрастании рейнольдсова числа в направлении к передней кромке. Для разных крыловых проф илей это смещение происходит различно, причем оно зависит также от условий С1пыта, т. е. турбулентности набегающего потока и др. Можно, однако, уделать некоторые общие замечания по этому поводу. Если на поверхности крыла за точкой минимума давления существует точка отрыва ламинарного слоя, то эта точка является самой нижней (по потоку) возможной точкой перехода, так как сорвавшийся слой почти мгновенно переходит в турбулентное состояние. С возрастанием рейнольдсова числа точка перехода перемещается вверх по потоку и оказывается расположенной выше по потоку, чем точка отрыва. При этом ламинарный отрыв перестает осуществляться и заменяется турбулентным, который либо осуществляется, но значительно ниже по потоку, чем ламинарный, либо совсем отсутствует. Точка перехода перемещается по направлению к точке минимума, давления и затем переходит в конфузорную область слоя. Схематически это показано на рис. 218 для верхней поверхности крылового профиля с затянутым кон-фузорным участком слоя (точка минимума давления примерно на 45% хорды) там же для сравнения приведена кривая перемещения точки потери устойчивости. Как вид1ю из графика, ламинарный участок пограничного слоя на этом профиле простирается почти на всю переднюю [c.674]

Сделанное ранее допущение заставляет считать отрывное значение /й при больших докритических счоростях не зависящим от Мо . Вспоминая, что возрастание числа Моо в докритической области вызывает резкое увеличение разрежения, а следовательно, и уклона и х) за точкой минимума давления, заключим, согласно (135), что это повлечет за собой убывание Хз, т. е. перемещение точки отрыва вверх по потоку. Отсюда следует, что сжимаемость жидкости при докритических скоростях предваряет отрыв ламинарного лограничного слоя, т. е. ухудшает обтекание тела. Расчеты подтверждают это соображение. Так, например, точка отрыва ламинарного слоя с верхней поверхности крылового профиля ЫАСА-4412 при Су = 0,146 и М , = О лежит примерно на 11% хорды от передней кромки, а прн Моо = 0,4 перемещается в точку, лежащую на 5% хорды от носика. [c.852]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...