Отрыв потока теория пограничного слоя

Отрыв на внутренней поверхности может возникнуть раньше и даже при отсутствии закрутки потока при некотором повышении давления на участке 1—С, которое в действительном потоке вязкой жидкости может вызвать отрыв пограничного слоя. Положение такого отрыва не может быть найдено в рамках теории идеальной жидкости. В этом случае должно быть задано или рассчитано с помощью теории пограничного слоя допустимое повышение давления. [c.337]

Короче говоря, теория пограничного слоя включает в себя упрощенные уравнения Навье — Стокса, основанные на малости некоторых членов вблизи твердой поверхности, и надлежащего сращивания течения вблизи поверхности с внешним потоком. Эта теория применялась к задачам как турбулентного, так и ламинарного течения, и получено большое разнообразие решений 145, 38]. К сожалению, поток за обтекаемыми телами после точки отрыва не может рассматриваться в рамках теории пограничного слоя. Таким образом, не существует теоретической оценки сопротивления для обтекаемых тел при числах Рейнольдса, при которых оказывается возможным отрыв потока. [c.58]

На основе теории пограничного слоя отрыв потока можно охарактеризовать двумя определяющими параметрами х и / [c.62]

В этом разделе представлены теоретические и экспериментальные результаты для ламинарного пограничного слоя, образующегося в условиях установившегося двумерного течения в дозвуковом диапазоне скоростей. Отрыв несжимаемого ламинарного потока происходит при малых значениях положительного градиента давления. В теории пограничного слоя ламинарный пограничный слой более доступен для математического анализа и характеристики ламинарного течения могут быть предсказаны с большей степенью точности, чем для турбулентного пограничного слоя. Для турбулентного течения ввиду недостаточного понимания механизма турбулентности необходимы экспериментальные исследования, дополняющие теоретические предсказания. [c.69]

В прошлом много исследований было посвящено турбулентному отрыву при внешнем обтекании тел, например крыльев летательного аппарата, или при внутреннем течении, например в диффузоре. Эти исследования были основаны на теории пограничного слоя. Как будет показано ниже, одной теории пограничного слоя недостаточно, чтобы рассчитать отрыв потока при внутреннем течении, и до сих пор не существует подходящего метода для окончательного расчета отрыва потока в диффузоре. В настоящее время [c.143]

В этой главе, посвященной двумерным течениям, проблемы внешнего и внутреннего течений изучаются отдельно. Возможно, имеет смысл выделить в обоих случаях основные положения теории пограничного слоя, которые важны при решении задач отрыва. Как правило, поток является смешанным (ламинарное течение переходит в турбулентное). Поскольку отрыв зависит от характера пограничного слоя, необходимо найти начальные условия турбулентного течения. Толщина потери импульса 0 и толщина потери полной энергии, которая определяется как [c.144]

При больших углах атаки местоположение образующей, при котором наступает явление отрыва , по-видимому, не зависит от числа Рейнольдса. При больших углах атаки возможно появление новых линий растекания на поверхности. Как показывают экспериментальные данные, положение образующей, при котором наступает отрыв , не зависит от угла атаки, несколько большего половины угла при вершине конуса. Численные расчеты подтверждают, что местоположение образующей, вдоль которой происходит отзыв потока, слабо зависит от выбора теоретического или экспериментального распределения давления. Толщина пограничного слоя, вычисленная теоретически, совпадает на наветренной части плоскости симметрии с экспериментальными данными. На подветренной стороне сравнение показывает расхождение результатов, что свидетельствует о несостоятельности теории пограничного слоя в обычных предположениях для исследования вязкого течения на подветренной стороне, если угол атаки превышает некоторое предельное значение. [c.288]

ВЫХОДНЫМИ кромками в решетке является построение серии распределений давления для потенциального течения при различных местоположениях задней критической точки на профиле-(см. например, рис. 5.11 и 5.12). В таком первом приближении основная задача сводится к выбору особого распределения давления (соответствующего углам потока на выходе из решетки),, при котором выполняются все условия теории пограничного слоя. Главная проблема заключается в том, что все расчеты распределения давления для потенциального течения физически нереальны в области выходной кромки, причем перед задней критической точкой и вблизи нее наблюдается положительный градиент давления, к тому же настолько крутой, что отрыв потока неизбежен. [c.222]

На рис. 27.7 [81] представлены кривые изменения локального числа Нуссельта при поперечном обтекании цилиндра в зависимости от угла ф для различных чисел Рейнольдса в условиях постоянного теплового потока по поверхности. Из рисунка видно, что число Нуссельта уменьшается, начиная от передней критической точки, достигает минимума при некотором угле ф и далее вниз по потоку резко возрастает. В передней критической точке толщина ламинарного пограничного слоя мала и поэтому локальные коэффициенты теплоотдачи и числа Нуссельта велики. По мере удаления от критической точки вниз по потоку растет толщина пограничного слоя, вместе с ней растет его тепловое сопротивление и коэффициент теплоотдачи уменьшается. В зоне отрыва пограничного слоя коэффициент теплоотдачи вновь резко возрастает. В этой области происходят весьма сложные и еще до конца не ясные явления. Здесь, видимо, происходит периодический процесс — утолщение пограничного слоя, его отрыв и унос оторвавшейся массы жидкости вниз по потоку. Этот периодический процесс непрерывно повторяется. Можно ожидать, что чем больше таких процессов происходит в единицу времени, тем интенсивнее теплоотдача, так как в момент отрыва слоя тепловое сопротивление в этой зоне значительно уменьшается. Очевидно, что применить гидродинамическую теорию теплообмена (см. гл. 24) в этой области невозможно. На интенсивность теплоотдачи в зоне отрыва влияют число Рейнольдса, форма и качество поверхности (шероховатость) обтекаемого тела, физические константы жидкости. [c.321]

Если крыло нагружено слишком сильно, например, за счет увеличения угла атаки, то происходит отрыв пограничного слоя на верхней поверхности крыла и в результате за крылом возникает сильно развитый турбулентный след. Это приводит к потере подъемной силы и к увеличению лобового сопротивления. Такой режим обтекания со срывом потока, показанный на рис. 15-15,г, невозможно легко описать в рамках теории потенциальных течений, потому что расположение точки отрыва S зависит от характера течения в пограничном слое. [c.413]

Здесь, видимо, происходит периодический процесс — утолщения пограничного слоя, его отрыв и унос оторвавшейся массы жидкости вниз по потоку. Этот периодический процесс непрерывно повторяется. Можно ожидать, что чем больше таких процессов происходит в единицу времени, тем интенсивнее теплоотдача, так как в момент отрыва слоя тепловое сопротивление в этой зоне значительно уменьшается. Очевидно, что применить гидродинамическую теорию теплообмена (гл. VII) в этой области невозможно. На интенсивность теплоотдачи в зоне отрыва влияют число Рейнольдса, форма и качество поверхности (шероховатость) обтекаемого тела, физические константы жидкости. [c.213]

При обтекании тел сверхзвуковым потоком и больших значениях числа Ке отрыв часто происходит с гладкого участка контура тела, на котором, согласно теории безотрывного обтекания невязким газом, градиент давления равен нулю или даже отрицателен. Следовательно, в реальном течении перед точкой отрыва должно возникать такое взаимодействие пограничного слоя со сверхзвуковым потоком, которое индуцирует большие положительные градиенты давления. Чепмен дал качественное объяснение механизма взаимодействия и назвал течение перед точкой отрыва течением со свободным взаимодействием. [c.242]

Изменение его толщины индуцирует во внешнем сверхзвуковой потоке градиент давления, вызывающий отрыв. Течение описывается уравнениями обычного пограничного слоя несжимаемой жидкости, но в этих уравнениях градиент давления не задан заранее, а должен определяться в процессе решения из условий совместности с внешним сверхзвуковым потоком. Это условие и известная формула Аккерета линейной теории сверхзвуковых течений позволяют выразить градиент давления через вторую производную от толщины вытеснения вязкой области течения. Таким образом, в уравнениях пограничного слоя появляется старшая (вторая) производная по продольной переменной от неизвестной функции — толщины вытеснения. Это делает необходимым задание еще одного дополнительного краевого условия, кроме начальных и граничных условий на поверхности тела и на внешней границе пограничного слоя. Поскольку появляется не частная, а полная производная по продольной переменной, то достаточно задать не функцию, а лишь одну константу, в данном случае — положение точки отрыва. [c.243]

На фиг. 8 показаны примеры таких сверхзвуковых течений. Первый пример (фиг. 8, а) — обтекание кормовой части пластины конечной длины. В области ж > О условие прилипания и х, 0) = О заменяется условием симметрии Ыу х, 0) = 0. Следуя [18], оценим амплитуды возмуш,ений и размеры областей, на которые оно распространяется. Исчезновение напряжения трения на оси течения приводит к разгону струек тока, проходящих вблизи плоскости симметрии. Это вызывает быстрое изменение толщины вытеснения и индуцирует градиент давления. Простые оценки на основе уравнений неразрывности, импульса и линейной теории сверхзвуковых течений показывают, что вблизи конца пластины образуется локальная область течения со свободным взаимодействием, для которой перепад давления (отнесенный к р ыУ Др Не , Ах Ке" /8. Перед концом пластины индуцируется отрицательный градиент давления, а в следе давление восстанавливается. При (Да /Ке /в) оо градиент давления исчезает. Аналогичное рассмотрение справедливо и для течения при малых углах атаки а Ве (фиг. 8, в) [251. В этом случае перед концом пластины на ее верхней и нижней сторонах поток поворачивает на угол а. Поворот на угол + при достаточной величине а должен приводить к отрыву пограничного слоя. Критический перепад давления, вызывающий отрыв, несколько больше, чем в случае обтекания угла, образованного двумя стенками. Это объясняется наложением отрицательного градиента давления, вызываемого сходом потока с пластины, как при а = 0. [c.247]

Существенный интерес представляет работа [30]. В ней рассматривался общий случай отрыва потока несжимаемой жидкости на гладком участке контура обтекаемого тела. Исследование особенности, возникающей в решении уравнений пограничного слоя при заданном распределении давления около точки отрыва, ранее проводилось в работах [31, 32] и др. Подробнее с этими результатами можно ознакомиться в обзорной работе [33]. Однако в работе [30] показано, что в окрестности точки отрыва возникает зона свободного взаимодействия того же типа, что и в сверхзвуковом течении [18]. Существенное отличие состоит в том, что для внешней области невязкого течения вместо простых уравнений линейной теории сверхзвуковых течений необходимо использовать решения классической теории струйных течений. Отрыв потока [c.248]

При отклонении стенки на некоторый угол в в невязком сверхзвуковом потоке давление должно увеличиться на Ар О. Поэтому при достаточно больших значениях в можно ожидать появления отрыва пограничного слоя. Теория, описывающая отрыв для такого течения, развита в работах [Нейланд В.Я., 1971 Нейланд В.Я., 1969]. Там [c.59]

Турбулентность оказывает большое влияние на течения в турбомашине. Она влияет на переход ламинарного течения в турбулентное и дальнейшее развитие пограничного слоя, включая его отрыв. Кроме того, вытеснение пограничным слоем воздействует на основной поток и, таким образом, изменяет условия течения, которые можно рассчитать из теории потенциального течения. [c.51]

Наиболее достоверное объяснение этого факта заключается в том, что в указанных работах испытывались решетки с значительно различающимися профилями. В работе [3.5] исследованию подвергался профиль с заданным распределением скоростей , имевший относительно острую клинообразную входную кромку и специально рассчитанный на минимум потерь на расчетном режиме течения. Вследствие этого при угле атаки на 10,4° меньше расчетного наблюдался явный отрыв потока с корытца лопатки вблизи входной кромки, что привело к значительному расхождению между расчетным п экспериментальным распределениями давления на корытце профиля. При угле атаки, на 4,6° превышающем расчетную величину, происходил срыв потока с выходной кромки, достаточно интенсивный для того, чтобы нарушить согласие теории с экспериментом. Наконец, при угле атаки на 9,6° выше расчетной величины дважды происходил отрыв потока со спинки профиля — сначала в виде замкнутых зон ламинарного отрыва неподалеку от входной кромки, а затем как отрыв турбулентного пограничного слоя со второй половины профиля (точнее, с участка, соответствующего 40% длины хорды профиля). Ясно, что хотя решетка с заданным оптимальным распределением скоростей может иметь минимальные потери на расчетном режиме течения, ее эффективность при изменении угла атаки резко снижается, поскольку при нерасчетных углах атаки происходят сильные отрывы потока, которые нарушают стройную картину теоретических расчетов. [c.297]

Все измеренные распределения давлений сравнивались с соответствующими расчетами, выполненными в работе [5.71] методом конечных площадей. Распределения давлений измерялись в различных сечениях по высоте рабочей лопатки, вплоть до сечений, отстоящих от корневого и периферийного сечений на 5% высоты лопатки. При расчетных углах атаки согласие теории с экспериментом получилось отличное почти во всех сечениях, за исключением крайних (расположенных по соседству с корневым и периферийным сечениями), где наблюдались небольшие расхождения. Распределения давлений в среднем сечении были получены во всем диапазоне режимов работы компрессора. Из рис. 10.3 видно, что при близких к расчетным условиях течения согласие результатов расчетов и экспериментов отличное, но за пределами расчетного диапазона углов атаки от — 13,0° до —2,5 (ф = 0,95—0,65) расхождение становится неприемлемым. Характер расхождения близок тому, который отмечался в работе [3.5]. При очень больших отрицательных углах атаки расчет предсказывал резкое торможение потока на корытце лопатки в области входной кромки, а на практике его не наблюдалось. На корытце профиля происходили отрывы потока, что приводило к расхождениям между расчетным и экспериментальным распределениями давления на этой поверхности. Происходящее в результате отрывов сужение потока в межлопаточном канале приводило к более высоким скоростям потока на спинке лопатки, чем этого следовало ожидать по расчету. При больших положительных углах атаки происходил отрыв турбулентного пограничного слоя на спинке лопатки в районе среднего сечения. Эти причины вызывали расхождение [c.301]

Теория пограничного слоя также дает возможность рассчитать точку, где течение отрывается от новерхности, поскольку, как подчеркивал Прандтль, отрыв потока происходит в основном потому, что вязкость рассеивает кинетическую энергию внутри слоя. Как я уже говорил, сопротивление следа вызвано отрывом потока. Поэтому важно спрогнозировать условия, при которых происходит отрыв. До введения в механику жидкостей теории иограпичиого слоя, отрыв можно было предсказать только, если ноток проходил пад острой кромкой. Теория иограпичиого слоя открывает возможность прогнозирования отрыва потока для новерхности без острых кромок, по крайней мере, в случаях, когда известно внешнее течение, а течение в пограничном слое ламинарное. [c.95]

Гэдд [21] развил теорию взаимодействия относительно слабого прямого скачка с турбулентным пограничным слоем, согласно которой отрыв происходит приблизительно при числах Маха, ббльших 1,3. При решении возникают следующие трудности. За кривой распределения давления нет явно выраженной точки, соответствующей полному приращению давления за прямым скачком. Поток вне пограничного слоя частично дозвуковой, и турбулентный пограничный слой труднее поддается расчету, чем ламинарный. Кроме того, приходится иметь дело с нелинейными уравнениями. [c.263]

В практике отсасывание обычно применяют для предотвращения отрыва. Поэтому важно определить расход отсасываемой жидкости, обеспечивающий безотрывное течение. Решение этой задачи возможно на основе теории пограничного слоя. Оно получается теми же методами, которыми пользуются при решении уравнений пограничного слоя на непроницаемой поверхности. При определении количества отсасываемой жидкости, предотвращающей отрыв, принимают, что отрыв наступает при ди/ду)у, = 0, т. е. в том месте обтекаемой поверхности, до которого сохраняют силу уравнения пограничного слоя. Однако многими исследователями показано, что отрыв наступает несколько дальше вниз по течению от места, где ди/ду)у, = 0. Поэтому принимаемое условие начала отрыва является приближенным. Если отсасывание начинается на некотором расстоянии от передней критической точки, заметное влияние отсасывания на структуру слоя начинается не сразу, а после прохода потоком некоторого участка обтекаемой поверхности, где пограничный слой сам по себе приспосабливается к новым условиям. При достаточно большой скорости отсасывания процесс самоприспособления происходит быстро и практически завершается до того, как градиент давления окажет какое-либо заметное влияние на состояние пограничного слоя. При малых количествах отсасываемой жидкости и больших градиентах давления начальные условия сильно усложняются. [c.310]

Если же слой жидкости, непосредственно прилегающий к цилиндру, т. е. пограничный слой, отсасывать внутрь цилиндра через какие-либо щели (фиг. 10. 10), то можно значительно улучштъ обтекание цилиндра. Пограничный слой при этом будет прилипать к поверхности цилиндра, обтекание станет более плавным, и отрыв может быть полностью ликвидирован. В результате вихри образовываться не будут, и картина обтекания цилиндра примет вид, показанный на фиг. 10. 10, т. е. будет приближаться к картине потенциального обтекания. Таким образом, теория пограничного слоя, в частности, важна и тем, что она позволила вникнуть в существо О бтекания тела потоком вязкой жидкости и выяснить механизм образования вихрей при обтекании. [c.263]

Теория пограничного слоя позволила объяснить природу часто встречающегося в практике ЯЕ.ления отрыва потока от поверхности плавной формы. Явление это тесно связано со свойством прилипания вязкой жидкости к твер,дой поверхности обтекаемого ею тела и образованием на этой поверхности пограничного слоя. Совсем иной механизм определяет ннерциопный отрыв безвихревого потока идеальной жидкости с острых кромок тела, о котором уже была речь в гл. V. [c.570]

Коэффициент теплоотдачи в процессе испяреипя жидкости со свободной поверхности по сравнению с коэффициентом теплоотдачи при теплообмене, не осложненном массообмепом ( сухой теплообмен ), имеет большее значение. Одной из основных причин интенсификации теплообмена при испарении по сравнению с сухим теплообменом является объемное испарение. Согласно теории объемного испа[)епия, при соприкосновении потока ra.sa с поверхностью жидкости происходят неравномерные процессы очаговой конденсации вдоль ее поверхности. В результате этого имеет место отрыв субмикроскопических частиц жидкости, которые испаряются в пограничном слое. Второй причиной увеличения по сравнениго са,,у является наличие очаговых процессов испарения и конденсации, в результате которых вследствие попеременного изменения объема вещества (пара) в Ю раз происходит нарушение структуры ламинарного пограничного слоя, что и приводит к интенсификации тепло- и массообмепа. Наибольший эфс ект это явление имеет при испарении в вакууме. [c.514]

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]

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]

Действительная картина течения газа через щель в уплотнении несколько отличается от того, что было описано в разд. 4.6. Рас-с.мотрим один гребень уплотнения и обозначим толщину гребня Д, а зазор между гребнем и нижней стенкой б. При течении вязкого газа на стенке образуется пограничный слой. Если при постоянной величине зазора сильно увеличить толщину гребня, то картина течения изменится, и коэффициент расхода будет определяться не срывом потока на кромке, а пограничным слоем, воз-никающИхМ на стенке. Такое течение будет представлять собой течение в узкой длинной щели. Такого же эффекта можно добиться, уменьшая величину зазора при той же величине гребня. Очевидно, что во внимание должна приниматься относительная толщина гребня Д/б. Когда гребень относительно тонок, коэффициенты расхода имеют приблизительно то значение, которое следует из теории для бесконечно тонкого гребня. При увеличении относительной толщины гребня коэффициент расхода вначале растет это объясняется тем, что отрыв локализуется на входном участке и течение напоминает течение в короткой трубе. При дальнейшем увеличении толщины гребня коэффициент расхода снижается, так как возникают достаточно толстые пограничные слои и течение больше начинает напоминать течение в длинной трубе. [c.266]

Наличие вязкости приводит к тому, что вследствие резкого возрастания давления в направлении течения вблизи пересечения скачка со стенкой может произойти отрыв пограничного слоя, сильно видоизменяющий картину течения. Помимо этого, действие вязкости проявляется в наличии зоны дозвуковых скоростей вблизи стенки, по которой возмущения, несмотря на сверхзвуковой характер течения во внешней его части, могут передаваться вверх по потоку и тем самым изменять картину течения и при отсутствии отрыва пограничного слоя. Ввиду солжности явления взаимодействия скачков уплотнения с пограничным слоем и сравнительно небольшого количества опытных данных теория его пока отсутствует. [c.53]

Все изложенное относится к теории ламинарного пограничного слоя, которая находится во вполне удовлетворительном согласии с экспериментом и качественно подтверждается также имеющимися немногочисленными точными решениями уравнений Навье — Стокса. Однако на самом деле при повышении скоростей пограничный слой переходит в турбулентное состояние, что меняет весь режим течения (реальные струи, как правило, всегда турбулентны). Первоначально с этим явлением столкнулись в связи с экспериментальным исследованием коэффициента лобового сопротивления шара (Дж. Костанци, Л. Прандтль, Г. Эйфель). Оказалось, что при достижении чисел Рейнольдса порядка 10 дальнейшее увеличение числа Рейнольдса приводит к резкому падению коэффициента сопротивления шара примерно в два раза. Этому удивительному явлению дал объяснение Л. Прандтль Он показал, что при достижении указанных чисел Рейнольдса отрыв пограничного слоя вызывает его турбулизацию и последующее присоединение, что задерживает в целом отрыв потока от обтекаемого тела и тем самым резко снижает сопротивление ( кризис обтекания и сопротивления.) [c.298]

На скользящем или стреловидном крыле очень большого удлинения отрыв потока рассчитывается по поперечной составляющей скорости независимо от продольного обтекания. В случае прямой стреловидности возрастает поверхность, занятая устойчивым ламинарным течением, и уменьшается подъемная сила, при которой наступает отрыв [23]. Например, в соответствии с теорией двумерного обтекания, если на крыле возникают обратные течения в пограничном слое и создается максимальная подъемная сила при = 1,4, то при угле скольжения 45° возникает отрыв, сопровождаемый полностью развитым стенанием пограничного-слоя в направпении размаха, при С = 0,7. При угле скольжения 60° коэффициент максимальной подъемной силы падает еще больше, почти до значения 0,35. [c.127]

Пограничный слой отрывается и при непрерывном торможении внешнего потока. Поэтому нужно знать, когда такой отрыв происходит, и наоборот, когда, несмотря на торможение, реализуется безотрывное обтекание. Г.М. Бам-Зеликовичу [4] на основе достаточно обгцих соображений о свойствах нограничного слоя с иривлечением аппарата теории подобия и размерности удалось сформулировать эти условия в виде критериев отрыва для ламинарного и турбулентного пограничных слоев. Результаты [4] изложены в Главе 2.2. Позднее [c.100]

Одной из задач газовой динамики является разработка способов эффективного торможения сверхзвуковых течений вязкого газа. Пс-пользование теории течений идеального газа для расчета торможения сверхзвукового потока не всегда допустимо. Эксперименты показывают, что часто влияние вязкости не сосредоточивается в тонком пограничном слое, образуюгцемся у новерхности обтекаемых тел, а распространяется на все течение. Это наблюдается в случаях, когда возникает отрыв пограничного слоя. Отрыв нограничного слоя нри сверхзвуковых скоростях обычно происходит под влиянием скачков уилотнения. В сверхзвуковом нограничном слое есть область дозвуковых скоростей, но которой новышенное давление за скачком, распространяется навстречу потоку, вызывая утолгцения или отрыв пограничного слоя. В месте отрыва у стенки возникает егце один косой скачок. Отрыв может возникнуть и под влиянием положительного градиента давления нри торможении сверхзвукового потока в плавно сужаюгцемся канале. [c.147]

Исследованное в настоящем параграфе движение со степенным распределением скорости во внешнем потоке представляет своеобразный интерес. Выбирая для показателя степени т (или Р) различные убывающие значения от т = I до т = —0,0904, тем самым рассмотрим различные движения, схожие с происходящими в сечениях пограничного слоя вблизи лобовой критической точки О (m = 1, р = 1), точки минимума давления М (m = О, р = 0) и, наконец, точки отрыва S (т = = —0,0904, р = —0,1988). Чтобы использовать для приближенного описания движения в пограничном слое на крыле профили скоростей и другие величины, представленные на рис. 194 и в табл. 18 и 19, пришлось бы для каждого сечения пограничного слоя на крыле брать значения этих величин, соответствующие своему, характерному для данного сечения слоя значению р или т. Для установления связи между необходимым значением р (или т) и абсциссами х различных сечений данного пограничного слоя потребовались бы дополнительные соображения они будут изложены далее в связи с приблил енными методами теории ламинарного пограничного слоя. Автомодельные решения дают подобные между собой распределения скоростей во всех расположенных вдоль потока сечениях, так что отрыв имеется либо во всех сечениях, либр ни в одном из них. Только нсавтомодельное решение может описать близкий к действительному развивающийся от сечения к сечению поток. Напомним, что аналогичное обстоятельство имело место при рассмотрении плоского радиального потока между двумя непараллельными стенками (задача Гамеля, 96). [c.599]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...