Слой критический на пластине

Так, например, если в результате взаимодействия пограничного слоя на пластине и падающей на нее ударной волны (при критическом отношении давления в ней) возникает Л-образ-ный скачок, сопровождаемый отрывом пограничного слоя (рис. 10.66), то, кроме потерь в системе ударных волн, возникают принципиально новые потери, связанные с наличием оторвавшегося потока. Если густота решетки пластин столь велика, что оторвавшийся поток внутри межлопаточного канала полностью выравнивается, то суммарная величина потерь остается такой же, как и для рассмотренного выше случая, когда влияние взаимодействия пограничного слоя и скачка не учитывалось произойдет только перераспределение потерь между зоной ударных волн и областью выравнивания потока. Увеличение потерь на выравнивание полностью компенсируется уменьшением по- [c.91]

Механизм переноса количества движения и теплоты в пограничном слое (окрестность критической точки) на пластине при натекании на нее турбулентной плоской (осесимметричной) струи пока изучен не полностью. [c.170]

При этом предполагается, что величина х условно отсчитывается от самого края пластины (известно, что турбулентный пограничный слой начинается на некотором расстоянии X от края пластины). Толщина вытеснения скорости в нашем случае будет равна S/8, Если для критического расстояния л [c.199]

В [Л. 300] исследовано влияние термической диффузии на коэффициент восстановления и теплообмен в турбулентном пограничном слое на пластине при вдуве гелия в воздух. Численное решение уравнений сохранения для бинарного пограничного слоя выполнено при Мао = 4 и Ред -а 0= 10 - -10 (где Хо— расстояние начала пористого участка от критической точки X—Хо — расстояние от начала пористого участка до рассматриваемого сечения пластины). [c.389]

В этих формулах 6 кр — критическое значение фактора проницаемости стенки при Re оо, определяемое формулой (3.44). При Re оо fQ О VI величина ю по формуле (3.84) стремится к единице во всех точках турбулентного ядра пограничного слоя. Таким образом, в точке оттеснения пограничного слоя от проницаемой пластины предельный профиль скоростей при Re оо обладает тем же свойством максимальной заполненности, что и предельный профиль скоростей на непроницаемой пластине. Поскольку в точке оттеснения = О, то [c.83]

При углах падения больших, чем критический, на слое может и не произойти полного внутреннего отражения. При угле большем, чем критический, волны, бегущие параллельно передней границе раздела (при малом значении толщины d), могут возбуждать колебания на противоположной границе. Это может служить причиной возникновения волн в среде, находящейся за пластиной. [c.190]

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]

Исследуя ламинарный пограничный слой, Липман и др. [23] провели испытания с плоской пластиной и выявили следующие зависимости влияние числа Рейнольдса на критическое давление обратно пропорционально корню квадратному из числа Рейнольдса (число Рейнольдса вычисляется по расстоянию от передней кромки пластины до точки пересечения скачка уплотнения с пограничным слоем) критическое значение коэффициента давления уменьшается с увеличением числа Маха (фиг. 23). Такое влияние чисел Маха и Рейнольдса согласуется со следующими соотношениями [c.33]

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]

I — ПОТОК при отрыве пограничного слоя 2—поток на пластине ( =0) 3 поток в лобовой критической точке осесимметричного тела (3 = [c.232]

Полученный график дает для Л=0 критическое число Рейнольдса ReJ p = 645, в то время как нейтральная кривая на рис. 16.11 дает значение Ре р = 420. Причина расхождения заключается в том, что изображенная на рис. 17.2 нейтральная кривая для пограничного слоя на пластине рассчитана посредством аппроксимации распределения скоростей приближенной функцией, в то время как для построения нейтральной кривой на рис. 16.11 использовано точное решение Блазиуса. [c.455]

Следовательно, для асимптотического профиля скоростей при отсасывании критическое число Рейнольдса круглым счетом в 100 раз больше критического числа Рейнольдса для пограничного слоя на пластине без градиента давления и без отсасывания. Это убедительно показывает весьма эффективное [c.466]

При этом предполагается, что величина х условно отсчитывается от самого края пластины (известно, что турбулентный пограничный слой начинается на некотором расстоянии от края пластины). Толщина вытеснения скорости бв, в нашем случае будет равна 6/8. Если для критического расстояния х рассчитывать толщину б по формулам для ламинарного и турбулентного пограничных слоев, то в последнем случае она окажется больше. Скачкообразно толщина пограничного слоя увеличиваться не может. Переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный происходит не сразу, а постепенно с наличием переходной области. В этой области вначале возникают колебания со сравнительно длинной волной, движение в пограничном слое становится неустойчивым. Затем волны приобретают неправильную форму, превращаясь в завихрения, и, наконец, совсем размываются, приобретая характер умеренного турбулентного движения. Переходная зона трудно поддается изучению, поскольку в ней имеют место неправильные флуктуации. [c.215]

При малой интенсивности возмущений во внешнем потоке в опытах как с пластинками, так и с крыльями, удавалось затянуть переход на большие значения Re Kp. чем в случае сильно возмущенных потоков. Так, например, в пограничном слое на пластине, помещенной в мало турбулентную аэродинамическую трубу, наблюдалось ламинарное движение вплоть до критического сечения пограничного слоя, где Rej кр = 6290, а на полированных металлических крыльях самолета в полете Re Kp доводилось до величины 9300. Это показывает, что относительный размер ламинарного участка пограничного слоя на крыле, особенно в спокойном набегающем потоке, зависит также от степени шероховатости крыла вблизи передней его кромки или наличия производственных недостатков обработки поверхности в этой области крыла. Такое отличие движения [c.670]

Следует отметить, что по мере движения потока вдоль поверхности стенки толщина пограничного слоя постепенно возрастает тормозящее воздействие стенки распространяется на все более далекие слои жидкости. На небольших расстояниях от передней кромки стенки пограничный слой еще тонкий и течение жидкости в нем носит струйный ламинарный характер. Далее на некотором расстоянии в пограничном слое начинают возникать вихри и характер течения становится турбулентным (рис. 14.2, б). Эти вихри обеспечивают интенсивное перемешивание жидкости в пограничном слое, но в непосредственной, близости от поверхности стенки они затухают, и здесь сохраняется очень тонкий вязкий подслой. Толщина пограничного слоя бдо р, сл зависит от расстояния л от передней кромки стенки, скорости движения потока и кинематической вязкости и = г/р. Переход к турбулентному режиму течения жидкости в пограничном слое определяется критическим значением числа Ке Р, на которое при продольном обтекании пластины основное влияние оказывают степень начальной турбулентности набегающего потока жидкости, а также шероховатость поверхности, интенсивность теплообмена поверхности с жидкостью и т. д. Поскольку сам переход от ламинарного режима течения к турбулентному в пограничном слое происходит не в точке, а на некотором участке, вводят два критических значения числа Рейнольдса. При этом Ке Р соответствует превращению ламинарного режима течения в переходный. В это время в пограничном слое начинают возникать первые вихри и пульсации, а Ке Р соответствует переходу к развитому турбулентному режиму течения. [c.225]

Так как ImA, обычно монотонно возрастает с ростом фазовой скорости с, из (2.13) следует, что положительная вторая вязкость приводит к увеличению R , а отрицательная вязкость - к его понижению. Понижение критического числа Рейнольдса может быть весьма существенным при больших значениях 1г1. Оценим, при каких 1/1 поправка h становится сравнимой с единицей. Легко показать, что, согласно (2.12), h 1, если 1Н = Г()Г(у Т(0), где tq 29/(1 - ) Mq, Т у , Г(0) - безразмерные температуры (т.е. величины порядка единицы) в критическом слое и на поверхности пластины. Из этой грубой оценки, в частности, следует, что роль релаксационных процессов может нарастать при охлаждении обтекаемой поверхности. Зададимся для определенности значением числа Маха Мо = 1,5, тогда дозвуковым нейтральным возмущениям соответствует область 1/3 с 1. При увеличении с от 1/3 до 5/6 величина / о уменьшается от 2 10 до 90, а затем резко нарастает при с 1. [c.87]

Имея в виду, что критическое число Кер-р = 3,8-10 , а Хлам = 3,451-10"2 м, из решения уравнения получаем Ах = О П = 3,907-10" м. Эта величина определяет участок от точки перехода П до условной передней кромки пластины (точка О на рис. 12.8), на котором пограничный слой полностью турбулентный. Отсчет координаты Хт в соответствующих формулах для параметров турбулентного пограничного слоя необходимо вести от точки О. Для местного коэффициента трения на конусе [c.687]

При внешнем продольном обтекании пластины и любого другого тела на стенке в непосредственной близости от критической точки всегда будет существовать ламинарный пограничный слой. На некотором расстоянии от критической точки он становится турбулентным. Переход, как правило, совершается в некоторой области однако часто для простоты считают, что переход осу-щ,ествляется в точке. [c.324]

Решение. Определим расстояние от передней кромки пластины до того сечения, в котором ламинарный пограничный слой на поверхности пластины переходит в турбулентный. При значении степени турбулентности е == = 0,2 % критическое число Рейнольдса равно 2-10 (1191, рис. VI.26), следовательно, [c.239]

Теплоотдача при вынужденном движении жидкости вдоль плоской поверхности. При движении жидкости вдоль плоской поверхности профиль распределения продольной скорости поперек потока изменяется по мере удаления от передней кромки пластины. Если скорость в ядре потока и о, то основное изменение ее происходит в пограничном слое толщиной б, где скорость уменьщается от vvo до и,. = О на поверхности пластины. Течение в пограничном слое может быть как ламинарным, так и турбулентным. Режим течения определяется критическим значением критерия Рейнольдса, нижний предел которого для ламинарного пограничного слоя равен Re p = 8 Ю , а при Re > 3 10 вдоль пластины устанавливается устойчивый турбулентный режим течения. При значениях 8 10 < Re < 3 10 режим течения — переходный (рис. 2.30). [c.170]

Кроме того, на величину Re p может влиять шероховатость поверхности пластины, интенсивность теплообмена и т. д. Сам переход от ламинарного к турбулентному режиму течения жидкости в пограничном слое, как показывают опытные данные, происходит не в точке, а на некотором участке, в связи с чем иногда вводят два значения Re,(pi и Re p2, где Re pi =-— критическое число Рейнольдса, отвечающее переходу от ламинарного к переходному режиму течения, когда в пограничном слое возникают первые вихри и пульсации Re pa = — критическое число Рейнольдса для перехода к развитому турбулентному режиму течения. На рис. 3-2 приведены зависимости Re pi и Re pn от степени начальной турбулентности набегающего потока. [c.70]

Для увеличения изгибной жесткости тонкостенных элементов конструкций широко используют трехслойные пластины, панели и оболочки. В них два несущих тонких слоя из высокопрочного и жесткого материала (металл, стеклопластик, боро- или углепластик и т. д.) разделены толстым слоем значительно более легкого и менее прочного заполнителя (пенопласт, соты, гофры и т. д.). Внешние нагрузки воспринимаются в основном за счет напряжений в несущих высокопрочных слоях. Роль заполнителя сводится к обеспечению совместной работы всего пакета при поперечном изгибе. Основные особенности расчета на устойчивость таких элементов конструкций выявляются при рассмотрении простейшего примера определения критических нагрузок сжатого трехслойного стержня. [c.113]

Таким образом, йдоп медленно возрастает с увеличением расстояния вдоль обтекаемой пластины, если U/v постоянно. Следовательно, на пластине с данной шероховатостью критические условия в отношении кдоп создаются в том месте, где пограничный слой только что стал турбулентным. Используя значение f при Rej =10 , мы получаем теоретический предел [c.272]

Многочисленные опыты по определению критического числа Кевкр Для пограничного слоя на пластине привели к значениям, близким к критическому числу трубы. Тот же порядок Ревкр был найден и при обтекании круглого цилиндра, шара и крыловых профилей. При этом было обнаружено, что относительное расположение критического сечения пограничного слоя, в котором ламинарный слой переходит в турбулентный, существенно зависит от степени возмущенности набегающего на тело внешнего потока. При изменении этого фактора изменяется и величина критического числа Рейнольдса пограничного слоя. [c.528]

При малой интенсивности возмущений во внешнем потоке в опытах как с пластинками, так и с крыльями, удавалось затянуть переход на большие значения Ревкр> яем в случае сильно возмущенных потоков. Так, например, в пограничном слое на пластине, помещенной в мало турбулентную аэродинамическую трубу, наблюдалось ламинарное движение вплоть до критического сечения пограничного слоя, где Явбкр = 6290, а на полированных металлических крыльях самолета в полете Ревкр доводилось до величины 9300. Это показывает, что относительный размер ламинарного участка пограничного слоя на крыле, особенно в спокойном набегающем потоке, зависит от шероховатости поверхности крыла вблизи передней его кромки или наличия производственных недостатков обработки поверхности в этой области крыла. Такое отличие движения жидкости в пограничном слое от движения в трубе может быть объяснено тем, что вблизи носика крыла пограничный слой еще очень тонок, бугорки шероховатости проникнут сквозь пограничный слой и станут источниками возмущений во внешнем потоке, которые будут проходить внутрь пограничного слоя через внешнюю его границу. [c.528]

В рамках предложенного подхода опасность трещинообразования в срединной плоскости слоистой пластины при растяжении возникает при достижении момента a (z) [уравнение (1)] критического значения. Это значение используем для получения максимального напряжения а , задавая закон а (у) в левой части уравнения (1). Аппроксимация эпюры этого напряжения в зоне КЭ представлена на рис. 5.2 кусочно-линейной функцией. Основное допущение — пропорциональность изменения нормального межслойного напряжения по толщине пластины моменту послоевых на11ряжений (слой и система координат образца и отдельного слоя показаны на рис. 5.1, а). Характер эпюры межслойного нормального напряжения в зоне КЭ принимался таким же, как в работах [11, [c.304]

Для того чтобы определить коэффициенты Ui, из,. . ., надо знать закон изменения скорости на внешней границе пограничного слоя (вдоль оснх), который образовался на пластине при растекании по ней воздуха. Опыты показали, что скорость на внешней границе пограничного слоя Wi изменяется от нуля в критической точке до максимального [c.185]

Г. Шлихтинг применил свой метод к критической точке на пластине, а также к обтеканию круглого цилиндра и профиля Жуковского (во всех случаях с постоянным отсасыванием). Результаты расчета хорошо согласуются с соответствующими расчетами, по методу, описанному в Л. 64] для круглого цилиндра, за исключением критической точки. Отрывное значение к = —0,0682 соответствует распределе1нию скорости В1нешнего потока 1 = = Иоо (х/с) без отсасывания. При отсасывании условие 1 = 0 наступает при х = —0,0721. Однако вообще по мере приближения величины I к нулю результаты расчета по этому методу становятся неудовлетворительными. Это можно объяснить тем, что распределение скорости (9-14) обладает таким свойством, что при определенио-м значении а величины I, Н я Р не являются однозначными функциями X при к—>—0,0721. Недостатком рассматриваемого метода является то, что формы профилей скорости зависят от одного параметра к, поскольку к является функцией X и ст. Вероятно, никакой однопараметрический метод этого рода вообще не в состоянии определить положение точки отрыва пограничного слоя, даже если I, Н и Р — однозначные функции х. [c.307]

Обычно при обтекании пластины в начале её существует ламинарный пограничный слой, который ввиду увеличения числа RI, по длине пластины в некотором месте переходит в турбулентный. Местоположение точки перехода зависит от начальной турбулентности потока, качества поверхности и т. д. Поэтому критическое число Rfjp в точке перехода может существенно изменяться, но обычно в расчётах принимают минимальное критическое число R, равное Rf p = 600. Следовательно, пограничный слой на пластине нужно рассчитывать как ламинарный для R < 600 и как турб члентный для R > 600, причём, как уже заказывалось, в точке перехода можно принять, что толщины потери импульса в ламинарном и турбулентном слое одинаковы [c.239]

Вековое уравнение в классической задаче Орра-Зоммерфельда [49] для возмущенного поля скоростей в несжимаемой жидкости в случае длинноволновых колебаний приводится к виду, в точности совпадающему с дисперсионным соотношением линейной теории свободного взаимодействия. Следовательно, внутренние волны в пограничном слое с самоиндуцированным давлением представляют собой асимптотику волн Толлмина-Шлихтинга [50] с прилегающими к стенке критическими слоями. Данное заключение сформулировано в [51, 52] применительно к внешним течениям и в [53, 54] к течениям в каналах. Именно в такую волну Толлмина-Шлихтинга вырождаются возмущения при удалении вниз по потоку от гармонического осциллятора на пластине, если скорость внешнего течения дозвуковая [55-57]. [c.6]

Как видим, значение критического числа Рейнольдса для пограничного слоя на плоской пластине и для трубы имеют один и тот же порядок. Разница заключается в том, что вдоль достаточно длинной пластины режим течения в пограничном слое изменяется. На малых расстояниях от передней кромки пластины толщина пограничного слоя мала (бСбкр) и в пограничном слое сохраняется устойчивое ламинарное течение с молекулярным механизмом переноса. При увеличении толщины ламинарного пограничного слоя до критической величины бкр при расстоянии лгкр устойчивость ламинарного течения в пограничном слое нарушается и появляется участок переходного течения, где хаотически во времени сменяются ламинарный и турбулентный режимы течения. За переходным уча- [c.275]

По-видимому, в опытах Шубауэра и Скрэмстеда обнаружены максимально возможные значения критических чисел Рейнольдса для пограничного слоя на пластине. Интересно, что пока неизвестно, существует ли предел увеличения ReJ p для течений в трубах. [c.145]

Экспе2эпыентальные исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на плоской пластине показали, что критическое значение числа Рейнольдса [c.282]

На рис. 6.11 показаны распределения скорости в пограничном слое при различных значениях параметра Л. Профиль скорости при Л = О соответствует обтеканию плоской пластины. Профиль скорости в точке отрыва определяется условием т = О, в этом случае Л = —12. При Л<—12 имеется область возвратного течения, а при Л > 12 внутри пограничного слоя возникает область течения, где ujuo> i. Поэтому описанный приближенный метод расчета параметров пограничного слоя имеет смысл лишь при —12<Л 12. Из анализа уравнения количества движения (59) вблизи критической точки, которая является особой точкой (цо= 0), следует, что в этом случае Л = 7,052. [c.303]

Эти расчеты показали, что критическое число Рейнольдса уменьшается при увеличении числа Мо внешнего потока при отсутствии теплоотдачи от пластины. Охлаждение пластины приводит к увеличению критического числа Рейнольдса при постоянном значении числа Мо, т. е. оказывает стабилизируюш ее влияние на пограничный слой. [c.312]

Плоская пластина с теплоизолированной поверхностью движется со скоростью Уоо = У = 700 м/с в воздушной атмосфере на высоте Я = 10 км. Определите местные параметры трения на ламинарном участке обтекаемой поверхности (напряжение и коэффициенты трения, толщину пограничного слоя) при условии, что критическое число Кскр = 10 . Найдите также средний коэффициент и сопротивление трения для этого участка пластины. Размеры пластины показаны на рис. 12.1. [c.671]

Найдите параметры пограничного слоя (местный коэффициент трения толщину слоя) на участке турбулентного обтекания плоской пластины (рис. 12.1). а также средний коэффициент и силу трения. Условия обтекания пластины потоком со скоростью К, вуют высоте Я = 10 км. Критическое число Яскр = Ю . [c.671]

Числа Рейнольдса в окрестности критической точки малы, так как малы координата л и скорость w, , и поэтому следует ожидать, что режим движения в пограничном слое будет ламинарным. При таком предполол<ении для. расчета теплоотдачи можно пользоваться формулами из параграфов 8.2 пли 8.3. Однако коэффициенты теплоотдачи, вычисленные по формулам (8.25) или (8.32), для конкретных условий взаимодействия плоской или осесимметричной струи по нормали с пластиной оказываются в несколько раз меньше измеренных. Следовательно, для расчета теплоотдачи струй при их взаимодействии с преградами нельзя применять формулы, полученные для условий теплоотдачи при натекании неограниченных потоков на преграды. [c.170]

Часть потока, примыкающая к стенкам и ими тормозящаяся, называется пограничным слоем. Границами такого слоя считают поверхности, на которых скорости потока на 1 /0 отличаются от скоростей потенциального потока. Критические значения Re для пластины, при которых пограничный слой из ламинарного переходит в турбулентный,— 4 6 000. Для нормальных параметров воздуха длина ламинарного пограничного слоя 7,05 w" У удобооб-текаемых тел эта величина увеличивается. Однако эти длины столь малы, что чаще всего приходится иметь дело со смешанным турбулентным слоем (первая часть ламинарный и вторая— турбулентный пограничный слой). [c.426]

Точное решение задачи теплообмена для передней критической точки разветвления потока вязкой жидкости на круглом цилиндре получено Сквайром [113] и Фрес-лингом [114]. Г. Н. Кружилин [115], используя понятие о тепловом пограничном слое, дал приближенное решение задачи о теплообмене на передней поверхности одиночного цилиндра, обтекаемого средой с Рг . А. А. Андреевский [116], исходя из предпосылок, высказанных С. С. Кутателадзе в процессе решения задачи о теплообмене пластины (см. гл. 6), распространил предложенный Г. Н. Кружилиным метод расчета на область Рг< . [c.181]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...