Слой пограничный ламинарный на пластинке

Исследование устойчивости ламинарной формы течения на криволинейной стенке носит более сложный характер, чем на пластинке,так как связано с воздействием на это течение продольного градиента давления в свободном потоке. При этом такое воздействие проявляется лишь на форме профиля скоростей в пограничном слое. [c.95]

Рассмотрим случай, когда на пластинке образуется ламинарный пограничный слой. Задавшись величиной /3 = 0,149 м, найдем [c.359]

Таким образом, толщина пограничного слоя, а следовательно, толщина вытеснения и толщина потери импульса для ламинарного пограничного слоя на пластинке увеличиваются пропорционально корню из л , т. е. б — б и б — У х. [c.312]

Перейдем к решению интегрального соотношения для ламинарного пограничного слоя на пластинке. Искомой величиной является толщина пограничного слоя б. Рассмотрим решение уравнения (7.12), справедливое в случае, когда давление вдоль пограничного слоя остается неизменным. В (7.12) для интеграла примем верхний предел, равный у = б, при котором подынтегральная функция обратится в нуль с заданной по условию точностью (при у = б, = после чего интегральное соотношение (7.12) примет вид [c.115]

При сделанных допущениях кривая распределения скорости по толщине пограничного слоя имеет излом на внешней границе вязкого подслоя (рис. 24.10). В правую часть уравнения (24.84) входят касательные напряжения, которые в случае ламинарного пограничного слоя определялись по формуле (24.14). В случае турбулентного пограничного слоя такой способ (24.14) не подходит, так как неизвестна реальная кривая распределения скорости по толщине вязкого подслоя, поэтому приходится пользоваться экспериментальными данными. Для пластинки оказывается пригодной формула Блазиуса [c.286]

При ламинарном пограничном слое на пластинке [c.173]

Средний коэффициент теплоотдачи пластинки при смешанном пограничном слое (ламинарном на участке от х=0 до Хкр и турбулентном на участке от л р до I) рассчитывается по формуле [c.173]

Рис. 10-6. Коэффициент полного сопротивления для ламинарного пограничного слоя на пластинке. Обратите внимание на отклонение от решения Блазиуса для Re/<10 [Л. 3].

Сопротивление плоских пластинок при малых числах Рейнольдса. Выше уже было рассмотрено сопротивление плоской пластинки в потоке несжимаемой жидкости в двух основных случаях когда пограничный слой на пластинке является ламинарным (гл. 10) и когда пограничный слой является турбулентным (гл. 12). В первом случае коэффициент сопротивления поверхности (для одной стороны обте-кае.мой пластинки) в соответствии с решением Блазиуса имеет вид (10-18), а именно [c.400]

Эта формула хорошо подтверждается для Rei>10 и до тех пор, пока пограничный слой остается ламинарным. При Re <10 полученный из опытов коэффициент сопротивления больше, чем вычисленный по формуле Блазиуса (рис. 10-6). Это связано с нарушением основных предпосылок теории пограничного слоя Прандтля, основанной на допущении, что толщина пограничного слоя очень мала, т. е. б-Сх. Решение, основанное на методе возмущений [Л. 3], дает (для одной стороны пластинки) формулу [c.400]

Перейдем к решению интегрального соотношения для ламинарного пограничного слоя на пластинке. Искомой величиной является толщина пограничного слоя 6. Рассмотрим решение уравнения (УП-13), справедливое в случае, когда давление вдоль пограничного слоя остается неизменным. В (УП-13) для интеграла примем верхний предел. [c.132]

Ламинарный пограничный слой на пластинке, продольно обтекаемой несжимаемой жидкостью. Неизотермическое [c.531]

Ламинарный пограничный слой на пластинке, продольно обтекаемой сжимаемым газом при больших скоростях. Случай линейной зависимости коэффициента вязкости от температуры [c.565]

Ламинарный пограничный слой на пластинке при любом законе связи между вязкостью и температурой и при числе о= 1. Обтекание крылового профиля потоком больших скоростей [c.575]

Рассматриваем теперь в плоскости проведённого разреза пограничный слой. Будем предполагать этот слой ламинарным. Если мы обозначим через расстояние какой-либо точки на пластинке от её переднего края, то на основании формул (2.22) и (2.15) толщина слоя 5 и сила вязкости т равны [c.294]

Опытным данным чисто турбулентного пограничного слоя на пластинке без участка ламинарного слоя в носовой части хорошо отвечает также и степенная зависимость в виде [c.493]

СТ-М с помогцью интерферометра. На пластинку и поверхность сопла трубы СТ-М наклеивались клинья с углами 6° = 6°, 14°, 18°, 22°. Нри расположении области взаимодействия со скачками уплотнения на расстоянии хв = 40 мм от передней кромки пластинки исследовалось взаимодействие скачков с ламинарным пограничным слоем. Нри X = 110 исследовалось взаимодействие скачков с турбулентным пограничным слоем. Изменение расстояния и изменение давления в ресивере ро дало возможность получить в СТ-М числа [c.110]

Рис. 11. Интерферограммы течения нри падении скачка на пластинку с ламинарным пограничным слоем. Скачок образуется нри обтекании клина, (5°л = 22°, Моо = 2.00, х=АО мм Ке = 3.5 10 а - нулевая

Приближенные методы расчета пограничного слоя на пластинке. Исследования показывают, что пограничный слой на пластинке либо полностью ламинарный, либо смешанный — на передней части ее поверхности ламинарный, а на остальной турбулентный. В случае без-градиентного течения несжимаемой жидкости можно использовать зависимости для расчета параметров пограничного слоя [20] ламинарный пограничный слой — [c.335]

Пример. Приведем результаты исследования перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на плоской пластинке в дозвуковой аэродинамической трубе. Обработка экспериментальных данных, полученных при таком исследовании, осуществлялась с помощью тарировочной кривой для термоанемометра, приведенной на рис. 3.1.16. [c.343]

Сравним полученные результаты с данными, которые получаются по соответствующим методам аэродинамического расчета. Для этого установим характер пограничного слоя на пластинке. Приняв критическое число Рейнольдса Кекр = 2.10 , найдем координату точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный [c.360]

I) Если на пластинке имеется значительный участок ламинарного пограничного слоя, то X должно, строго говоря, отсчитываться примерно от точки перехода ламинарного слоя в турбулентный. [c.207]

Применим полученные в предыдущем параграфе результаты к турбулентному пограничному слою, образующемуся при обтекании тонкой плоской пластинки, — таком же, какое было рассмотрено в 39 для ламинарного течения. На границе турбулентного слоя скорость жидкости почти равна скорости LJ основного потока. С другой стороны, для определения этой скорости на границе мы можем (с логарифмической точностью) воспользоваться формулой (42,7), подставив в нее вместо у толщину пограничного слоя б ). Сравнив оба выражения, получим [c.252]

Поскольку реальная проницаемая поверхность отличается от гладкой шероховатостью и большим числом пор, то было неясно, может ли существовать даже при интенсивном отсосе ламинарное течение в пограничном слое. Экспериментальные исследования ([54], 1952, № 12) на пористой пластинке из бронзы, имеющей значительно большую шероховатость, чем у контрольной пластинки с непроницаемой поверхностью, показали, что области ламинарного течения образуются в широком диапазоне параметров отсоса (р У)ед. [c.440]

Этим методом Галановой Л. 33] решена задача о ламинарном пограничном слое пластинки при наличии диссоциации. В работе Кулоне-на [Л. 34] решена задача о ламинарном пограничном слое пластинки и крыла при наличии вдува, задаваемого по произвольному закону. Следует отметить хорошее совпадение результатов, полученных по названному методу, с имеющимися точными решениями. К недостаткам метода следует отнести громоздкость вычислений. [c.100]

Решение для установившегося ламинарного пограничного слоя на плоской пластинке при нулевом градиенте давления [c.210]

Рис. 10-4. Профили скорости в ламинарном пограничном слое на плоской пластинке [Л. 2]. о — экспериментальные данные при ж=28,5 и 56 см. Re,=9,5 10 —6.2 --решение Блазиуса.

Рис. 15-3. Влияние толщины на коэффициенты сопротивления симметричных профилей при постоянном числе Рейнольдса. Точка А — плоская пластинка, ламинарный пограничный слой точка Б—круглый цилиндр. Цифры на кривых соответствуют номерам профилей.

Заслуживают внимания следующие характерные для ламинарного пограничного слоя на продольно обтекаемой пластинке закономерности 1) толщина пограничного слоя возрастает вниз по потоку пропорционально корню квадратному из абсциссы 2) напряжение местного трения пропорционально полуторной степени скорости и убывает обратно пропорционально этому корню (рис. 171). [c.458]

Здесь X — расстоянпе от передней кромки пластины.) Наиболее характерным признаком такого перехода на пластине является резкое увеличение толщины пограничного слоя и напряжения трения на стенке. Одной из особенностей пограничного слоя на пластинке является то, что вблизи передней кромки он всегда ламипарен и только на некотором расстоянпп х р начинается переход в турбулентный режим течения. Ввиду сложности движения в переходной области и небольшой ее протяженности обычно пренебрегают конечными размерами этой области, т. е. считают, что переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный происходит при X = скачком. [c.282]

Рис. 1.24. Положение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на гладкой плоской пластинке в бестурбулентном потоке воздуха при разных скоростях потока

Турбулевтное пятно Эммонса. Процесс перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на плоской пластинке происходит перемежающимся образом путем самопроизвольного случайного возникновения турбулентных пятен. Размер каждого пятна растет примерно пропорционально расстоянию при движении пятна вниз по потоку, которое идет со скоростью, составляющей некоторую долю скорости свободного пото- [c.66]

Многочисленные опыты по определению критического числа 1 5кр для пограничного слоя на пластинке привели к значениям, близким к критическому числу трубы. Тот же порядок был найден и при обтеканиях круглого цилиндра, шара и крыловых профилей. При этом было обнаружено и некоторое принципиальное отличие явления перехода в пограничном слое от соответствующего явления в трубе. Относительное расположение на поверхносги пластинки или другого обтекаемого тела критического сечения пограничного слоя, в котором ламинарный слой теряет устойчивость и переходит в турбулентный, оказалось существенно зависящим от степени возмущенности или, как иногда говорят, от интенсивности турбулентности набегающего на тело внешнего потока. При изменении этого фактора изменялась и величина критического числа Рейнольдса пограничного слоя, [c.584]

При малой интенсивности турбулентности внешнего потока в опытах как с пластинками, так и с крыльями удавалось затянуть переход на ббльшие значения К8 .р, чем в случае сильно возмущенных потоков. Так, например, в пограничном слое на пластинке, помещенной в мало турбулентную аэродинамическую трубу, наблюдалось ламинарное движение вплоть до критического сечения пограничного слоя, где К5 , = 6290, а на полированных металлических крыльях аэроплана в полете доводилось даже до величины 9300.1 [c.585]

Сопоставляя полученную формулу (7.16) с формулой (2.19) главы VIII, мы видим, что толщина турбулентного пограничного слоя на пластинке растет быстрее, чем толщина ламинарного слоя. [c.489]

Опытами установлено, что переход ламинарного движения в пограничном слое в турбулентное происходит при некотором значении числа Рейнольдса RSko= И л Л кр/ , которое называют критическим. Однако переход может начаться при числах Рейнольдса, меньших чем Re p, если искусственно возбуждать турбулентность основного потока, например, выставляя на его пути перед пластинкой сетку или увеличивая турбулентность в самом пограничном слое, сделав поверхность пластинки шероховатой. Можно, наоборот, затянуть процесс перехода ламинарного движения в пограничном слое в турбулентное, устраняя источники турбулентности как в основном потоке, так и в самом пограничном слое. Более подробно проблемы турбулентности будут обсуждаться позднее. [c.115]

Массоотдача при внешнем обтекании тел. Расчет массоотдачи продольно обтекаемой пластинки при ламинарном и турбулентном пограничном слое можно проводить по уравнениям (2-115) — (2-118), массоотдачи поперечно обтекаемого цилиндра и шара (в том числе одиночной капли) — по уравнениям (2-125) и (2-126), массоотдачи в неподвижном слое частиц, продуваемом газом (Ргвяа0,7- -1)—по уравнениям (2-127) и (2-127а). В названных уравнениях числа Nu, Nu и Рг следует предварительно заменить на диффузионные числа [c.204]

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]

Ввиду того что средняя скорость в турбуленгном пограничном слое выше, чем в ламинарном (это видно из сравнения рис. 1.23, а и б), последний обладает меньшей кинетической энергией, потому более склонен к остановке и отрыву. Вот почему ламинарный пограничный слой, выгодный в отношении силы трения, может оказаться невыгодным в отношении срыва потока. На некоторых современных самолетах применяются специальные турбулиза-торы, или завихрители потока. Это небольшие пластинки на поверхности крыла или других частей самолета, вызывающие турбу-лизацию пограничного слоя и тем самым предотвращающие срыв потока и его последствия — тряску самолета, нарушение устойчивости и управляемости. [c.35]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...