Взаимодействие пограничного слоя со скачками уплотнения

Большое.внимание уделяется изучению условий перехода от ламинарного пограничного слоя к турбулентному при больших числах М, установлению закономерностей теплообмена и трения в условиях взаимодействия пограничного слоя со скачком уплотнения. [c.15]

Приведены результаты исследования взаимодействия пограничного слоя со скачками уплотнения. Выяснена физическая картина течения в области взаимодействия и дано описание образующихся сложных систем скачков. Установлены некоторые закономерности образования сложных систем скачков при скоростях, соответствующих числам М = 1.53 + 3.9. Найдено различие между образующимися системами скачков в зависимости от режима течения в пограничном слое (турбулентного или ламинарного). Указан характер влияния скачков уплотнения на пограничный слой. Рассмотрены возможные приложения полученных результатов для объяснения особенностей течения в сверхзвуковых диффузорах и соплах на нерасчетных режимах. [c.105]

Исследование взаимодействия пограничного слоя со скачками уплотнения производилось при ламинарном и турбулентном течениях в пограничном слое. Величина числа и толщина погранично- [c.106]

ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ СО СКАЧКОМ УПЛОТНЕНИЯ 339 [c.339]

Взаимодействие пограничного слоя со скачком уплотнения [c.339]

Вдувание в пограничный слой другого газа 353, 355, 371, 619 Взаимодействие пограничного слоя со скачком уплотнения 339 Бинт воздушный 621 [c.708]

Точный анализ взаимодействия пограничного слоя со скачками уплотнения представляет весьма трудную задачу. [c.211]

Полученный нами вывод о том, что при обтекании пластины скольжение с точностью до не оказывает влияния на напряжение трения, верен только для плоской пластины при малых сверхзвуковых скоростях. В случае обтекания тела произвольной формы скольжение приводит к уменьшению поверхностного трения и, следовательно, сопротивления тела [15]. В настоящее время рассмотрены задачи об обтекании плоской пластины потоком слабо разреженного газа при больших сверхзвуковых скоростях. В этом случае следует учитывать взаимодействие пограничного слоя со скачком уплотнения, возникающим на передней кромке пластины поэтому скольжение и температурный скачок оказывают заметное влияние на характеристики обтекания. [c.641]

Взаимодействие пограничного слоя со скачками уплотнения. Пограничный слой при сверхзвуковых течениях имеет две качественно отличные области— дозвуковую, толщиной А, с изменением скорости от uw=0 до м = а и сверхзвуковую, переходящую во внешний поток (см. рис. 15.13). Толщина звуковой области в турбулентном пограничном слое существенно меньше, чем в ламинарном — Ат САл- Это необходимо учитывать при изучении взаимодействия ламинарного и турбулентного пограничных слоев со скачками уплотнения. [c.297]

Влияние пограничного слоя на работу диффузора. Пограничный слой, нарастающий на поверхностях торможения увеличивает углы со и отклоняет скачки от расчетного положения. Взаимодействие пограничного слоя со скачками уплотнения приводит к их искажению и вызывает отрыв пограничного слоя (см. п. 15.6). Заторможенный в пограничном слое воздух, попадая [c.324]

Все последующие скачки возникают или отражаются в местах взаимодействия пограничного слоя со скачком (при перепаде давлений на скачке выше критического , см. 6 гл. VI). В результате этого взаимодействия потери давления увеличиваются, а скачки уплотнения деформируются и смещаются. Если последнее обстоятельство не учтено при выборе формы центрального тела диффузора с внешним сжатием, то не будет обеспечено пересечение всех скачков на кромке обечайки (рис. 8.47), из-за чего нарушится и внешнее обтекание диффузора. Следует принять во [c.476]

Бондарев Е. Н, Петров Е И. Экспериментальное исследование взаимодействия турбулентного пограничного слоя со скачками уплотнения // Аннотации докладов на 111 Всесоюзном съезде по теоретической и прикладной механике.— 1968. [c.441]

Петров Г. И,, Бондарев Е. Н. Экспериментальные исследования взаимодействия турбулентного пограничного слоя со скачками уплотнения // Всесоюзный съезд по теоретической и прикладной механике.— М. Изд-во АН СССР, 1960. [c.447]

Рассмотрим взаимодействие турбулентного пограничного слоя со скачком уплотнения при обтекании внутреннего тупого угла, сопровождающегося отрывом (см. рис. 15.16). [c.300]

Рис. 1.11.6. Взаимодействие пограничного слоя на пластинке со скачком уплотнения

В задачах газодинамики часто встречаются со скачком уплотнения. Во многих случаях решение основных уравнений газодинамики без вязкостного члена оказывается достаточным для принципиального описания настоящей задачи. Однако если скачок уплотнения возникает на стенках, ограничивающих поток, т. е. происходит в области пограничного слоя, то здесь на развитие потока трение оказывает решающее влияние. Б этом случае необходимо выяснить характер взаимодействия между скачком уплотнения и пограничным слоем. В настоящей работе это взаимодействие будет исследовано для специальных профилей скоростей. [c.293]

Основные научные направления дифференциальные модели турбулентности для описания развитых и переходных течений в пограничном слое, в плоских и круглых струях и взаимодействия с внешней крупномасштабной турбулентностью экспериментальное исследование сложных струйных течений переменной плотности, перехода в пограничном слое при высоком уровне возмущений во внешнем потоке, измерение турбулентности при ее взаимодействии со скачками уплотнения. [c.546]

Вследствие отрыва изменяется распределение давления в области отрыва. Однако если рассматривать только полное приращение давления, то отрыв не всегда ведет к его уменьшению, так как можно достичь теоретического приращения давления, несмотря на отрыв потока. Если тем не менее отрыв происходит из-за взаимодействия со скачком уплотнения, аэродинамические силы изменяются довольно резко наряду с соответствующим изменением теплового потока. Более того, течение становится нестационарным из-за возникновения самовозбуждающихся колебаний, и в пограничном слое происходят потери количества движения. [c.230]

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]

НИИ характера взаимодействия нри увеличении интенсивности создаваемых в потоке скачков. Если одним из трех способов, указанных в п. 1, попытаться осуществить в потоке скачки, расчетная интенсивность которых (но теории, не учитывающей пограничный слой) достаточно мала, то влияние нограничного слоя на скачки ограничивается искривлением расчетных скачков (рис. 5, а и б, а). Попытка же осуществить в потоке скачок давления на стенке, превышающий для данного числа М о некоторое характерное значение, зависящее от параметров пограничного слоя и режима течения в нем, приводит к возникновению скачков, не предусматриваемых обычной теорией идеального газа. При этом влияние нограничного слоя на течение со скачками уплотнения проявляется не только в области, соизмеримой с толщиной нограничного слоя, но и существенно изменяет течение вне пограничного слоя. [c.111]

Решения теории течений со свободным взаимодействием в 2.3 используются для описания области падения слабого скачка уплотнения на пограничный слой или обтекания угла поворота близкого к тг. [c.18]

Взаимодействие пограничного слоя со скачком уплотнения осуществляется следующим образом. Когда падающий скачок уплотнения встречает пограничный слой, он отражается от пограничного слоя в виде волны разрежения, и этот процесс сжатия — расширения поворачивает поток к стенке таким образом рост толщины пограничного слоя ос.иабляется. Вторая серия волн сжатия образуется за точкой встречи скачка уплотнения с пограничным слоем, и после прохождения этих волн сжатия течение [c.36]

Изложенные выше соображения о взаимодействии пограничного слоя со скачками уплотнения позволяют рассчитать все угловые величины систем скачков, образуюгцихся у твердой стенки с ногранич-ным слоем. Однако для полного построения картины течения в области взаимодействия необходимо егце знать линейные размеры системы скачков. В качестве характерного линейного размера было выбрано расстояние 6, на котором располагается первый скачок системы от точки В (скачок 1 на рис. 5 и на рис. 7, а), в случае обтекания вогнутого угла или от точки отражения надаюгцего скачка, соответствую-гций простому отражению (точка В на рис. 6,6 и 7,6). Масштабом для выбранного линейного размера была взята толгцина дозвуковой части пограничного слоя в точке В области взаимодействия, определенная до образования в потоке скачков уплотнения. [c.126]

Рис. 15.18. Взаимодействие пограничных слоев со скачками уплотнения в местных сверхзвуковых областях а—ламинарный слой б—то же ту1рбулентный

Взаимодействие пограничного слоя со скачками уплотнения в местных сверхзвуковых областях течения. Критическим называется такое число Мнкр"< <1, при котором в какой либо области течения около крылового профиля, скорость потока достигает местной скорости звука за счет ускорения дозвукового потока в передней конфузорной области течения. Если число 1>Мн>Мнкр, то вблизи поверхности профиля возникает область сверхзвуковых скоростей (рис. 15.18, а). В области АВ дозвуковой поток ускоряется в сужающихся струйках до Мн=1, а в области ВБ сверхзвуковой поток перерасширяется. Так как поток перед профилем дозвуковой, то он и с профиля сходит дозвуковым. Торможение сверхзвукового потока происходит на скачке уплотнения, который начинается на линии М=1 и кончает- [c.302]

Влияние отсоса на течение при взаимодействии турбулентного пограничного слоя со скачком уплотнения, возникающим при обтекании тупого угла, исследовалось в работе ([51] 1970, № 45). Определялось количество газа, которое необходимо отсосать для преодотвращения отрыва турбу- [c.419]

Б о н д а р е в Е. П., П е т р о в Г. И. Экспериментальное исследование взаимодействия турбулентного пограничного слоя со скачками уплотнения. Ц Всесоюзн. съезд по теор. и прикл. мех. Аннот. докл.— М. Изд-во АН СССР, [c.353]

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]

Замечательная особенность явления взаимодействия заключается в том, что параметры потока вблизи точки отрыва не зависят от причины, вызвавшей отрыв, а зависят лишь от чисел Маха и Рейнольдса в невозмущенном потоке. Если числа Мо и R совпадают, то распределение давления вблизи точки отрыва оказывается одинаковым при взаимодействии пограничного слоя с падающим извне скачком уплотнения, со юкачком уплотнения, образующимся при обтекании вогнутой криволинейной стенки, [c.341]

Представлены результаты измерения местных ксэИициентов теплоотдачи как на проницаемой пластине,так и в области газовой заве -сы при наличии зоны отрыва турбулентного пограничного слоя,обрат-зующейся при взаимодействии со скачком уплотнения.Эксперименты проводились на плоском измерителъномучастке в аэродинамической трубе с прямоугольной рабочей частью.Число Маха было равно 2,5.С Скачок уплотнения образовывался при обтекании потоком плоского клина с углом 9. Все измерения проводились на стационарном теп -ловом режиме. [c.357]

Пульсации и неравномерность потока на выходе из воздухозаборника оцениваются по тем же параметрам, что и на входе в компрессор. Источниками пульсации являются турбулентность воздуха, неустойчивость пограничного слоя, особенно в местах его-взаимодействия со скачками уплотнения, наличие конструктивных и технологических уступов в проточной части и, наконец, неустойчивость течения в самом воздухозаборнике на некоторых режимах его работы. На равномерность и стационарность течения в воздухозаборнике значительное влияние оказывают возмущени от вблизи расположенных элементов летательного аппарата. Уровень неравномерности поля скоростей и пульсадионные характеристики (амплитуда и частота пульсаций) потока на выходе из воздухозаборников специально нормируются и не должны превышать допустимых значений по условиям устойчивой работы двигателя. [c.254]

В случае А (безотрывное обтекание) пограничный слой на игле взаимодействует со скачком уплотнения, образующимся у основания игяы. Влияние соответствующего приращения давления распространяется вверх по потоку в дозвуковую часть пограничною слоя, и его толщина увеличивается. Однако для конусов [c.241]

Структура областей взаимодействия сверхзвукового потока с пограничным слоем, направление передачи возмущений и масштаб длин, на которые распространяются возмущения, могут зависеть от профиля числа М в невозмущенном пограничном слое. Первым обнаружил это обстоятельство Л. Крокко [Сгоссо L., 1955]. Он ввел представление о докритиче ских и закритических пограничных слоях, способных при взаимодействии со скачком уплотнения передавать вверх по течению возмущения давления на расстояния, значительные по сравнению с толщиной пограничного слоя, или не обладающих этим свойством. Для того, чтобы закритический пограничный слой приобрел это свойство, указывал Л. Крокко, необходимо, чтобы на очень коротких длинах, соизмеримых с толщиной пограничного слоя, резко перестроился профиль числа М в нем, в терминологии [Сгоссо L., 1955] произошел закритический переход или скачок. Эти представления обосновывались с помощью общих физических соображений и интегрального метода для описания процесса взаимодействия. [c.252]

Если угол р д превышает некоторое критическое значение, то возникает отрыв пограничного слоя в месте его взаимодействия со скачком. Повышенное давление в точке отрыва передается вверх по потоку через дозвуковую часть пограничного слоя. Это приводит к перемещению точки отрыва в глубь сопла. Картина течения будет такая, как на рис. 4.6.1,6. От точки А на внутренней поверхности сопла поток отрывается и, проходя через скачок уплотнения Л Л, поворачивается на уголрсг- Далее поток присоединяется к поверхности дефлектора в точке В, в которой образуется второй скачок уплотнения ВВ. Ниже разделяющей линии тока АВ находится застойная зона ( жидкий клин ). За присоединенным скачком уплотнения с углом 0с2, вызванным поворотом потока на угол р<.2. на поверхность дефлектора будет действовать давление р . [c.328]

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]

Уравнение (44) применимо для турбулентного пограничного слоя, подверженного действию большого положительного градиента давления при умеренных сверхзвуковых скоростях и постоянном давлении по то-лщине пограничного слоя. Постоянство давления по толщине пограничного слоя выполняется при очень малых числах Маха, но уже при М1 = 1,3 давление заметно меняется по толщине пограничного слоя. Значения коэффициента поверхностного трения плохо согласуются с другими данными, что свидетельствует о непригодности уравнения (44) д,пя определения с,. Однако уравнение (44) дает приблизительно правильное положение точки отрыва. Взаимодействие с прямым скачком уплотнения со.здает сильный положите.яьный градиент давления под скачком, и обычный критерий отрыва турбулентного пограничного с.лоя [c.251]

Первые исследования сверхзвуковой турбулентности выполнены в [1, 2 Заложенные в этих работах основы методики измерения пульсаций газодинамических параметров в сжимаемых потоках открыли возможности для более углубленного изучения особенностей структуры сверхзвуковой турбулентности. В [2, 3] получены данные о турбулентности в сжимаемом пограничном слое. В [4] исследован плоский сверхзвуковой след. В [5, 6] приведены данные о взаимодействии акустических возмущений со слабым косым скачком уплотнения при числах Маха М = 1.6 и 17. Было показано, что по мере роста эффектов сжимаемости перестройка структуры турбулентности сопровождается уменьпЕением уровня пульсаций скорости и ростом пульсаций плотности и давления. При гиперзвуковых скоростях потока М = 25 зафиксированы пульсации плотности, превыпЕающие 50% средней плотности [7]. Таким образом, при больпЕих числах Маха роль турбулентности не ослабевает. [c.418]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...