Обратный переход от турбулентного пограничного слоя к ламинарному

Обратный переход турбулентного пограничного слоя в ламинарный в области больших отрицательных градиентов давлений при обтекании сверхзвуковым потоком различных тел наблюдался многими исследователями. В отечественной литературе это явление освещено в работах [28 7]. [c.176]

ОБРАТНЫЙ ПЕРЕХОД ОТ ТУРБУЛЕНТНОГО ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ К ЛАМИНАРНОМУ [c.125]

Экспериментальные данные [Л. 7] свидетельствуют о том, что при обтекании пластины потоками, движущимися с большими ускорениями, уравнение (11-32) дает завышенные числа Стантона. В гл. 7 было показано, что сильное ускорение потока уменьшает число Рейнольдса, основанное на толщине потери импульса, и может привести даже к обратному переходу от турбулентного пограничного слоя к ламинарному. Однако наблюдаемое уменьшение числа Стантона происходит, по-видимому, в турбулентном пограничном слое. Возможно, оно обусловлено уменьшением интенсивности генерации турбулентности вследствие наложения градиента давления. [c.299]

Обратный переход от турбулентного пограничного слоя к ламинарному 125 Обтекание клиновидных тел 111 [c.437]

При Н меньших 1,5-10 во всех рассмотренных трубах на поверхности шара происходит отрыв ламинарного пограничного слоя, переходящего в турбулентный где-то вне шара в оторвавшемся слое. При возрастании рейнольдсова числа точка перехода, отметим ее буквой Г, перемещается навстречу потоку и приближается к поверхности шара. Как только точка Т достигнет точки 5 ламинарного отрыва слоя, внешний поток, благодаря возникновению вблизи точки отрыва турбулентного перемешивания, увлечет за собою пограничный слой, обтекание улучшится, и точка отрыва сместится вниз по потоку. Теперь уже точка отрыва. 5 будет соответствовать отрыву турбулентного слоя, так как точка перехода Т будет находиться выше по потоку, чем точка отрыва. Судя по характеру кривых рис. 183, можно думать, что в точке перехода Т происходит местный, не получающий дальнейшего развития отрыв ламинарного слоя, сопровождающийся обратным прилипанием пограничного слоя к поверхности шара с последующим развитым отрывом уже турбулентного пограничного слоя. Указанный местный отрыв ламинарного слоя служит источником возмущений (вихреобразований), заполняющих поток за точкой Т. [c.592]

Обратный переход турбулентного пограничного слоя в ламинарный экспериментально наблюдается в сильно кон-фузорных потоках жидкости и газа (при dp [c.67]

Известно, что градиент давления оказывает существенное влияние на характеристики пограничного слоя. В частности, при сильных отрицательных градиентах давления в турбулентном пограничном слое может произойти обратный переход от турбулентного режима течения к ламинарному (реламиниризация). [c.264]

Значительную неопределенность в расчет тепловой защиты сегментального аппарата вносит неточность определения теплового эффекта радиационного вдува, а также энтальпии разрушения /н, а в расчет защиты конического аппарата — положение точки перехода от ламинарного режима течения в пограничном слое к турбулентному. Последнее также связано с оценкой эффекта вдува, поскольку в турбулентном пограничном слое коэффициент вдува ут почти втрое меньше, чем в ламинарном 7л, а соотношение тепловых потоков к непроницаемой поверхности обратное от втрое выше од. В результате тепловой поток, подведенный к разрушающейся поверхности, оказывается в 7 раз выше при турбулентном режиме. При расчетах в работе [Л. 10-6] предполагалось, что критическое число Рейнольдса, рассчитанное по локальным параметрам набегающего потока, составляет Некр= 2,5-10 , однако за счет влияния различных факторов оно может снизиться до 0,1-10 . Первому из этих значений в период максимального нагрева соответствовал ламинарный режим течения на большей части конического аппарата, тогда как второму — турбулентный почти на всей поверхности, за исключением носового затупления. [c.307]

Судя по характеру кривых рис. 210, можно думать, что в точке перехода Т происходит местный, не получающий дальнейшего развития отрыв ламинарного слоя, сопровождающийся обратным прилипанием уже турбулентного пограничного слоя к поверхности шара. Такой турбулентный пузырь (английский термин ЬпЬПе) отрыва в развитом своем виде уже давно наблюдался на лобовых участках крыловых профилей. Появление его и исчезновение приводило к загадочным изменениям подъемной силы и сопротивлений крыльев на больших углах атаки, к гистерезису коэффициента подъемной силы при начальном возрастании и последующем убывании угла атаки и др. Одно из первых описаний этого явления можно найти в сборнике монографий, вышедшем под редакцией С. Голдстейна [c.541]

Для расчета пограничного слоя на профиле решетки необходимо определить распределение скоростей невязкой жидкости w = w s). Для определения w s) следует решить прямую задачу теории решеток в потоке невязкой жидкости. Затем производится расчет пограничного слоя, причем обратное влияние пограничного слоя на распределение скорости внешнего потока при реальных числах Re и безотрывочном обтекании обычно не учитывается, так как толщина вытеснения очень мала. Пограничный слой в реальных решетках можно считать полностью турбулентным. Такое допущение несколько упрощает расчеты, так как не приходится определять точку или область перехода ламинарного слоя в турбулентный. [c.61]

Отошедшие от поверхности вследствие отрыва слоя вогнутые линии тока образуют зону, аналогичнуьэ рассмотренной в задаче гл. VI о течении газа во внутренней зоне тупого угла в этой зоне возникает система скачков, обверткой которых служит косой скачок II, играющий во внешнем потоке роль отраженного скачка. Основание этого скачка находится вблизи точки отрыва слоя S. Область отрыва может быть как разомкнутой, так и замкнутой в зависимости от интенсивности падающего скачка и характера невозмущенного распределения давлений по поверхности тела. В показанном на рисунке случае оторвавшийся пограничный слой поджимается обратно к поверхности тела в точке Т, отрывная область замыкается, а образующиеся внутри нее возмущения, если пограничный слой не был еще турбулентным, служат причиной возникновения перехода ламинарного слоя в турбулентный. [c.846]

В связи с указанными обстоятельствами теоретическое исследование пограничного слоя в закритическом дозвуковом и сверхзвуковом потоке, не заключающее учета обратного влияния скачков на пограничный слой, может часто представлять скорее качественный, чем количественный интерес и, в первую очередь, с точки зрения выяснения тенденций развития таких наиболее характерных для пограничного слоя явлений, как, например отрыв слоя, переход ламинарного слоя в турбулентный и др. С другой стороны, существуют, конечно, задачи сверхзвукового безотрывного н бесскачкового обтекания, где излагаемые ниже методы с успехом могут быть применены и для количественных оценок течений газа в пограничном слое. [c.847]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...