Экспериментальные исследования пограничного слоя

Расчеты и экспериментальное исследование пограничного слоя выполнены при различных режимах. При неблагоприятном распределении скоростей и = f (х) обнаружена возможность при изменении режима перемещения точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный вдоль контура лопатки. Так, на выпуклой поверхности лопаток (рис. 33) точка перехода на третьем режиме (Мз = 0,8 Rea = 1,87-10 ) согласно выполненным расчетам переместилась вверх по потоку на участок (х = = 0,5), где = 0. При других режимах, когда число Rej имело меньшее значение, точка перехода находилась за точкой минимума давлений (х = 0,83). Аналогичные результаты получены при исследовании пограничного слоя и на других лопатках, имеющих при заданных геометрических параметрах решетки в эпюре распределения скоростей и = /(х) участки, где = О, не только [c.74]

Экспериментальные исследования пограничного слоя [c.180]

Хотя в течение многих лет экспериментальное исследование пограничного слоя проводилось при малых числах М. развитие последующих работ идет в направлении исследования течений с большими дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями [5], причем тщательно изучается теплопередача. При малых числах М в пограничном слое тепловые потоки не существенны и экспериментальные исследования в основном сводятся к измерению трения, при этом нет особой необходимости пользоваться кинетической теорией. В сверхзвуковом потоке тепловые явления уже существенны. Движение в пограничном слое при больших числах М представляет особый интерес для молекулярной физики, так как при этом происходит превращение энергии массового движения молекул в энергию беспорядочного движения при постоянном давлении. [c.180]

Плоская пластина, применяемая в экспериментальных исследованиях пограничного слоя, не является бесконечно тонкой пластиной, рассматриваемой в теории. Пластина имеет [c.180]

Приемная часть проволочного термоанемометра может иметь меньшие размеры, однако и в этом случае трудно получить качественные экспериментальные данные на решетках с хордой профиля меньше 150 мм. К счастью, есть несколько работ, посвященных экспериментальному исследованию пограничного слоя [7.10, 7.11], и можно провести определенное сравнение теории с экспериментом применительно к исследованию пограничного слоя в проточной части турбомашин. [c.203]

Итак, в настоящее время наиболее подходящим средством экспериментального исследования пограничного слоя является использование миниатюрных проволочных термоанемометров и пластинчатых датчиков на неподвижных лопатках, как компрессорных, так и турбинных. Это потребует большого старания и упорной, кропотливой работы, однако было бы очень ценно получить уверенность в правильности расчетов пограничного слоя при проектировании турбомашин. [c.204]

Впервые пограничный слой на турбинных лопатках экспериментально был исследован автором в 1945—1947 гг. в лаборатории паровых турбин Ленинградского металлического завода. Дальнейшие исследования пограничного слоя автором были проведены в Центральном котлотурбинном институте им. И. И. Ползунова. В дальнейшем аналогичные опыты были проведены в Московском энергетическом институте. [c.72]

В том случае, когда опытных данных недостаточно, можно воспользоваться для определения коэффициентов потерь расчетными полуэмпирическими зависимостями, полученными на основе теоретических предпосылок и экспериментальных данных по исследованию пограничного слоя [c.61]

Динамический, тепловой и диффузионный пограничные слои, строго говоря, простираются до бесконечности в направлении но нормали к границе тела или до огибающих конусов Маха, идущих от передней кромки тела. Однако прн экспериментальном исследовании границы слоев обычно хорошо определяются. [c.36]

Течение при Ке]>1 реализуется в авиационной и ракетной технике, где достижения теории пограничного слоя широко используются и перед ней ставятся все более сложные задачи. Исследованию пограничного слоя посвящены многочисленные теоретические и экспериментальные исследования и монографии [1, 2, 18, 29, 30. [c.270]

Иначе дело обстоит с решением вариационных задач газовой динамики и с точными решениями уравнений Навье—Стокса. Эти результаты своеобразно и тесно переплетены с численными и экспериментальными исследованиями. Решение краевых задач при оптимизации формы тел в сверхзвуковом потоке газа первоначально проводилось численно, итерационным путем. Обращение в нуль одной из рассчитываемых функций подсказало путь аналитического решения и открыло путь к исследованию необходимых условий минимума и к получению новых решений. При использовании этих результатов для практики в потоках внутри сопел рассчитывался пограничный слой, а результирующая сила тяги была проверена на специальной опытной установке. Расхождение между расчетной силой тяги и ее экспериментальной величиной не превысило 0,1%. [c.5]

В уравнениях (8.1.1) и (8.1.2) - коэффициент турбулентности струйного течения, который принимается для струи круглого сечения от 0,04 4 до 0,08 3 , а для плоскопараллельной струи 0,9-0,12 3 . Однако расчетные зависимости по определению величин а и Р струйных течений, состоящих из высоконапорной жидкости и низконапорного газа в свободно истекающем струйном течении неизвестны. В связи с этим, были выполнены экспериментальные исследования по определению углов расширения газожидкостного пограничного слоя а и сужения жидкостного потенциального ядра струи р. Кроме того, в задачу данных экспериментальных исследований входила проверка теоретических основ метода расчета процессов эжекции и тепломассообмена в многокомпонентном свободно истекающем струйном течении. Для этого экспериментально определялись [c.187]

Изложенный метод расчета турбулентного пограничного слоя сжимаемого газа подтверждается результатами экспериментальных исследований. На рис. 6.21 приведены расчетные значения [c.328]

Это предположение подтверждается следующими экспериментальными фактами. Во-первых, профиль скорости в пограничном слое на стенках прямолинейных участков цилиндрических труб такой же, как и профиль скорости на плоской пластине, независимо от того, какое течение — ускоренное или замедленное — предшествовало течению около прямолинейного участка трубы. Во-вторых, профиль скорости над точкой отрыва в турбулентном пограничном слое несжимаемой жидкости не зависит от параметров течения во внешнем потоке до точки отрыва. Универсальность отрывного профиля нри различном характере течения до сечения отрыва также говорит о том, что можно пренебречь влиянием внешнего потока вне небольшой окрестности рассматриваемого сечения. Наконец, опыты но исследованию взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем непосредственно показывают, что заметные изменения в пограничном слое происходят лишь на расстоянии, равном всего не скольким толщинам пограничного слоя. Следовательно, даже очень сильное изменение давления во внешнем потоке, вызванное скачком уплотнения, влияет на характер течения в пограничном слое впереди скачка уплотнения лишь в малой окрестности. [c.332]

Л. Прандтль и Т. Карман предложили определить напряжение трения на пластине при турбулентном пограничном слое с помощью результатов экспериментального исследования гидравлического сопротивления при течении жидкости в трубе. [c.330]

Исследование теплоотдачи в рассматриваемых условиях проводилось на основе теории пограничного слоя, а также экспериментальным путем, причем оба способа приводят к близко совпадающим результатам. При ламинарном пограничном слое средние и местные коэффициенты теплоотдачи для воздуха при вращении диска около горизонтальной оси определяются уравнением [c.359]

В 1958 г. опубликованы результаты экспериментального исследования теплоотдачи пластины при М = 1,7 — 4. Результаты опытов по оценке местных значений коэффициентов теплоотдачи при турбулентном пограничном слое хорошо описываются следующим уравнением [c.387]

Результаты экспериментального исследования теплоотдачи при вдувании в турбулентный пограничный слой воздушного потока газов [c.420]

Теоретическое и экспериментальное исследования процесса теплоотдачи при подводе инородного газа в пограничный слой позволили выявить основные факторы, определяющие эффективность этого способа уменьшения интенсивности теплообмена. [c.421]

Громов Р. С. Экспериментальное исследование пограничного слоя иа пластинке за каверной.— Труды ВНИТОСС. Экспериментальная гидромеханика судна. Материалы по обмену опытом, 1968, вын. 118. [c.241]

В формуле (2-65) принят линейный закон изменения скоростей в пограничном слое, а интегрирование проводилось от О до б. Через Л обозначена толщина выходной кромки лопатки, а через S — средняя толщина иотраничного слоя на выпуклой и вогнутой поверхностях профиля. Следует, однако, заметить, что для расчета угловой скорости в начальный момент времени следует использовать не осредненный градиент скоростей в пограничном слое, а максимальный (независимо от того, соответствует ли эта эпюра отрывному или безотрывному характеру течения). Таким образом, для точного расчета необходимо знать зпюру распределения- скоростей в пограничном слое на выходной кромке и соответственно dwldy)uam- Для приближенных расчетов можно рекомендовать формулу, выведенную на основании обобщенных экспериментальных исследований пограничного слоя в турбинных решетках [c.41]

Теория и экспериментальные исследования пограничного слоя представляют собой большую и важную проблему современной гидроаэромеханихш [26, 27, 28]. Акустический аспект этой проблемы начал развиваться сравнительно недавно, после того как были созданы основы общей теории аэродинамической генерации звука. Пограничный слой, возникающий на обводах тела, из-за трения о стенки становится турбулентным при значительно больших Re пограничного слоя, чем это имеет место для турбулентного следа эти числа Re составляют несколько тысяч. [c.443]

А. Фэйджа [ ]. Результаты других измерений имеются в работе В. Мёллера [ ]. В этой связи упомянем также о теоретических и экспериментальных исследованиях пограничного слоя в осесимметричном насадке, выполненных А. Михалке ]. [c.234]

Вскоре после опубликования первых сообщений о теории устойчивости Х. Л. Драйдён [ ], со своими сотрудниками выполнил новые, очень детальные и тщательные экспериментальные исследования пограничного слоя на пластине. В частности, особенно тщательно были измерены — посредством [c.439]

Ряд важнейших исследований по теории пограничного слоя был проведен советскими аэродинамиками и в первую очередь научной школой ЦАГИ. Работы профессоров Л. Г. Лойцянского, А. А. Дородницина, И. В. Остославского, К. К. Федяевского и др. значительно опередили зарубежные исследования в этой области. Советские аэродинамики провели и экспериментальные исследования пограничного слоя, разработали рациональные формы крыльев и фюзеляжей, имеющих наименьшее сопротивление, явились создателями теории пограничного слоя при больших скоростях движения. [c.241]

Измерения в пограничном слое и закромочных следах обычно осуществляются путем траверсирования потока либо с помощью трубки Пито, либо проволочным термоанемометром. В случае небольших лопаток, обычно применяемых в турбомашинах, экспериментальное исследование пограничного слоя в проточной части решеток сопряжено со значительными трудностями. Очень мало исследователей работало с решетками, у которых хорда профиля лопаток превышает 150 мм, в связи с чем экспериментальные исследования пограничного слоя в решетках и турбомашннах раньше почти не проводились. В настоящее время ситуация несколько улучшилась, однако работы по измерению пограничного слоя на лопатках по-прежнему редки. [c.202]

Если размеры приемной части трубки Пито значительно уменьшить, то время, затрачиваемое на снятие экспериментальной точки, существенно увеличивается. Пограничный слой на лопатках с хордой около 50 мм имеет толщину порядка 2 мм, и такая лопатка, конечно, слишком мала для обеспечения качественного экспериментального исследования пограничного слоя. Желательно использовать трубку Престона для оценки коэффициента трения, однако в решетке с хордой профиля меньше 150 мм опять-таки превалируют эффекты малоразмерности и [c.202]

Результаты этой теории могут быть проверены экспериментально на пограничных слоях, возникающих на телах, ограниченных снаружи вогну тыми поверхностями. При этом необходимо иметь в виду следующее. Как и в случае бегущих плоских волн, исследованном Толмином и Шлихтингом ( 2 главы XVI), после достижения нейтральной точки требуется еще некоторое расстояние, чтобы нарастание возмущений привело к переходу ламинарного течения в турбулентное поэтому точка перехода должна лежать ниже по течению, чем нейтральная точка, положение которой определяется из рис. 17.37 1). Опыты по переходу ламинарной формы течения в турбулентную в пограничных слоях на искривленных стенках были выполнены Л. М. Клаузером и Ф. Клаузером [1 ], а впоследствии — Г. В. Липманом [ з], [c.485]

Вопросам исследования пограничного слоя для вкз-копластической среды при .i->u посвящен ряд исследований. Впервые для плоских течений пограничный слой был проанализирован в [152] в задачах об обтекании пластины потоком вязкопластической среды. Полная постановка задачи обтекания затупленных тел вязкопластической средой рассмотрена в [153]. Теоретические выводы [153] подтверждены экспериментальными исследованиями [154, 155]. Позднее подобные исследования были проведрпы в [156] и их выводы аналогичны результатам [153—155]. [c.143]

На основе экспериментальных исследований 3. Ф. Чухано-вым и Е. А. Шапатиной 35] было установлено, что с уменьшением размеров отдельных частиц интенсивность теплообмена повышается, так как при этом турбулизация пограничного слоя наступает при меньших числах Re. Исследования проводились в условиях нестационарного режима путем прогрева стальных шариков с объемной пористостью т = 0,4 и измерения скорости изменения температуры газа на выхоДе из шарового слоя. Коэффициент теплоотдачи определялся при сопоставлении экс периментальных температурных кривых на выходе из слоя и теоретических кривых, подсчитанных Шуманом для разных коэффициентов теплоотдачи а. [c.67]

Результаты экспериментального исследования профиля скорости в o HOBHoii части турбулентного пограничного слоя сжимаемого газа па пластине представлены на рис. 6.17. Оказывается, что число Маха Мо и температурный фактор Гц, = мало влияют на форму распределения скоростей. Поэтому степенной закон (116) будем считать справедливым и для сжимаемого газа. [c.324]

При наличии скачков уплотнения пограничный слой обычно оказывает более сильное влияние на внешний поток, в некоторых случаях существенно изменяя картину всего течения. Дело в том, что в скачке уплотнения изменения скорости и температуры по направлению нормали к франту скачка, которое обычно мало отличается от направления потока, велики по сравнению с изменениями этих величин вдоль скачка. В пограничном слое изменения скорости и температуры в направлении потока обычно незначительны, в то время как изменения этих величин поперек пограничного слоя велики. Следовательно, в области взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем скоройть и температура существенно изменяюкся как вдоль, так и поперек потока. Поэтому основные допущения теории пограничного слоя в этом случае перестают быть справедливыми и теоретическое исследование области взаимодействия скачков уплотнения с пограничным слоем представляет Ч резвычайно сложную задачу. Экспериментальные исследования этой области течения тоже являются не простым делом, однако полученные данные позволяют представить физическую картину взаимодействия и определить некоторые количественные закономерности. [c.339]

Для полного построения картины течения необходимо еще уметь определять расстояние Ъ, на которое отходит косой скачок уплотнения навстречу потоку. Согласно имеющимся в настоящее время экспериментальным данным это расстояние пропорционально толщине вытеснения невозмущенного пограничного слоя и увели швается при увеличении интенсивности скачка уплотнения во внешнем потоке. Значения величины Ъ, найденные Г. И. Петровым и его сотрудниками при исследовании обтекания внутреннего тупого угла потоком с числом АЛо = 2,0, в зависимости от интенсивности основного скачка приведены на [c.343]

Большое количество экспериментальных исследований посвящено изучению взаимодействия скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем. Теоретическое раосмотрение этого вопроса затруднительно вследствие сложности явления, в то же время на практике этот случай встречается очень часто. Схема взаимодействия скачка уплотнения с турбулентным пограничным [c.343]

Теоретическое и экспериментальное исследования гиперзвукового пограничного слоя, вызывающего на пластине и на тонком теле (клин, конус) появление ударного слоя с продольным градиентом давлений, проводились в работах Беккера, Лиза и Проб-стина, Бертрама, Кендалла и др. (см. монографию Хейза и Пробстина). [c.128]

Сопоставление формул (6.33) и (6.19) показывает, что теория теплового и динамического пограничных слоев приводит к одинаковым результатам. Экспериментальное исследование этой задачи также дает аналогичные результаты. При ламинарном пограничном слое результаты исследования средних коэффициентов теплоотдачи на пластине для tu, = onst обобщены формулой [c.329]

Многообразие факторов, влияющих на процесс теплообмена в соплах, и недостаточно полное экспериментальное исследование этого процесса затрудняют построение единой методики расчета. Имеется несколько методов расчетной оценки теплоотдачи в соплах, более или менее полно отражающих специфику процессов теплообмена в этих условиях. Наиболее простой метод расчета предложен Бартцем. Он основан на теории турбулентного пограничного слоя и не учитывает влияния отрицательного градиента давления на развитие пограничного слоя. В соответствии с этим методом местный коэффициент теплоотдачи определяется уравнением [c.389]

Влияние числа М на теплоотдачу при вдувании в турбулентныЛ пограничный слой до конца не изучено. При экспериментальном исследовании этого вопроса отмечается слабое влияние числа М на интенсивность теплообмена в рассматриваемых условиях или полное отсутствие этого влияния. [c.422]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...