Сопротивление трения при турбулентном пограничном слое

Сопротивление трения при турбулентном пограничном слое, как уже указывалось в 21, сильно зависит от шероховатости обтекаемой поверхности, причем это сопротивление заметно уменьшается с уменьшением шероховатости (при устранении разного рода неровностей на обтекаемой поверхности выступающих заклепок, сварочных швов, волнистости поверхности и т. п., т. е. в результате применения зеркально гладких обтекаемых поверхностей). [c.266]

Если к тому же поверхность крыла шероховатая, то сопротивление трения при турбулентном пограничном слое может еще увеличиться примерно вдвое. [c.57]

Таким образом, шероховатость поверхности самолета играет двоякую роль она влияет, во-первых, на положение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный и, во-вторых, на сопротивление трения при турбулентном пограничном слое. [c.57]

Сопротивление трения при турбулентном пограничном слое. [c.96]

При одинаковых числах Рейнольдса сопротивление трения при турбулентном пограничном слое (кривые 2 и 3) существенно выше, чем при ламинарном (прямая 1, соответствующая формула 15.45). [c.289]

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]

При турбулентном пограничном слое надежные результаты получены только для продольно обтекаемой пластины. Мало исследованы теплообмен и трение в условиях внутренней задачи при М>1. Поэтому вопросы теплообмена и сопротивления при турбулентном течении сжимаемого газа нуждаются в дальнейшем изучении. [c.14]

Сравним сопротивление трения гладкой пластины при ламинарном и турбулентном режимах пограничного слоя. Если бы ламинарный и турбулентный пограничные слои существовали при одном и том же числе Рейнольдса Re = 10 , то согласно формулам (8.77) и (9.8) получили бы [c.370]

В переходном режиме коэффициент сопротивления трения зависит не только от шероховатости, но и от числа Рейнольдса. Л. Прандтль и Г. Шлихтинг, исходя из логарифмического закона скоростей и допущения об аналогии между течением в трубе и в турбулентном пограничном слое, выполнили расчеты коэффициента сопротивления трения во всех трех режимах течения. На рис. 9.6 результаты этих расчетов представлены в виде номограммы. Два семейства кривых создают удобство в пользовании номограммой при выполнении вариантных расчетов. Штриховой линией обозначена граница квадратичной области. Номограмма построена на основе предположения, что турбулентный слой начинается от переднего края пластины. [c.372]

Установите связь между средними коэффициентами трения на конусе с к и пластине с fan для ламинарного и турбулентного режимов течения в пограничном слое, предполагая, что параметры невязкого потока, т. е. параметры на границе пограничного слоя, для пластины и конуса одинаковы. Определите без учета влияния сжимаемости сопротивление трения для ламинарного и полностью турбулентного пограничных слоев на поверхности заостренного конуса (полуугол при вершине конуса [c.670]

Путем отсоса пограничного слоя можно повлиять на переход ламинарного течения в турбулентное. Отсос пограничного слоя внутрь тела позволяет отодвинуть точку перехода вниз по течению и тем самым уменьшить сопротивление трения. При этом увеличение скорости отсасываемой части газа приводит к возрастанию затрат энергии на отсос. По достижении некоторой оптимальной скорости отсоса ламинарное течение становится абсолютно устойчивым и дальнейшее увеличение скорости, а следовательно, затрачиваемой энергии на отсос становится нецелесообразным, так как приводит лишь к снижению эффективности отсоса. [c.439]

Закон сопротивления трению Прандтля для турбулентного течения (24.93) в виде кривой 2 представлен на рис. 24.11. Этот закон справедлив в диапазоне чисел Рейнольдса 5-10 < Re < 10 . Формула (24.93) выведена в предположении, что турбулентный пограничный слой начинается от передней кромки пластины в таких условиях она дает хорошее совпадение с результатами измерений в диапазоне чисел Рейнольдса 5-10 10 результаты, полученные по формуле (24.93), начинают расходиться с измеренными. [c.288]

Область перехода или точка перехода характеризуется возникновением в пограничном слое интенсивных пульсаций скорости, давления, плотности (в сжимаемых средах) и т. п. Распределения скоростей по сечению в ламинарном и в турбулентном пограничных слоях, вообще говоря, резко отличаются друг от друга. Так же как и при турбулентных движениях в трубах, в турбулентном пограничном слое происходит интенсивное перемешивание макроскопических частиц жидкости в поперечном направлении, за счет этого в турбулентном пограничном слое происходит выравнивание средних скоростей. Вместе с этим прилипание на обтекаемых стенках приводит к появлению более резких градиентов скоростей вблизи стенок, что вызывает резкое увеличение поверхностных сил трения и соответственно сопротивления трения. [c.265]

При развитии пограничного слоя в условиях неблагоприятного градиента давления эффект восстановления давления в потоке проявляется в меньшей степени. Максимальное касательное напряжение, которое теперь наблюдается в пограничном слое на некотором расстоянии от стенки, увеличивается растут также и генерация турбулентности и диссипация энер(ГИ . Поэтому полная работа сил сопротивления в потоке увеличивается. Хотя при этом и происходит уменьшение касательных напряжений на стенке (как свидетельствует об этом снижение С/), суммарное лобовое сопротивление тела, слагающееся как из сопротивлений трения, так и из сопротивления давления, возрастает. [c.277]

Известно, что при наличии вдува газа на поверхности тела устойчивость ламинарного пограничного слоя уменьшается. Можно предполагать, что в турбулентном пограничном слое роль вязких сил i рения в общем сопротивлении с увеличением интенсивности вдува уменьшается. Этот факт уменьшает влияние критерия Рейнольдса на относительные законы трения и теплообмена и должен способствовать применимости предельных относительных законов трения и теплообмена для практи-198 [c.198]

Положение точки перехода оказывает большое влияние не только на подъемную силу, но и на сопротивление крыла. Как будет далее выяснено, сопротивление трения поверхности при ламинарном пограничном слое значительно меньше, чем при турбулентном. В связи с этим представляется естественным как можно дальше оттянуть вниз по потоку положение точки перехода и увеличить относительную протяженность ламинарного участка [c.543]

Покажем ), что при использовании формулы Кармана и в предположении постоянства напряжения трения поперек пограничного слоя существует простой путь построения решения задачи о турбулентном пограничном слое на продольно обтекаемой пластине, использование которого позволяет легко обобщить ниже изложенную теорию сопротивления пластины в несжимаемой жидкости на случай газового потока с большими числами М. [c.599]

Найдем величину и (х) другим способом. Полный поток количества движения в направлении х при продольном обтекании пластины ( 2, гл. УП) равен сопротивлению трения пластины, смоченной с одной стороны [88]. В соответствии с этим, используя выражения (б) и (в) из 2, гл. УП для турбулентного пограничного слоя, получим [c.162]

Фиг. 19. Сравнение оптимального коэффициента сопротивления профиля с отсосом с коэффициентом трения на пластине при ламинарном и турбулентном пограничных слоях [53].

Фиг. 19. Сравнение оптимального <a href="/info/5348">коэффициента сопротивления</a> профиля с отсосом с <a href="/info/128">коэффициентом трения</a> на пластине при ламинарном и <a href="/info/216215">турбулентном пограничных</a> слоях [53].

Простейший и в то же время практически очень важный случай турбулентного пограничного слоя мы имеем при продольном обтекании плоской пластины. С этим случаем мы встречаемся при вычислении сопротивления трения корабля, сопротивления крыла и фюзеляжа самолета, а также лопаток турбины или воздуходувки. Продольное обтекание плоской пластины характерно тем, что для него градиент давления вдоль стенки равен нулю, и поэтому скорость вне пограничного слоя остается постоянной. Правда, при обтекании только что перечисленных тел градиент давления не всегда равен нулю. Однако до тех пор, пока не возникает отрыва пограничного слоя, сопротивление трения во всех этих случаях, так же как и при ламинарном течении, мало отличается от сопротивления плоской пластины. Следовательно, закономерности пограничного слоя на плоской пластине являются основой для расчета сопротивления всех тел, у которых при обтекании не возникает резко выраженного отрыва. Распространение выводов, которые мы получим при изучении пограничного слоя без градиента давления, на пограничный [c.571]

Т. Карман рассчитал турбулентный пограничный слой на вращающемся диске посредством приближенного метода, основанного на теореме импульсов и примененного в предыдущем параграфе для плоской пластины. При расчете было принято, что окружная составляющая скорости в пограничном слое изменяется в соответствии с законом степени V7. Для обусловленного трением момента сопротивления диска, смоченного с обеих сторон, Т. Карман получил формулу [c.583]

Положение точки перехода оказывает большое влияние не только на подъемную силу, но и на сопротивление крыла. Как будет далее выяснено, сопротивление трения поверхности при ламинарном пограничном слое значительно меньше, чем при турбулентном. В связи с этим представляется естест-5/0 6-Ю венным как можно дальше от- [c.686]

Изложенный в предыдущем параграфе простой эмпирический прием, оказавшийся пригодным для расчета сопротивления трения в турбулентном пограничном слое на пластине с характерными для нее гладкими профилями скоростей в сечениях слоя, станет недостаточным при появлении нового фактора — обратного перепада давления. При одном взгляде на семейство кривых, показанное на рис. 260, можно сразу заметить характерное для диффузорного участка пограничного слоя возникновение на профилях скорости перегибов, все более и более ярко выраженных при приближении к точке отрыва. Отрыв турбулентного пограничного слоя располагается гораздо ииже по потоку от начала диффузорной области — точки минимума давления, — чем отрыв ламинарного пограничного слоя. Физически это объясняется тем, что турбулентное трение между отдельными и-сидкими слоями внутри пограничного слоя значительно интенсивнее, чем трение в ламинарном пограничном слое при прочих равных условиях это усиливает увлечетю внешним потоком пристеночной жидкости и приводит к затягиванию отрыва. Аналогичным объяснением служит большая заполненность турбулентных профилей скорости по сравнению с урезанными ламинарными профилями, что имеет следствием перераспределение кинетической энергии в сторону ее увеличения в пристеночных слоях и является причиной затягивания отрыва. Ламинарный пограничный слой, как правило, отрывается в небольшом по сравнению с турбулентным слоем удалении от точки минимума давления. Большая продольная протяженность диффузионной области турбулентного пограничного слоя и сравнительно с ламинарным слоем значительное удаление точки отрыва от точки минимума давления служит одной из причин трудности теоретического предсказания расположения точки отрыва иа поверхности тела. [c.764]

Величина сопротивления трения весьма сильно зависит от структуры пограничного слоя. Например, если ламинарный пограничный слой на переднем участке гладкого крыла размахом 10 м при скорости полета 720 км1час создает сопротивление трения 13 кг, то при турбулентном пограничном слое это сопротивление возрастает до 80 кг, т. е. в 6 раз. [c.57]

Отсос является важным средством ламинаризации пограничного слоя (стабилизации ламинарного движения), чем обеспечивается снижение сопротивления трения, атакже теплопередачи. Физически эффект ламинаризации объясняется тем, что при помощи отсоса устраняются очаги пульсационного движения,характерного для турбулентного пограничного слоя. Отсос способствует уменьшению толщины пограничного слоя и, как следствие, задерживает его переход в турбулентное состояние. Вместе с тем профили скоростей ламинарного слоя с отсосом имеют форму, которая более устойчива даже при равных толщинах. При этом, как показывают исследования, отсос влияет на форму профиля так же, как снижение давления. [c.104]

Установлено также сильное влияние вдува на осредненные и пульсаци-онные параметры турбулентного пограничного слоя. Поскольку перераспределение турбулентного касательного напряжения по сечению слоя при вдуве приводит к снижению доли сил трения в общем сопротивлении, то можно ожидать сравнительно малого влияния чисел Рейнольдса на параметры трения. Поэтому значительный интерес представляют предельные решения теории пограничного слоя со вдувом, полученные при числе Ке —со. [c.462]

При проектировании высокоскоростных летательных аппаратов возникаю две главные проблемы первая —определение поверхностного трения вторая —определение температуры обшивки. Сопротивление трения составляет значительную долю полного сопротивления летательного аппарата, поэтому неверный расчет сопротивления трения может привести к значительной ошибке в дальности его полета. Температура обшивки является решающим фактором при проектировании высокоскоростных летательных аппаратов. Обе проблемы обусловлены наличием пограничного слоя на внешней поверхности летательного аппарата. Этот пограничный слой может быть ламинарным переходным и турбулентным. В настоящей главе кодотко рассмотрены обе указанные проблемы как для ламинарного, так и для турбулентного пограничных слоев. [c.198]

Хёрнер [Н.106 предложил следующий способ оценки профильного сопротивления. Коэффициент поверхностного трения, характеризующий основную часть сопротивления, определяется по числу Рейнольдса профиля. Если, например, для турбулентного пограничного слоя 10 -< Re 10 , то f = 0,44Re / . При этом минимальный коэффициент сопротивления равен удвоенной величине f с учетом толщины профиля. Для профилей NA A четырех- и пятизначных серий имеем [c.319]

Покажем ), что при использовании формулы Кармана и в предположении постоянства напряжения трения поперек пограничного слоя существует более простой путь построения решения, не требующий предварительного введения понятий о числе Рейнольдса пограничного слоя и законе сопротивления . Этот путь в значительной мере упрощает исследование задач о турбулентном пограничном слое в газовом потоке. Использование простого асимптотического разлонхбния, уже примененного ранее в 103 для несжимаемой жидкости, позволяет обобщить теорию Кармана сопротивления пластины в несжимаемой жидкости на случай газового потока е большими числами М. [c.719]

К. К. Федяевский более простым методом, чем Франкль и Войшель, учел влияние подогрева поверхности и сжимаемости воздуха на сопротивление трения пластины. Как указывалось, Калихман (1945) предложил приближенный метод расчета турбулентного пограничного слоя (па криволинейной поверхности при Рг = 1). [c.325]

Большое значение имеет изучение поверхностного трения, действия пограничного слоя, взаимодействия его с ударными волнами и их взаимного влияния на отрыв. Очевидно, что хороший сверхзвуковой самолет не должен иметь бапьшого волнового сопротивления, так как поверхностное трение попрежнему будет составлять основную часть сопротивления недопустимы также какие-либо отрывы. Таким образом, крайне необходимы теоретические и экспериментальные исследования ламинарного и турбулентного пограничных слоев при различных числах Рейнольдса для трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей. [c.79]

При продольном обтекании плиты вследствие наличия трения всегда появляется пограничный слой, представляющий собой термическое сопротивление переходу тепла от поверхности плиты к потоку или от потока к поверхности. По сечению пограничного слоя температура, как известно, резко изменяется вне слоя она при турбулентном движении почти не меняется. Течение в пограничном слое может быть ламинарным и турбулентным. Однако и в -случае турбулентного движения в пограничном слое у самой стенки имеется тонкий слой ламинарно текущей жидкости (ламинарный подслой). Вдоль по течению среды, начиная от переднего края плиты, толщина пограничного слоя увеличивается. На некотором расстоянии / от края плиты толщина ламинарного пограничного -слоя определяется подформуле [c.313]

Особенно примечательное явление, связанное с переходом течения в пограничном слое из ламинарной формы в турбулентную, наблюдается при обтекании тела с тупой кормовой частью, например круглого цилиндра или шара. Из рис. 1.4 и 1.5 мы видим, что при числах Рейнольдса Fd/v,. равных для круглого цилиндра приблизительно 5 10 , а для шара приблизительна 3 10 , коэффициент сопротивления цилиндра и шара внезапно сильно уменьшается. Впервые это явление было обнаружено для шара Г. Эйфелем [ ]. Столь резкое уменьшение сопротивления объясняется возникновением в пограничном слое турбулентного течения. Турбулизация пограничного слоя,, т. е. возникновение в нем турбул (нтного перемешивания, значительна усиливает увлекающее действие внешнего потока по сравнению со случаем ламинарного пограничного слоя, и это приводит к перемещению точки отрыва назад, т. е. вниз по течению. Если для пограничного слоя, остающегося ламинарным на всем протяжении, точка отрыва лежит приблизительно на экваторе шара, то после турбулизации пограничного слоя она перемещается на довольно значительное расстояние назад, т. е. на заднюю половину шара. Вследствие этого область застойного течения позади тела значительно суживается и распределение давления приближается к распределению давления при течении без трения (см. рис. 1.10). Сужение же застойной области приводит к значительному уменьшению сопротивления давления, что дает о себе знать в виде скачкообразного понижения кривой = / (Ре) (см. рис. 1.4 и 1.5). Правильность такого объяснения подтвердил Л. Прандтль путем следующего опыта [Щ, Несколько впереди экватора шара, обтекавшегося потоком воздуха, он укрепил на поверхности шара тонкое проволочное кольцо. Наличие этого кольца вызвало искусственную турбулизацию пограничного слоя уже при умеренном числе Рейнольдса [c.50]

Наиболее новые и весьма тщательные измерения сопротивления трения и профилей скоростей в турбулентном пограничном слое на плоской пластине при числах Рейнольдса от Rez = 10 до 4,5 10 выполнены Д. В. Смитом и Дж. Г. Уокером [ ]. Результаты этих измерений хорошо совпадают с результатами Г. Кемпфа и Ф. Шультц-Грунова [ ], однако лежат несколько ниже, чем это следует из формулы (12.17). Коэффициенты трения измерялись посредством трубки Пито, помещенной непосредственно на поверхности пластины. В последнее время такой способ применяется часто и с успехом. См. в связи с этим работы Дж. Г. Престона [ ], Р. А. Даттона [ ], Г. Э. Гэдда П. Бредшоу и Н. Грегори [ ], а также Дж. Ф. Не-лейда и М. Дж. Томпсона [Щ. [c.579]

Рис. 23.6. Коэффициент полного сопротивления трения продольно обтекаемой плоской теплоизолированной пластины при ламинарном и турбулентном пограничном слое. Теоретические кривые для турбулентного течения по уравнению (23.31). По Ван-Дрийсту [ ]. х = 1,4 со = 0,76 Рг = 1.

Рис. 23.6. Коэффициент <a href="/info/266820">полного сопротивления</a> трения продольно обтекаемой плоской теплоизолированной пластины при ламинарном и <a href="/info/19796">турбулентном пограничном слое</a>. Теоретические кривые для <a href="/info/2643">турбулентного течения</a> по уравнению (23.31). По Ван-Дрийсту [ ]. х = 1,4 со = 0,76 Рг = 1.

Гипотезу Прандтля о пути перемешивания применил к турбулентному пограничному слою при сжимаемом течении Э. Р. Ван-Дрийст [ ]. Как и в формуле (19.22), он принял, что длина пути перемешивания равна I = хг/. Влияние сжимаемости дает себя знать через переменную плотность, изменяющую также толщину пограничного слоя. Для турбулентного сопротивления трения продольно обтекаемой плоской пластины с теплопередачей и без теплопередачи Э. Р. Ван-Дрийст получил формулы, учитывающие в явном виде влияние числа Рейнольдса и числа Маха. Для случая теплоизолированной стенки его формула имеет вид [c.640]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...