Обтекание крыла ламинарным и турбулентным пограничными слоями

ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА ЛАМИНАРНЫМ И ТУРБУЛЕНТНЫМ ПОГРАНИЧНЫМИ СЛОЯМИ [c.22]

Рис. 14. Обтекание крыла при ламинарном и турбулентном пограничных слоях

На рис. 15 приведена картина обтекания одного и того же крыла на одном и том же углу атаки — с ламинарным и турбулентным пограничными слоями. [c.23]

Как мы увидим подробнее ниже, на положение точки отрыва пограничного слоя решающее влияние оказывает распределение давления во внешнем потоке. В области понижения давления, простирающейся от передней точки тела до того места, где давление имеет минимальное значение, пограничный слой ламинарный в начинающейся же затем области повышения давления пограничный слой обычно турбулентный. Необходимо отметить следующее весьма важное обстоятельство в общем случае отрыв пограничного слоя может быть предотвращен только при турбулентном течении в пограничном слое. Ниже будет показано, что ламинарный пограничный слой может преодолеть лишь чрезвычайно небольшое повышение давления и поэтому он обычно отрывается, даже если обтекаемое тело очень тонкое. В частности, такой отрыв происходит и в случае обтекания крыла при распределении давления, изображенном на рис. 1.13, причем опасность отрыва наиболее велика на подсасывающей (верхней) стороне профиля. При таком распределении давления гладкое безотрывное обтекание крыла, которое является необходимым условием возникновения подъемной] силы, возможно только при турбулентном пограничном слое. [c.51]

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]

В предыдущей главе мы рассмотрели турбулентный пограничный слой на плоской пластине при ее продольном обтекании без градиента давления в направлении течения. В настоящей главе мы рассмотрим турбулентный пограничный слой на стенке с понижением или повышением давления в направлении течения. Такое течение имеет особенно большое практическое значение в проблеме сопротивления крыла самолета и лопатки турбины, а также для исследования диффузора. Во всех этих случаях кроме определения сопротивления особый интерес представляет также выяснение вопроса, происходит или не происходит отрыв пограничного слоя, и если происходит, то в какой именно точке. Понижение давления и особенно повышение давления в направлении течения оказывают, так же как и при ламинарном течении, сильное влияние на развитие пограничного слоя. [c.601]

Другое многообещающее приспособление основано на создании принудительного подсоса либо через щели, либо через равномерно размещенные круглые отверстия на тех участках, где иначе произошел бы отрыв пограничного слоя. В этом случае пограничный слой отжимается к стенке, и мы опять получаем лучшее приближение к течению Жуковского. Если используются щели, то, исходя из теории Жуковского, нужно создать повышенное давление как раз впереди щелей ). Можно также попытаться использовать подсос для того, чтобы сохранить пограничный слой ламинарным, тем самым опять-таки уменьшая лобовое сопротивление. К сожалению, очень трудно, по-видимому, получить такое ламинарное течение. Даже летящие в воздухе насекомые могут вызвать турбулентность при обтекании самой гладкой поверхности крыла. [c.65]

Как я уже говорил ранее, турбулентность работает против авиа-циоппого инженера в том, что касается поверхностного трения. Следовательно, возникает вопрос, существует ли какая-либо возможность обмана природы и сохранения пограничного слоя в ламинарном состоянии при значении числа Рейнольдса выше обычного. В период непосредственно до и после последней войны, много внимания уделялось крыльям с лам,V,парным обтеканием. Эти крылья разработаны так, что самое низкое давление на поверхности наблюдается как можно далее назад. Идея подобной конструкции заключается в том, что устойчивость ламинарного нограничного слоя обычно увеличивается, если внешнее течение ускоряется, т. е. в течении с перепадом давления. [c.101]

В первом томе изложены физическая картина и механизм отрыва потока различных видов, описаны возникающие при этом отрывные течения и характеризуются современные методы изучения отрывов потока. Рассмотрены теоретические методы исследования установившегося и неустановившегося отрыва ламинарного и турбулентного потоков жидкости и газа при обтекании двумерных, осесимметричных и пространственных тел, крыльев, а также при течении в плоских и осесимметричных каналах, диффузорах н т. п. Изложены все основные методы теоретического расчета этрыва пограничного слоя, дана критическая оценка этих методов и проведено сравнение с результатами экспериментов. Описаны случаи отрывов ламинарных потоков, вызванных падением скачка уплотнения при трансзвуковых, сверх- и гиперзвуковых скоростях. [c.6]

Применение метода Спенса проиллюстрировано на примере расчета пограничного слоя при обтекании воздухом стреловидного крыла при отсутствии теплообмена число Маха набегающего потока Моо = 2 число Рейнольдса в месте перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный (при Хи=0,2 ло хорде профиля как определяющему размеру) составляло 9,5-10 . Расчет ламинарной части пограничного слоя выполнен по методу А. Д. Янга [Л. 269]. Из этого расчета получена величина 6 в месте перехода, которая принята за начальное значение толщины потери импульса при расчете турбулентного пограничного слоя. Результаты расчета значений толщины потери импульса 0 и касательного напряжения на стенке сопоставлены с данными, полученными по методу А. Д. Янга. В табл. 13-3 приведены данные расчета по двум методам. Видно, что [c.490]

Л. Г. Лойцянский распространил изложенный выше метод рас-1 чета ламинарного пограничного слоя на случай, когда слой пол-гюстью турбулентный. Кроме того, метод Лойцянского оказалось возможным применять не только для случая плоского обтекания крыла, но и для расчета обтекания тел вращения (фюзеляжа и т. п.) осесимметричным потоком [1], [c.276]

Обтекание слабо искривленных поверхностей тела малого сопротивления. До места с наименьшим давлением поток обыкновгнно движется ламинарно, начиная отсюда — турбулентно. Величина сопротивления того же порядка, что и для плоских плтстинэк с одинаковой поверхностью. Так как пограничный слой большей частью очень тонок, то распределение давления вдоль поверхности может быть выведено путем принятия потока потенциальным. Примерами могут служить дирижабли, стойки аэропланов и крылья (коэфициенты сопротивления приведены в следующем параграфе и далее, при описании крыльев). [c.435]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...