Отрыв и срыв потока

Отрыв и срыв потока [c.234]

Постепенное сужение трубы. При движении жидкости в конфузоре (рис. 4.46) скорость потока вдоль трубы возрастает, а давление уменьшается. Так как жидкость движется от большего давления к меньшему, то причин для срыва потока (как в диффузоре) в конфузоре меньше. Отрыв потока от стенки с небольшим сжатием возможен на выходе из конфузора в месте соеди-динения конической трубы с цилиндрической, поэтому сопротивление конфузора всегда меньше, чем сопротивление диффузора с теми же геометрическими характеристиками. Потери в конфузоре также складываются из потерь на постепенное сужение и потерь на трение, т. е. [c.207]

Дело в том, что при уменьшении относительного объемного расхода в последней ступени снижается перепад энтальпии. При этом ступень работает в условиях, когда характеристическое число и/Со велико по сравнению с его величиной, обеспечивающей на номинальном режиме безударный вход потока в РК или малые углы атаки. При высоких же /Со появляются большие отрицательные углы атаки, особенно опасные в корневом сечении в случае применения активного типа профиля РЛ. К этому еще добавляется очень неблагоприятное влияние сильного раскрытия меридионального профиля у периферии ступени. Все это приводит к отрыву потока в корневом сечении. Как показали опыты, отрыв потока в ряде случаев начинается уже при объемном расходе, отнесенном к его расчетной величине, Gv — 0,6. На холостом ходу срыв может охватывать область от корневого сечения до 3/4 по высоте проточной части (см. гл. ХП). Сильные отрывы потока в последних РК были обнаружены в ступенях очень большой веерности (d < <3). При срыве поток устремляется к периферии РК и здесь вызывает запирание НА. Это сопряжено с затратой энергии от компрессорного эффекта и вентиляционных потерь и с опасными для лопаток нестационарными явлениями. [c.47]

Прежде всего, опыт показывает, что срыв потока возникает не на всех лопатках одновременно, а только на части. Это, в свою очередь, объясняется двумя причинами производственными отклонениями в геометрии профилей лопаток (так как лопатки выполняют с некоторым допуском) и ростом асимметрии потока. Как уже было ска зано во второй главе, поток не является строго осесимметричным даже на расчетном режиме работы компрессора. На глубоких нерасчетных режимах, каковыми являются срывные режимы, симметрия потока еще более нарушается. Около первоначально образовавшейся срывной зоны происходит растекание потока. Это объясняется тем, что при возникновении срыва на какой-либо группе лопаток уменьшается сечение канала, образованного двумя соседними лопатками, происходит дросселирование воздуха, поэтому набегающий поток растекается в обе стороны от срывной зоны (рис. 7.19). Направление относительной скорости по обе стороны от зоны срыва изменяется так, что углы атаки на лопатках, расположенных в направлении относительной составляющей скорости (рис. 7.19 — слева), увеличиваются, и на них происходит отрыв потока. На лопатках, расположенных по другую сторону от середины зоны, в том числе и на тех, где первоначально возник отрыв, углы атаки уменьшаются и течение становится безотрывным. [c.123]

Срыв потока с лопаток сопровождается появлением завихренных участков, а при очень большом угле срыва — и отрывом струи газа от стенок лопаток. Отрыв газа на нерасчетных режимах наблюдается и в сопловом аппарате (рис. 12.4). Кроме того на нерасчетных режимах возрастает удельный вес потерь в зазорах и концевых потерь. Все это приводит к увеличению обш,их потерь [c.199]

Если крыло нагружено слишком сильно, например, за счет увеличения угла атаки, то происходит отрыв пограничного слоя на верхней поверхности крыла и в результате за крылом возникает сильно развитый турбулентный след. Это приводит к потере подъемной силы и к увеличению лобового сопротивления. Такой режим обтекания со срывом потока, показанный на рис. 15-15,г, невозможно легко описать в рамках теории потенциальных течений, потому что расположение точки отрыва S зависит от характера течения в пограничном слое. [c.413]

Специальный вид отрыва неустановившегося ламинарного потока от движущейся стенки, который может возникать на лопатках компрессоров, был исследован авторами работ [12, 13] на примере двумерного вращающегося цилиндра диаметром 10 см (максимальное число оборотов 2000 об/мин). Цилиндр помещен в свободный поток, скорость которого менее 9 м/с. Чтобы имитировать характер изменения давления, соответствующий обтеканию крылового профиля, вращающийся цилиндр был экранирован. Важным в данном случае свойством срыва потока является присутствие неустановившегося пограничного слоя, в котором точка отрыва движется относительно стенки. Определенная нестационарность существует в пограничном слое во всех угловых положениях с отрицательным Г/м , где Г — составляющая скорости, перпендикулярная к направлению и причем направление к поверхности цилиндра принимается отрицательным. Эта нестационарность постепенно возрастает с увеличением угла, но ни в одном угловом положении не существует заметного скачка в величине пульсации скорости. Такой скачок мог бы указывать на отрыв потока. Отрыв неустановившегося потока такого типа отличается от отрыва установившегося потока, [c.223]

На современных самолетах для увеличения несущих свойств широко используется идея полезного отрыва потока. При увеличении угла атаки, начиная с некоторого его значения, характер зависимостей аэродинамических коэффициентов от угла атаки изменяется вследствие срыва потока, при этом в большинстве случаев уменьшаются подъемная сила и аэродинамическое качество, возрастает сопротивление, могут существенно изменяться моментные характеристики по сравнению со случаем безотрывного обтекания. Причиной отрыва потока с крыла является взаимодействие положительного градиента давления по хорде с пограничным слоем. Характер этого взаимодействия определяется геометрической формой крыла (формой профиля и формой крыла в плане), углом атаки, состоянием пограничного слоя, числом М и другими факторами. При этом отрыв потока может происходить как с поверхности крыла, так и с его кромок. При отрыве потока с верхней поверхности крыла на ней существенно уменьшается разрежение, а следовательно, и коэффициент подъемной силы крыла. Отрыву потока с поверхности крыла способствует образование местных скачков, которые вызывают волновой срыв. [c.171]

Срыв потока С крыла приводит к значительному изменению действуюш,их на него аэродинамических сил и моментов. Если при отрыве потока не образуются устойчивые вихри, то, как правило, такое обтекание сопровождается уменьшением подъемной силы (наблюдается вредный отрыв). При наличии устойчивых вихрей (за счет разрежения в них) несуш,ие свойства крыльев повышаются ( полезный отрыв). На рис. 3.4 приведены полученные расчетом зависимости коэффициента нормальной силы Су от угла атаки а для случаев вредного отрыва (рис. [c.172]

Отрыв ламинарного пограничного слоя, происходящий в точке максимального разрежения потока на профиле или вблизи нее при / б>500 с образованием короткой зоны отрыва, за которой сразу же расположено место перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный. При увеличении угла атаки короткая зона отрыва сокращается, а затем резко возрастает, порождая хорошо известное явление срыва с образованием зоны отрыва вблизи входной кромки лопатки, после которой поток уже не присоединяется больше к поверхности лопатки. Оказалось, что это явление, описанное в работе [7.55], служит причиной разрыва в характеристиках компрессора и приводит к явлению гистерезиса при обтекании изолированных профилей (хорошая иллюстрация срыва потока дана на рис. 6 работы [7.55] ). Наоборот, в работе [7.56] показано, что срыв на в.ход-ных кромках лопаток происходит скорее в результате отрыва турбулентного пограничного слоя, чем в результате резкого роста короткой зоны отрыва ламинарного потока. [c.216]

Наиболее достоверное объяснение этого факта заключается в том, что в указанных работах испытывались решетки с значительно различающимися профилями. В работе [3.5] исследованию подвергался профиль с заданным распределением скоростей , имевший относительно острую клинообразную входную кромку и специально рассчитанный на минимум потерь на расчетном режиме течения. Вследствие этого при угле атаки на 10,4° меньше расчетного наблюдался явный отрыв потока с корытца лопатки вблизи входной кромки, что привело к значительному расхождению между расчетным п экспериментальным распределениями давления на корытце профиля. При угле атаки, на 4,6° превышающем расчетную величину, происходил срыв потока с выходной кромки, достаточно интенсивный для того, чтобы нарушить согласие теории с экспериментом. Наконец, при угле атаки на 9,6° выше расчетной величины дважды происходил отрыв потока со спинки профиля — сначала в виде замкнутых зон ламинарного отрыва неподалеку от входной кромки, а затем как отрыв турбулентного пограничного слоя со второй половины профиля (точнее, с участка, соответствующего 40% длины хорды профиля). Ясно, что хотя решетка с заданным оптимальным распределением скоростей может иметь минимальные потери на расчетном режиме течения, ее эффективность при изменении угла атаки резко снижается, поскольку при нерасчетных углах атаки происходят сильные отрывы потока, которые нарушают стройную картину теоретических расчетов. [c.297]

Исследования показали, что срыв можно предотвратить, если осуществить отсос пограничного слоя и тем самым исключить воздействие на поток такого фактора, как вязкость, являющуюся одним из определяющих условий отрыва. С другой стороны, можно создать искусственно условия, при которых проявляется действие сил вязкости, и тем самым вызвать отрыв [c.99]

Правильная оценка потерь энергии в последних ступенях необходима для разработки мероприятий по усовершенствованию проточных частей ЦНД. Возникающий при малых расходах пара отрыв потока у корня ступени может привести к поломкам РЛ вследствие резко нестационарного характера течения в области отрыва и в связи с перераспределением расходов по высоте ступени. Некоторую оценку пространственного течения в проточных частях с крутыми меридиональными обводами можно получить с помощью расчета. Однако в условиях обтекания профилей с местными срывами только экспериментальные исследования дают надежные количественные результаты. [c.224]

Если отрыв потока нежелателен в инженерных приложениях, его условились называть срывом . Напомним, что срывом на крыловом профиле называют отрыв потока, ухудшающий характеристики профиля вследствие резкого возрастания сопротивления и падения подъемной силы. Однако на практике отрыв потока не всегда нежелателен. Например, благодаря взаимодействию отрывного течения, создаваемого иглой, установленной перед тупым телом, при сверхзвуковых скоростях полета с отошедшим головным скачком уплотнения лобовое сопротивление сильно уменьшается. Следовательно, необходимо новое определение понятия срыва как явления в течении, которое приводит к накоплению значительных количеств заторможенной жидкости и часто связано с появлением нестационарности [35]. Нестационарность возникает из-за периодических выплескиваний накопившейся застойной жидкости, а так как возможность вытекания исключена, накопление жидкости продолжается. В трехмерном течении существует компонента скорости, перпендикулярная направлению основного потока. Накопленная жидкость может выплескиваться в этом направлении. Поэтому в несимметричном течении, т. е. в трехмерном течении, срывы встречаются редко. Однако в строго двумерном течении вытекание по нормали к направлению основного потока исключено и возможно накопление значительного количества заторможенной жидкости с периодическим выплескиванием другими словами, возникает срыв. На практике двумерные течения встречаются весьма редко и чаще всего наблюдается осесимметричное течение. В противоположность строгому определению отрыва потока определение срыва следует считать довольно субъективным, так как его существование связано с геометрией поля течения и характеристиками жидкости. [c.46]

В работе [88] приведены результаты исследования условий полного срыва жидкостной пленки. Здесь следует помнить, что говоря о скорости полного срыва жидкости, необходимо иметь в виду, что отрыв капель от пленки происходит одновременно с выпадением части их на стенку за счет турбулентных пульсаций в потоке. Поэтому даже при сколь угодно больших скоростях парожидкостной смеси нельзя, по-видимому, полностью осушить стенки, ограничивающие поток. Представляет практический интерес определение скоростей, при которых большая часть жидкости (90 — 95%) будет срываться со стенок трубы и транспортироваться паром в виде капель. [c.245]

У крыла бесконечного размаха картина распределения давления и структура пограничного слоя во всех сечениях одинаковы, одинаковы и градиенты давления. Поэтому отрыв потока начинается во всех сечениях одновременно при одном и том же угле атаки. У крыла конечного размаха в различных его сечениях картины распределения давления и структуры пограничного слоя различны, поэтому отрыв потока происходит неодновременно. Кроме того, наличие концевых перетеканий воздуха с нижней поверхности на верхнюю уменьшает разрежение и положительные градиенты давления на верхней поверхности и срыв потока затягивается на большие углы атаки. [c.171]

Акустические колебания возникают в результате воздействия на конструкцию звуковых БОЛИ (шумов), источниками которых могуг явиться струя двигателя или винта, отрыв пограничного слоя, волновой сры в и др. Сила звука [в децибелах (<5б)], затухает с удалением от его источника. Этим колебаниям наиболее подвержена обшивка в местах расположения двигателя, винта и срывов потока. Для уменьшения амплитуд колебаний целесообразно в области ближнего звукового поля применять трехслойиую обшивку, заполнитель которой способствует демпфированию колебаний. [c.303]

Благодаря влиянию вихрей скорость частиц в этой зоне будет больше, чем при безотрывном обтекании, а давление меньше (рис. 1.11.3). Поэтому появляется дополнительное сопротивление от перераспределения давления, называемое сопротивлением подсасывания (или вихревым сопротивлением). Увеличение сопротивления можно объяснить тем, что на образование вихрей и отрыв потока затрачивается дополнительная часть кинетической энегии потока, обтекающего тело. Такой вид отрыва на несущей поверхности (крыло, оперение), нежелательный с аэродинамической точки зрения, обычно называют срывом потока. [c.99]

Срыв потока с поверхности лопаток ступени может иметь место не только при положительных, но и при больших отрицательных углах атаки, т. е. при Са Саот- Однако в этом случае отрыв потока происходит в условиях, когда значение Н не максимально, а, наоборот, очень мало или даже отрицательно. Поэтому резкого-торможения потока в срывных областях и связанного с ним нарушения устойчивой работы ступени не происходит. Наблюдается лишь увеличение гидравлических потерь в межлопаточных каналах и соответственно еще более резкое снижение развиваемого ступенью напора. [c.139]

Действительная картина течения газа через щель в уплотнении несколько отличается от того, что было описано в разд. 4.6. Рас-с.мотрим один гребень уплотнения и обозначим толщину гребня Д, а зазор между гребнем и нижней стенкой б. При течении вязкого газа на стенке образуется пограничный слой. Если при постоянной величине зазора сильно увеличить толщину гребня, то картина течения изменится, и коэффициент расхода будет определяться не срывом потока на кромке, а пограничным слоем, воз-никающИхМ на стенке. Такое течение будет представлять собой течение в узкой длинной щели. Такого же эффекта можно добиться, уменьшая величину зазора при той же величине гребня. Очевидно, что во внимание должна приниматься относительная толщина гребня Д/б. Когда гребень относительно тонок, коэффициенты расхода имеют приблизительно то значение, которое следует из теории для бесконечно тонкого гребня. При увеличении относительной толщины гребня коэффициент расхода вначале растет это объясняется тем, что отрыв локализуется на входном участке и течение напоминает течение в короткой трубе. При дальнейшем увеличении толщины гребня коэффициент расхода снижается, так как возникают достаточно толстые пограничные слои и течение больше начинает напоминать течение в длинной трубе. [c.266]

На рис. 55, который относится к немного большему значению числа Маха, мы видим завершение отрыва. Но аналогии с другим случаем отрыва потока мы называем это явление волновым срывом потока. Рис. 55 относится к случаю, где пограничный слой ламинарный. Если пограничный слой турбулентный, то оп оказывает до некоторой степени большее сопротивление отрыву. Это взаимосвязанное явление известно как взаимодействие ударной волны и иограпичиого слоя. Увеличение давления, вызванное ударной волной, может вызвать отрыв пограничного слоя, который в свою очередь влияет па образование ударной волны. Впервые эту задачу исследовали Акерет, Фельдман и Ротт [16] в Цюрихе и Липман [17] в Калифорнийском технологическом институте. [c.132]

Отрыв турбулентного потока (тип 1) рассматривался в гл. IV. Отрыв с присоединением (тип 3) рассматривался в гл. УП. Явление отрыва с передней кромки (тип 2) изучается в данном разделе. При отрыве потока этого типа ламинарный слой может оторваться от верхней поверхности профиля вблизи передней кромки при некотором угле атаки. Хотя Крэбтри II] не наблюдал присоединения на профиле RAE 101, в общем случае присоединение возможно ниже по потоку с образованием пузыря на верхней поверхности. Как указывалось выше, существуют пузыри двух видов короткие и длинные, в зависимости от их протяженности. Короткий пузырь представляет наибольший интерес при исследовании отрыва с передней кромки, поскольку при внезапном разрушении короткого пузыря происходит отрыв с передней кромкв с последующим срывом потока, вызывающим резкое падение подъемной силы и внезапное повышение сопротивления. Поскольку такой срыв крайне нежелателен с точки зрения аэродинамических характеристик крыльев, необходимо понять физическую природу отрыва потока этого типа. [c.201]

Минимальные потери соответствуют а 6°. При увеличении угла а>0 потери на трение уменьшаются, так как при заданном 52/5,1 диффузор становится короче, зато потери на вихреобразование резко возрастают. При уменьшении а<6° потери на вихреобразование слегка уменьшаются (при этих углах они малы), но возрастают потери на трение из-за увеличения длины диффузора. На практике для уменьшения длины диффузора углы раскрытия делают а=8... 12°. При таких углах видимый отрыв пограничного слоя от стенок диффузора обычно еще не наблюдается. Для уменьшения габаритов и массы желательно делать диффузоры возможно короче. При а>15 целесообразно выполнять стенки диффузора криволинейными с постепенно возрастающим углом а так, чтобы градиент давления вдоль оси х был бы постоянным йр (1х=сопъ. Течение в таком диффузоре обладает большой устойчивостью, пограничный слой нарастает медленнее и снижение потерь может достигать 40%. Хороший результат дает также ступенчатый диффузор с организованным срывом потока. Передняя часть такого диффузора имеет а<10... 12° и заканчивается внезапным расширением до 5г. В этом случае внезапное расширение стабилизирует течение за диффузором и не вносит заметных потерь, так как скорость потока перед ним уже невелика. [c.316]

Отрыв на корпусе пенетратора при наличии тормозной юбки также влияет и на зависимость С (а) (фиг. 2, б). Разница давлений в отрывных областях с наветренной и подветренной сторон приводит к возрастанию Су. В диапазоне углов атаки а = 15-20° из-за перестройки течения, вызванной срывом потока с боковых поверхностей, значение коэффициента нормальной силы Су остается примерно постоянным. При больших углах атаки (а > 20°) наблюдается возрастание величины Су, аналогичное случаю обтекания тормозной юбки в отсутствие корпуса. [c.167]

Значительной эрозии подвергаются элементы проточных частей турбин, и особенно периферийные зоны входных кромок рабочих лопаток последних ступеней, где велика влажность пара и окружные скорости лопаток. На рис. 5.3, а показаны профили сопловых и рабочих решеток в периферийной зоне и треугольники скоростей пара и крупных капель, откуда видно, что капли влаги попадают на рабочие лопатки с большой относительной скоростью Wia, близкой к окружной скорости рабочих лопаток а. Капли разных размеров имеют различные абсолютные скорости ib и соответственно отличающиеся значения скоростей W s и углов входа Ри. Это приводит к р азмытой зоне эрозионного износа поверхностей лопаток. В качестве примера на рис. 8.1 показаны эродированные входные кромки рабочих лопаток последней ступени конденсационной турбины. В условиях эксплуатации паровых турбин наблюдается эрозия также выходных кромок рабочих лопаток последних ступеней. Вид и характер износа, а также расположение изношенной поверхности по высоте лопаток у входной и выходной кромок различны. Эрозия входной кромки обычно наблюдается на длине 1 = 0,35- 0,45 от периферии лопатки. Эрозия выходной кромки простирается обычно на более значительную длину лопатки — до 0,71 от корня. Наиболее сильный износ выходных кромок лопаток последних ступеней наблюдается у турбин, работающих длительное время на частичных нагрузках, особенно на режимах холостого хода. На этих режимах имеет место отрыв потока в корневых сечениях лопаток, сопровождающийся обратными течениями из выхлопного патрубка. Обратные токи пара захватывают капли влаги, которые и вызывают эрозию выходных кромок лопаток. Крупные капли за ступенью образуются в результате срыва пленок с поверхности диска, дробления влаги о поверхности выступающих деталей выхлопных патрубков, подачи конденсата на охлаждение патрубка при частичных нагрузках и по другим причинам. Кроме того крупные капли попадают в зону обратных токов из периферийной части потока. [c.274]

Таким образом, первоисточником причин потери газодинамической устойчивости, как правило, является отрыв потока в меж-лопаточных каналах компрессора. Очаги срыва локализуются вначале на стенках профиля, по мере дросселирования потока постепенно разрастаются и на некотором режиме сливаются в обширные зоны, охватываюш,ие целый ряд межлопаточных каналов. Радиальная протяженность этих зон зависит от относительного диаметра ступени й (относительной длины лопаток). В ступенях с длинными лопатками срывные зоны занимают только часть высоты лопаток в периферийной области (рис. 7.17, а). По мере дросселирования потока область, занятая срывным течением, все больше смеш,ается в сторону втулочной области, одновременно распространяясь и в окружном направлении. В ступенях с большим относительным диаметром втулки (короткие лопатки) зоны срывного течения охватывают всю высоту лопатки сразу (рис. 7.17, б). [c.122]

Из экспериментов известно, что при обтекании выпуклых тел происходят отрыв внешнего потока от поверхности тела и образование завихрённой зоны позади тела. Благодаря наличию завихрённой зоны меняется распределение скоростей во внешнем потоке. Следовательно, уравнения пограничного слоя (1.13) могут быть использованы не для всего обтекаемого контура, а только для той его части, которая обтекается внешним потоком плавно, без срыва отдельных частей потока, без образования завихрённой зоны. Пограничный слой, подчиняющийся уравнениям (1.13), будет заканчиваться в той точке плоского контура, с которой будет происходить отрыв внешнего потока от контура. [c.257]

Как показали измерения Р. Т. Джонса и В. Якобса [ ], в результате такого поперечного течения происходит сильное утолщение пограничного слоя на консольной части крыла, что в свою очередь влечет за собой преждевременный отрыв течения от крыла. По этой причине у самолетов со стреловидными крыльями воздушный поток отрывается от крыла прежде всего на его консольной части, в области элерона, что может привести к весьма опасному сваливанию на крыло . Можно уменьшить наклонность воздушного потока к срыву в консольной части крыла, если установить на крыле перегородки, препятствующие оттека-нию пограничного слоя к консольной части крыла. На рис. 11.16 изображен самолет 0 стреловидным крылом, на каждой половине которого установлено по одной перегородке. О предохраняющих свойствах таких перегородок против преждевременного отрыва потока от крыла сообщил В. Либе [ ]. В работе М. X. Куэйхо, Б. М. Жаке [c.247]

Схема струйного обтекания, рассмотренная выше, во многих случаях является приближенной моделью истинной картины течения. Как показывает опыт, поток, срывающийся с тела, не образует за ним сплошной струи, а ввиду неустойчивости последней свертывается в вихри. При этом отрыв потока и образование вихрей пост периодический характер — вихри срываются поперемен- [c.196]

ЖИДКОСТИ увеличивается, на гребне во ны могут формироваться капли. Поток пара будет захватыв ь капли теплоносителя и переносить их в конец зоны кондеш ации. На отрыв капель от поверхности жидкой фазы и разгон/их в потоке требуется энергия, за счет этого увеличиваются потери давления как в паре, так и в жидкости. Срыв капель приводит к тому, что некоторая доля потока жидкости движется по парожидкостному тракту, не участвуя в процессе теплоп реноса, т. е. имеет место паразитная рециркуляция жидкост й. Если рециркуляция возникает еще перед мокрой точкой, то это может приводить к преждевременному достижению капиллярных ограничений мощности. Так как часть потерь давления обусловлена уносом жидкости из фитиля в паровой поток и это является причиной преждевременного осушения фитиля, то возникло понятие ограничение из-за уноса. [c.114]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...