Теория пограничного слоя Г. Шлихтинг под ред. Лойцянского Л.Г. (1013691), страница 121
Текст из файла (страница 121)
формулу (ы.бд. значен к > 0 соответствуют ускореняым, а вначения слой От критической тОчки. Мы Уви я < 0 — аамедленным течениям, (э — плоская дим, что в точке хП' = 0,035 он ста- пластина; по шубауэру н скрэ'о"ду Р*'1. З вЂ” профиль НАСА 00(2; По Денхофу Р']. новится неустойчивым в первый раз; м — подсасывающая с орона профиля КАОА затем в точке х/Р = 0,275 он вновь де- бб)ыь) "' ("ч бр враслоу и висконти Р1, д — профиль с ЛаЕтея уетайЧИВЫМ И, НаКОНЕц, В ТОЧКЕ ВМ-ной толжино»; по В.
М. джонсу РН. хП = 0 767 ВО второй раз и теперь А — ламинариаовааный пРофиль с гмтм-ной ) толпжной; по эаловчику и Скугу Р))1; Р], Р'1, уже окончательно становится неустой- Ры] — намерения в аэродина ической трубе сс слабой степенью турбулентностя; ( )1, чивым. Может возникнуть вопрос, не ("Н вЂ” измерения в полете. происходит лн на протяжении первой неустойчивой зоны переход ламинарной формы течения в турбулентную, исключающий возможность возобновления устойчивого состояния.
Ответить на этот вопрос без обстоятельного знания процесса нарастания возмущений нельзя. Если первую из указанных точен пересечения принять за нейтральиую точку, то для рассматриваемого профиля положение нейтральной точки будет зависеть от числа Рейнольдса тан, как показано на рис. 17.13. При числе Рейнольдса П йф = 5 100 нейтральная точка внезапно перемещается из положения хкрП = 0,8 вперед в положение хдр/1 = 0,1.
После того, как Б. М. Джонс Р01 обнаружил при летных испытаниях наличие больших участков по хорде крыла, на которых пограничный слой оставался ламинарным, Г. Деч РЧ уже в 1939 г. опубликовал результаты первых экспериментальных измерений ламинаризованных профилей в аэродинамической трубе. Во время второй мировой войны многочисленные 462 ~гл. хуп ВОЗНИКНОВЕНИЕ ТУРБУЛЕНТНОСТИ Н и систематические измерения ламинаризованных профилей были выполнены в американских аэродинамических лабораториях Р1.
Небольшая сводка коэффициентов сопротивления ламинаризованных профилей дана на рис. 17.14. Из этого рисунка видно, что уменыпение сопротивления вследствие «эффекта ламинарности» достигает в области чисел — „=яа гг а т г 7бт 777 Ш~ (~~т4) б б7бб ае «7б 77б Ю~ Ф Т7« й7 гае ю 77 дг бб бб Дб Л уп Рис. 17.12. Определение положения нейтральной точки для ламннаризованного профиля, наибольшая толщина которого находится иа расстоянии 70М хордм профиля от носика. Рейнольдса Ке = 2 10' —: 3 10' от 30 до 50% сопротивления «нормальных» профилей. Правда, при очень больших числах Рейнольдса, примерно прн йе) 5 10', эффект ламинар- ности исчезает, так как прн бб ~ну ' ' бб таких числах Рейнольдса точка перехода внезапно перемещается вперед, что, впрочем, хорошо согласуется с теорией устойчивости.
Распределение давления для не- скольких профилеи изображено на рис. 17.15. На нем для профиля В 2525 отмече. й7 Ж лг lб 717 но также положение точки бб= Р перехода, найденное экспе- 77 1 риментальным путем. Мы Рис. 17.12. Зависимость положения нейтральной точки от чясла Рейнольлса для ламинаризованного профиля; см. Видим, что этОт переход начирис. 17.12. нается вскоре после достижения давлением минимального значения, что полностью совпадает с теоретическим результатом, изображенным на рис. 17.8. Далее,на рис, 17.16 изображена зависимость коэффициента профильного сопротивления от коэффициента подъемной силы для трех ламинаризованных профилей с равной наибольшей толщиной, но с.разной кривизной. Полученные кривые показывают, что увеличение ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОЛОЖЕНИЯ НЕЙТРАЛЬНОЙ ТОЧКИ 0 2) 40- 6/2 1 20 Айб(АР/г ИДИ сйф / ЕИ х а 1/б Эйи(// / 156 Ю/()г(52 Х ЭД сансаст//алиев - — — — /(/у Ре= ~ ' б(// е= у Рис.
17.14. ЗависимОсть «оэффициецта сорротивления ламинариеованных н «нормальных» профилей от числа Рейнольдса. По работам (Ч и РЧ, ЬВ 24 — японский ламннариэованный профиль. Профиль с огсасываиаем — по В. Пфеннингеру. Кривая (1) — коаффициент сопротивления продольно обтекаемой плоеной пластины при ламинарном пограничном слое; яривая (х) — при полностью турбулентном пограничном слое; кривая (а) — при переходе течения в пограничном слое иэ ламинарной формы в турбулентную. а()ю Рис. 17.16, Зависимость «оэффициента профильного сопротивления от «оэффяциента подъемной силм для трех ламинариаованных профилей с раапичной кривианой; Не=9 10'. По работе (г). С увеличением иривианы область малого сопрогввления перемещается к ббльшим эначеииям с Рис.
17 А 5. Распределение давления на ламинариаованнмх профилях при симметричном обтекании (са = 0). Профили 0012, 651-012, 66 -012 — ио рабате [Ц, профвль В 2525 — по Дечу Ре). У вЂ” положение точки перехода для числа Рейнольдса йе = 3,5,10Ч И дррс /Ю у 6 7 б 5 Идб( 44/5 фб ~~ ф уды д)/б ф/б 2Л- НХСХ бба 2/У вЂ” — -- фб ч. 400(бб/г а/-ТИ вЂ” --' — ВИ Е ДЛ! ф Е МСД бф-ЕИ - — —. 2И ;-а(/- в (.=2 «е " 464 [гл. Хуп ВОЗНИКНОВВЫИВ ТУРВУЛВНТНОСТИ П кривизны хотя и влечет за собой перемещение области очень малого сопротивления в сторону бблыпих значений коэффициента подъемной силы, но перекрываемый этой областью диапазон значений коэффициента подъемной силы всегда очень невелик.
Необходимо подчеркнуть, что некоторые обстоятельства значительно затрудняют практическое применение ламинаризованных профилей. Среди этих обстоятельств первое место принадлежит очень высоким требованиям, предъявляемым к гладкости поверхности ламинаризованных крыльев, так как шероховатость может вызвать преждевременный переход ламинарной формы течения в турбулентную. В этой связи сошлемся также на исследование ламинаризованного профиля при периодических возмущениях в набегающем течении, выполненное Л.
Шпайделем [гзб). Подведем итог всему сказанному в настоящем параграфе. 1. Теория устойчивости приводит к выводу, что градиент давления оказывает очень сильное влияние на устойчивость ламинарного пограничного слоя, а именно понижение давления в направлении течения стабилизует ламинарный пограничный слой, а повышение давления, наоборот, возмущает. 2. В связи с этим положение нейтральной точки и точки перехода сильно зависит от положения точки, соответствующей максимуму скорости теоретического потенциального распределения скоростей (или, что то же самое, точки, соответствующей минимуму давления); в первом грубом приближении нейтральная точка лежит при средних числах Рейнольдса (ггф=10з —; 10') в точке минимума давления, а точка перехода — немного позади нейтральной точки.
3. На крыловом профиле нейтральная точка и точка перехода прн увеличении угла атаки, но при постоянном числе Рейнольдса перемещаются: на подсасывающей стороне — вперед, а на напорной стороне — назад. 4. С увеличением числа Рейнольдса, но при постоянном угле атаки нейтральная точка и точка перехода перемещаются вперед. убб вУРбилеиигиее б лелиеплбю 5.
При очень больших чис- ОУ лгЬвиие 7У лах Рейнольдса и при расплывг чатом минимуме давления ней- 44 тральная точка иногда может лежать немного впереди точки 1 иерехеб минимума давления. ОЛИОЕО7ИО 6. Нейтральная точка и точ- ЛачамгРИОЕ И7ЕОЕИИЕ ка перехода могут лежать перед точкой отрыва ламинарного пограничного слоя также при малых числах Рейнольдса 48 (гхе= 10' —; 10з), но при этом возможны случаи, когда лае е 4 е и г 4 з минаРный погРаничный слой, оторвавшись от тела и сделав- шись турбулентным, затем вновь Рис. 17.17. Козффидиеиг сопротизлеиия продольно обтекземпго круглого дилвидра с упруго-дефпрмируемыми прилегает к телу. степками при разлвчиых модулях упругости Е. По измереииям М.
О. Крамера 17ХЬ Модуль упругости Е= СООГКЧтптзУЕт жгстяки Счиииаи. тивным способом стабилйзиции лами- нарвого пограничного слоя является придание гибкости обтекаемой стенке. Сравнительно издавно было обнаружено, что дельфины дри плавании развивают скорость, значительно ббльшую той, которую можно было бы ожидать, учитывая их геометрическую форму ["). Это озвачает, что тело дельфива обладает очень малым сопротивлением трения. В связи с этим было высказало предиоложевие, что столь малое сопротивление объясняется упругостью кожи дельфинов, 465 влияния отсасывания 1 З) поззозяющей пограничному слою иа теле дельфина оставаться ламииариым даже при очень больших числах Рейиольдса.
Для проверки этого предположения М. О. Крамер [гг], РВ эксцеримеитальио исследовал сопротивлеиие круглых цилиндров с гибкой позеркаоотью при их обтекании в продольном направлении (рис. 17.17). Было обнаружено, что в области чисел Рейиольдса Бе = от 3 10о до 2 10' при гибкой поверхности сопротивление трения составляет всего 50М от сопротивления при жесткой поверхности. После этого Т. Б. Бенджамин Р] и М. Т.
Лаидал [го] зыполиили детальное теоретическое исследование устойчивости пограничного слоя ва плоской гибкой пластине, приыеииэ метод,изложенный з 1 3 главы ХЧ1. Это исследование показало, что иа гибкой пластике предел устойчивости пограничного слоя значительно выше, чем ва жесткой пластине. Тем самым было получено качестзеииое теоретическое подтверждение экспериментальных результатов М. О. Крамера. й 3. Влияние отсасывания на переход ламипарного пограничного слоя в турбулентный э бг =— — оо (17. 9) г) Скорость оо (0 означает отсасывание, скорость о, ) 0 — здузаиие. 30 г, шззхтззг В главе Х1Ч мы уже отметили, что отсасывание ламинарного пограничного слоя является весьма эффективным средством для уменьшения сопротивления трения. Так же, нак и падение давления в направлении течения, рассмотренное в предыдущем параграфе, отсасывание стабилизует ламинарпый пограничный слой, и уменьшение сопротивления достигается при этом в результате предупреждения перехода ламинарной формы течения в турбулентную.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
