Механика жидкости и газа Лойцянский Л.Г. (1014098), страница 102
Текст из файла (страница 102)
178. Определив в точке пересечения этих двух кривых К„р или Др, сможем по (1) найти н х х„в — — —, т. е. определим положение точки потери устойчивосги ламинарного пограничного слоя на конкретном крыле. $ 92. Область и „точка" перехода. Явление „кризиса обтекании" Непосредственно в критическом сечении н з ближайших за ним сечениях пограничного слоя движение жидкости еще нельзя рассматривать как турбулентное. Вниз по течению за критическим сечением простирается область, в которой происходит развитие возмущений и где поток перестраивается из ламннарного в турбулентный; эта область носит наименование „области перехода".
В тех случаях, когда размеры области переходамалы по сравнению « хордой крыла, можно пренебрегать протяженностью области перехода и говорить о „точке перехода", в других случаях следует указывать положение границ обла- а Я 1 сти перехода: начала ее — кри- У Ш тического сечения слоя (границы потери устойчивости), вверх по ! течению от которого движение г У ламинарно, и конца — ниже по г течению расположенной тра- у ницы перехода, за которой по- I , Вя ток уже турбулентен.
1,г Экспериментальное опреде- 1; ля ление границ области перехода 17' производят обычно так. Микро- трубку полного напора, огверсгие которой направлено на- ! Ь .(- встречу потоку, заставляют ъ '=г— перемещаться вдоль пограничного слоя, оставляя все время носик трубки 0 (дннамическое отверстие) на одном н том же з Л У малом расстоянии л (рис. 179) Рис. 179.
от поверхности крыла. Вычитая из полного напора, регистрируемого отверстием й трубки, давление в соответствующем сечении пограничного слоя, замеряемое при помощи отверстия на поверхности крыла, находящемся как раз под носиком микротрубки, можем определить скорость на выбранном фиксированном расстоянии от поверхности в различных сечениях пограничного слоя.
В связи с утолщением лами- парного погрвцичного слоя от сечения к сечению вниз по потоку, тээвглзнтнов движвнив (гл. эх безразмерная скорость —, измеряемая на одном н том же расстоянии и от поверхности крьща внутри слоя. должна убывать. Действительно, з относительнзя координата — точки замера прн этом уменыпается, а сама точка как бы все глубже погружается в пограничный слой, переходя к относительно меньшим скоростям. На рис. 179 для примера показаны экспериментальные профили скоростей в последовательных сечениях (7, П, Ш, Л2) ламинарлого пограничного слоя на крыле при одном и том же значении К . Вертикальная прямая соответствует выбранному расстоянию у = й носика микротрубки от поверхности крыла Точки Аы Аы, Ады и Аг~ дают ряд убывающих значений —, регистрируемых микротрубкой.
Профили ско1юстей в турбулентном пограничном слое по своей форме резко отличаются от профилей скорости в ламинарном пограничном слое (пунктирные профили на том же рисунке). Когда носик трубки попадет в турбулентный погра- ничный слой, Величина л, от сравнительно малого знак — Суь/Оз чення (точка Ат ) резко под- К х — 2,Э нимется до значения Вп з о — Э,2 а затем будет опять падать, + — ЭЭ пРоходЯ значениЯ Влп Вты, Э Вд . Если отложить на ося ординат (рис.
180)о., а на ь осн абсцисс — относитель- ные (в частях хорды) рас- 3 стояния по обводу крыла, то в результате такого рода замеров можно получить кривые, подобные приведенным на рис. 180. Область слева от вертикальной пунктирной линии соответствуе2 к ламинарному пограничному Ф Э Д у СЛОЮ,ме упунк рнойлннией и вертикальной черточкой располагается переходная область и, наконец, справа от вертикальной черточки имеет место турбулентное движение. На рис.
1 80 приведено несколько таких кривых, относящихся к разр ь б личным числам Рейнольдса К = — в интервале от 1,7 ° 10 до 5,1-10". Из рассмогрения этих кривых видно, что прогяженносп области перехода убывает с ростом рейнольдсозз числа набегающего $ 9й) »ТОЧКА» ПЕРЕХОДА И „КРИЗИС ОБТЕКАНИЯ 58й потока, но все же имеет вполне сРавнимые с хордой крыла значения. Экспериментальное определение „точки перехода" заключает в себе некоторый произвол; одни авторы опредезшют точку перехода как середину области перехода, другие †к точку минимума на крнвой — , и и' третьи †к точку максимума.
Положение точки перехода на поверхности крыла, так же квк н точки потери усгойчивости слоя, зависит от степени турбулентности набегакяцего потока, от ускоренностн илн замедленности внешнего потока, от наличия иа поверхности крыла источников возмущения— различных шероховатостей, неровностей, щелей и др. Для иллюстрации влияния указанных факторов приведем результаты опытов В.
М. Минского' 1рис. 181). На оси ординат отложена относительная дуговая абсцисса точки перехода иа верхней поверхности че- 7 тырншщатнпроцентного крылоного профиля, а на осн абсцисс — степень 08 турбулентности з, под которой следует понимать выраженное в про- еб центах отношение отклонения скорости набегающего потока от среднего пь ее значения к самой средней скорости. СГ к»п Как показывает график, наблюдается отчетливое смещение точки перехода к носику крыла при воз- б ! г 3 з 8% а растанин интенсивности турбулентности набегающею потока. Протя- Рис. 181.
женность ламннарного участка резко сокращается также при увеличении угла атаки (кривые рис. 181 относятся к 1мзличным, отмеченным на них значениям угла атаки а). Это естественно, так как прн возрастании угла атаки увеличивается быстрота восстановлении давления, что приводит к повышению диффузорности пограничного слоя, а зто, как было ранее указано, вызывает ослабление устойчивости ламииарного участка пограничного слоя. Заметим, что опыты Е. М. Минского проводились прн сравнительно малых рейнольдсовых числах. В настоящее время еще 'не существует достаточно обоснованной теории определения границ области перехода н приходится довольствоваться для втой цели различными приблнженнымн приемами.з з Е.
М. Минский, Влияние турбулентности аабегающего потока вз переход. Труды ЦАГН. Яып. 418, 128ц з Изложеиие довоенных работ в зтам направлении можно яайти в гл. 1 третьего отдела нашей монографии,дзродииамика пограничного слоя". 1остехиздат, 1941. стр. 227. Новый полузмпиряческий метод определеши положения точки перехода изложен в работе А. А„Дородиицыиа н 1гл. гх Ьч>В5лзнтноз движений Некоторые соображения насчет рас~ета перехода ламинарного слоя в турбулентный при больших скоростях набегающего потока (при больших дозвуковых значениях числа М ) можно найти в только что цитированной статье А. А.
Дородницына и автора настоящего курса. Задача об определении положения точки перехода имеет большое практическое значение, так как от положения точки перехода на крыле зависят его сопротивление и подъемная сила (особенно максимальная, соответствующая критическому углу атаки). Влияние положения точки перехода на сопротивление хорошо обтекаемого крыла будет показано несколько дальше, а сейчас обратимся к другому, не менее важному вопросу о влиянии положения точки перехода на сопротивление плохо обшекаежыл шел. Если рассмотреть кривые зависимости коэффипиента лобового сопротивления с от рейнольдсова числа 1г для какого- нибудь плохо обтекаемого тела, например цилиндра чв 51 42 55 54 й5 55 или шара, то можно зав метить, что существует Рнс.
182. такое значение числа Рей- нольдса Рд, вблизи которого происходит резкое уменьшение сопротивления (в четыре-пять раз). Величина Яь сильно зависит от степени турбулентности набегающего потока. На рис. 182 приводим кривые с„Я) для шара, помещенного в аэродинамические трубы с различной турбулентностью; на рисунке помещены лишь те участки кривых сопротивления, где происходит указанное резкое падение сопротивления. Разница между кривыми настолько отчетлива, что по значению 1сь можно судить об интенсивности турбулентности.
Чтобы уточнить определение величины Йз было принято полагать: 1с = 1са при с„= 0,3. Чем выше качество трубы, чем менее турбулентен в ней поток, тем выше величина 1ть, достигаемаЯ пРи измеРениЯх сопРотивлеииз шара в этой трубе. Так, кривая 1' (йа = 270 000) соответствует опытам Л. 1'.Лойцянского „К теории переходя ламиварвого слоя з турбулентный". Прива. матем. н мехян., т. 1Х, 1945. Сяь также А. П.
Мел ь и и к оз 0 переходе ламш~аряого пограничного слоя в турбулентный, Труды ЛенингР. военно-зозд. академии, зып. 3, 1943. $ 92) ,точка" пвгвходь и „шчюнс овтвкьния' 59( в трубе, в которой средние отклонения мгновенных скоростей потока отличаются от средней скорости потока не более чем на 0,5е(э, кривая 1 Я,,= 125 000) соответствует потоку с аналогичными отклонениями, достигающими почти 2,5е/,„ В настоящее время такой 02 -1г косвенный мегод описания турбулентности аэродинамической трубы заменен более точными, прямьзяи замерами средних отклонений мгновенных скоростей (см.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
