Chang_t1_1972ru (1014102), страница 5
Текст из файла (страница 5)
При докритическнх значениях числа Рейнольдса происходит отрыв ламинарного потока. Как упоминалось выше, приблизительно при еу = 70' давление возрастает, так как максимальное значение касательной составляющей скорости 1,6и достигается при Ф = 70'. Это возрастание давления приводит к отрыву потока при ~р = 82'.
В области отрывного течения статическое давление остается приблизительно постоянным в интервале значений от 130 до 230'. При сверхкритических значениях числа Рейнольдса происхо- отрыв турбулентного потока при ~д =- 110', а статическое ГЛАВА 1 28 давление начинает возрастать приблизительно при ~р = 90'. Положительный градиент давления при сверхкритических числах Рейнольдса в интервале значений ~р от 110 до 120' весьма велик, и статическое давление при ~р = 130' значительно больше, чем при отрыве ламинарного потока.
Как и в области отрывного ламинарного течения, статическое давление в области отрывного турбулентного течения почти постоянно. В окрестности точки торможения потока измеренные значения статического давления +К,О Ьр Чее 0 ЗО 120 ГЗО 340 ЗО О ЗЗО 'те Ф н г. х7. Распределение даилеввн по поверхности сферы [4]. х — докритическое число Реааольдса; а — скерхкритическое число Реанольдса; а — теоретическое раелределенке.
и предсказанные теорией потенциального обтекания в основном совпадают. В целом распределение давления при сверхкритических числах Рейнольдса в меньшей степени отличается от теоретически предсказанного, чем при докритических числах Рейнольдса. В результате полное сопротивление кругового цилиндра при больших значениях чисел Рейнольдса оказывается меньшим, чем при малых числах Рейнольдса. Этот факт виден из фиг. 16. Недавно Морковин [16[ обобщил и объяснил новые экспериментальные и теоретические исследования обтекания круговых цилиндров в более широком интервале чисел Рейнольдса, подчеркнув характерные особенности образования присоединенных и свободных вихрей и их динамику. Были также тщательно изучены многочисленные явления неустойчивости поля течения в целом и отдельных его областей.
Оказывается, что образующаяся при возрастании числа Рейнольдса нестациоиарная, трехмерная, взаимодействующая с внешним потоком вихревая картина течения ВВЕДЕНИЕ В ПРОБЛЕМЫ ОтРыВА ПОТОКА является ключом к пониманию результатов наблюдений различных исследователей. На фиг. 17 показано распределение давления по поверхности сферы. При сверхкритических числах Рейнольдса статическое давление в области турбулентного отрывного течения не является постоянным, а возрастает в интервале значений ~р от 140 до 220' в отличие от статического давления в области ламинарного отрывного течения, которое почти постоянно. Хотя статическое давление в области ламинарного отрывного течения на сфере почти постоянно, коэффициент давления в три раза выше, чем в таком же диапазоне углов на круговом цилиндре.
«.З. ТЕЧЕНИЕ В СЛЕДЕ ПРИ БОЛЬШИХ СКОРОСТЯХ В последнее время интенсивно исследовалось течение в следе при больших скоростях. Вследствие значительной протяженности след является важным объектом наблюдений в нем электронов и других излучающих составляющих газа при высокой температуре. Так, след метеора может достигать 28 км на высоте около 185 км. При скорости метеора 12 км!с температура во внешней части следа может достигать 6 500 К на расстоянии 50 — 100 диаметров за телом [17[. На фиг. 18 и 20 показаны типичные турбулентные следы за тупым телом, телом промежуточной формы и тонким телом при гиперзвуковых скоростях. Кроме того, на фиг.
19 показаны профили скорости и энтальпии непосредственно перед горловиной следа и сразу за ней. След при гиперзвуковых скоростях может быть как ламинарныы, так и турбулентным, а число Рейнольдса перехода, вычисленное по местным значениям параметров течения и расстоянию х' от горловины следа до точки перехода, для тупого тела равно Ве „„щ,м5,6 10'. ДлЯ ааостренного тела Век«р„, вычисленное по тем же паРаметРам, почти в четыре раза больше, чем для тупого тела [19[.
Горячий «внешний след» за тупым телом образован сжатым и Разогретым в ударном слое газом, прошедшим через почти нормальный к потоку участок головного скачка уплотнения. «Внутренний след» образован турбулентным течением, возникающим в области с наибольшим градиентом скорости, и смыкающимся с ним сВободным вязким слоем, сходящим с поверхности тела.
Линия нулевого значения скорости, на которой касательная состаВляющая скорости равна нулю, начинается в точке отрыва на тече и поворачивает обратно в горловине следа, поскольку при выравнивании потока давление возрастает. Газ над линией нулевой скорости в дальнейшем образует внутренний след.
Вблизи горловины турбулентность, существующая в узкой области, окру- Ф и г. 18. Следы за телами при больших сверхзвуковых скоростпх. а — цилиндр при числе маха 8,8 ~181; б — аатупленныв конус при числе маха 3,18, В, = 3,58.10'. р = 1 ати (данвые лаборатории ВМС СШЛ, шт Мэркаенд1. леда Осе следа Ф и г. 19. Типичные профили скорости и знтальпни во внутренней части следа непосредственно перед горловиной и за ней.
е — перед горловяной; б — за горловиной, Фиг. 20. о0 След аа тонким телом лри гиперзвуковых скоростях. (данные "а >Разоряя ВМС США, гпт. Мзрилендф 32 ГЛАВА « жающей ось следа, быстро распространяется вовне, захватывая окружающий газ. Все линии тока из «внешнего следа» поглощаются турбулентным следом ниже по течению. За тонким телом образуется «холодный след».
В противоположность «горячему следу», который главным образом связан с головным скачком уплотнения, «холодный след» можно считать полностью обусловленным действием эффектов вязкости, связанных с пограничным слоем и с донной областью. Ниже перечислены некоторые свойства гиперзвукового следа, которые отличаются от соответствующих свойств доавукового следа [17): а) крупномасштабные вихри не образуются даже при ламинарном течении; б) ламинарный свободный вязкий слой при гиперзвуковых скоростях гораздо устойчивее; в) начальное значение потерь количества движения, или «сопротивления», во внутреннем следе на один или два порядка меньше, чем полное сопротивление тела.
Однако, как отметили Фзй и Гольдберг [20), следующие свойства гиперзвуковых и дозвуковых следов оказываются сходными: а) четко определенная частота возмущений в следе; б) форма зависимости числа Струхаля от числа Рейнольдса; в) совпадение начала распространения вихрей с началом турбулентности в следе; г) взаимосвязь вырождения крупномасштабных вихрей в мелкомасштабные турбулентные возмущения с числом Рейнольдса; д) двухслойные ламинарные следы; е) отсутствие осевой симметрии; ж) возрастание размеров следа. Горячий «внешний» след охлаждается главным образом за счет турбулентной диффузии и теплопроводности, однако в равновескых условиях «внешний следе остается горячим даже после изоэнтропического расширения до давления, равного внешнему.
«Внутренний след», или турбулентное ядро с вязкими потерями около тела и в свободном вязком слое, также может быть горячим. Турбулентное ядро охлаждается в процессе расширения и турбулентного перемешивання,но это происходит на расстоянии порядка сотен диаметров тела вниз по потоку, так как ядро окружено горячей внешней областью вязкого течения. Радиус турбулентного следа вниз по потоку за тупым телом можно вырааить в виде г с~ ~я'~~, где г — радиус следа в калибрах тела и х — расстояние за телом, также измеренное в калибрах [21!. «Холодный след» растет медленно и охлаждается гораздо интенсивнее, чем след за тупым телом. Однако достаточно далеко по потоку следы за всеми телами однозначно определяются произведением коэффициента полного сопротивления на площадь донного сечения СлА.
ВВНДВНИН В ПРОБЛВМЫ ОТРЫВА ПотокА ОТРЫВ ПОТОКА ПРИ ВЗАИМОДЕЯСТВИИ СО СКАЧКОМ УПЛОТНЕНИЯ Когда скорость потока около тела становится сверхзвуковой, образуется скачок уплотнения, который взаимодействует с пограничным слоем. В результате такого взаимодействия поток может оторваться от поверхности.
Как и в случае дозвукового потока, отрыв обусловлен возрастанием давления в направлении течения. Однако в этом случае рост давления создается скачком уплотнения, пересекающим течение. Итобы пояснить физику отрыва потока, обусловленного взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем, опишем некоторые эксперименты и приведем обработанные экспериментальные данные. Ланге (22) собрал экспериментальные результаты по взаимодействию скачка уплотнения с двумерным пограничным слоем, опубликованные до июля 1953 г. Эти эксперименты проводились с плоскими пластинами, ка которых устанавливались уступы или клинья (фиг.
21, 22). Падающий на пластину скачок уплотнения создавал положительный градиент давления, достаточный, чтобы вызвать отрыв потока. При переходе через скачок давление возрастает, и разность давлений на фронте скачка распространяется в нижних слоях пограничного слоя. Таким образом, появляющийся иа стенке градиент давления определяется свойствами пограничного слоя и интенсивностью скачка уплотнения. Однако отрыв потока вызывается главным образом перепадом давления в скачке уплотнения, поэтому, возможно, существует критический перепад давления, который достаточен, чтобы вызвать отрыв потока. Рассмотрим отдельно отрыв потока при взаимодействии скачка уплотнения с ламинарным и турбулентным пограничными слоями.
Исследуя ламинарный пограничный слой, Липман и др. [23) провели испытания с плоской пластиной и выявили следующие зависимости: влияние числа Рейнольдса на критическое давление обратно пропорционально корню квадратному из числа Рейнольдса (число Рейиольдса вычисляется по расстоянию от передней кромки пластины до точки пересечения скачка уплотнения с пограничным слоем); критическое значение коэффициента давления уменьшается с увеличением числа Маха (фиг. 23). Такое влияние чисел Маха и Рейнольдса согласуется со следующими соотношениями: (бр!Д ) сю сг сюйеас сюйе„-пз. Экспериментальные данные для турбулентного пограничного слоя получены с помощью следующих двух методов: а) метода клина, б) метода падающего скачка уплотнения. Измерения распределения давления в зоне отрыва, вызванном клином или падающим скачком уплотнения, покавывают, что, 0-0500 ое се сеной скачок — =3 ь е Направление вогвромного усыуп Обласыь опгрыва ой о 16 20 22 расстояние ом передней кромки пласыины,см Ф н г.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
