Л.Г. Лойцянский - Механика жидкости и газа (1950) (1123863), страница 104
Текст из файла (страница 104)
Таким образом, кривая К'' (г'1, построенная по параметрическим равен- б 92) „точка пеРехОдА и „кРизис ОвтекАния ствам (1), будет лересемальься с кривой рис. 178, Определив в точке пересечения этих двух кривых Я,р или у„р, сможем по (1) найти и Х„Р х„р —— — , т. е. определим положение точки потери устойчивости ламинарного пограничного слоя на конкретном крыле. 5 82. Область и „точка" перехода. Явление „кризиса обтекания" Непосредственно в критическом сечении и в 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 ламинарного в турбулентный; эта область носит наименование „области перехода".
В тех случаях, когда размеры области перехода малы по сравнению с хордой крыла, можно пренебрегать протяженностью области перехода и говорить о „точке перехода' в других случаях следует указывать положение границ обла- я й ! стн перехода: начала ее — кри- У Ж тического сечения слоя 1границы потери устойчивости), вверх по Д, течению от которого движение У ламинарно и конца --ниже по l течению расположенной гра- г ницы перехода, за которой по- / , ьь ток уже турбулентен. Экспериментальное опреде- 1/ Ая ление границ области перехода производят обычно так. Микро- трубку полного напора, отверстие которой направлено на- 1 I встречу потоку, заставляют перемещаться вдоль пограничного слоя, оставляя все время носик трубки В 1дипаыическое отверстие) на одном и том же у малом расстоянии л (рис.
179) Ряс. 179. от поверхности крыла. Вычитая на полного напора, регистрируемого отверстием О трубки, давление в соответствующем сечении пограничного слоя, замеряемое прн 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 ламинарного пограничного слоя от сечения к сечению вниз по потоку, 588 (гл. гх туРБулентнОе движение безразмерная скорость — измеряемая на одном и том же расстоянии И [Г У от поверхности крыла внутри слоя, должна убывать. Действительно, л о гносительная координата — точки замера при этом уменьшается, Е 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 (1, П, УП, Лг) ламинармого пограничного слоя на крыле при одном и том же значении 12, . Вертикальная прямая соответствует выбранному расстоянию у = 31 носика микротрубки от поверхности и кРыла. Точки Ат, Азы Аты и Агг дают Рвд Убывающих значеннй —, и регистрируемых микротрубкой. Профили скоростей 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 попалет в турбулентный погра- и ничный слой величина и от сравнительно малого знаи ч — Е2~10а чениЯ (точка Агу) Резко поД- и к — 2,3 иимется до значения Вт, 6 о — 3,2 а затеи будет опять падать, 4,0 проходя значения В32, Вти, + — 51 5 Вп-.
Если отложить на оси ординат (рнс. 180) —, а на П' 4 оси абсцисс — относитель- ные (в частях хорды) рас- 3 стояния по обводу крыла, то и результате такого рода / замеров можно получить кривые, полооные приведенным на рис. 180. Область слева от вертикальной пунктирной линии соответствует е ламинарному пограничному слою, между пунктирной линией и вертикальной черРис. 180. точкой располагается переходная область и, наконеп, справа от вертикальной черточки имеет место туроулентное движение.
На рис. 180 приведено несколько таких кривых, относящихся к раз- Р„Ь личным числам Рейнольлса К == — в интервале от 1,7 ° 10а до 5,1 ° 10а. Из рассмотрения этих кривых видно, что протяженность Области перехода убывает с ростом рейнольдсова числа набегающего 9 92] „точка" пвявходл и „кгизис озтвклнияэ 589 потока, но все же имеет вполне сравнимые с хордой крыла значению Экспериментальное определение „точки перехода" заключает в себе некоторый произвол; одни авторь| определяют точку перехода как л середину области перехода, другие †к точку минимума на кривой — , третьи †к точку максимума.
Положение точки перехода на поверхности крыла, так же как и точки потери устойчивости слоя, зависит от степени турбулентности набегающего потока, от ускоренности или замедленности внешнего потока, от наличия на поверхности крыла источников возмущення— различных шероховатостей, неровностей, щелей и др. Дла иллюстрации влияния указанных факторов приведем результаты опытов Е. М.
Минского ' (рис. 181). На оси ординат отложена относительная дуговая абсцисса точки перехода на верхней поверхности че- Т тырнадцатипроцентного крылового 1„° профиля, а на оси абсцисс — степень 00 турбулентности е, под которой следует понимать выраженное в про- 0,6 центах отношение отклонения скорости набегающего потока от среднего 00 ее значения к самой средней скорости. 0,2 сг=п ' Как показывает график, наблюдается отчетливое смепгение точки перехода к носику крыла при воз- 0 1 г 3 0 0% 0 растании интенсивности турбулентности набегающего потока. Проти- рке. 181.
же ни ость лами нарн ого у час тк а резко сокращается также при увеличении угла атаки (кривые рис. 181 относятся к различным, отмеченным на них значениям угла атаки п). Это естественно„ так кзк при возрастании угла атаки увеличивается быстрота восстановления давления, что приводит к повышению диффузорности пограничного слоя, а это, как было ранее указано, вызывает ослабление устойчивости ламинарного участка пограничного слоя. Заметим, что опыты Е.
М. Минского проводились при сравнительно малых рейнольдсовых числах. В настоящее время еще не существует достаточно обоснованной теории определения границ области перехода и приходится довольствоваться для этой цели различными приближенными приемами. г Е.
М. Минский, Влияние турбулентности набегающего потока ка переход. Труды 11А!'И, вып. 415, 1939. э Изложение довоенных работ в этом направлении можно найти в гл. 1 третьего отдела нашей монографии „Аэродинамика пограничного слоя". Гостехиздат, 1941, стр. 227. Новый полуэмпирнческнн метод определения положения точки перехода изложен в работе А. А. Дороднпцына в [гл.
гх туввулвнтнов дВижение вг в 5,0 55 52 5,5 5Ф 5,5 55 Рис. 182. К=Ка при с =03. Чем выше качество трубы, чем менее турбулентен в ней поток, тем выше величина Ка, достигаемая при измерениях сопротивления шара в втой трубе. Так, кривая Ъ' (Йа = 270000) соответствует опытам Л. Г.Лойцянского „К теории перехода ламянарного слоя в турбулент- ный*. Прика. матем, и механ., т.
1Х, 1945. См. также А. П. Мел ь и и ков, О переходе лаыииарного пограничного слоя в турбулентный. Труды Ленингр. военно-возд. академии, вып. 3, 1943. 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 н 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 обра- тимся к другому, не ме- й5 нее важному вопросу о с влиянии положения точки йа перехода на сопротивле- ние плохо обтекаемых а,з тел.
Если рассмотреть кри- К и 1 вые зависимости козффиГ циента лобового сопро- 1 ! тивления с от рейнольдв ! сова числа К для какого- нибудь плохо обтекаемого тела, например цилиндра илн шара, то можно заметить, что существует такое значение числа Рейнольдса ка, вблизи которого происходит резкое уменьшение сопротивления (в четыре-пять раз). Величина 1г„ сильно зависит от степени турбулентности набегающего потока. На рис.
182 приводим кривые с 11с) для шара, помещенного в азродинамические 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 Яа можно судить об интенсивности турбулентности. Чтобы уточнить определение величины Ка было принято полагать: ф 92) „ТОЧКА ПЕРЕХОДА И „КРИЗИС ОБТЕКАНИЯ 591 в трубе, в которой средние отклонения мгновенных скоростей потока отличаются от средней скорости потока не более чем на 0,5а,'„, кривая У 14чь = 125 000) соответствует потоку с аналогичными отклонениами, достигающими почти 2,5е~а.
В настоЯщее вРемЯ такой 04 — 14 4ч' йа' й1' йлт" 12й' У Рис. !83. косвенный метод описания турбулентности аэродинамической трубы заменен более точными, прямыми замерами средних отклонений мгновенных скоростей 1сы. конец ф 104). Чтобы понять причину отмеченного явления резкого уменыпения сопротивления шара, обратимся к рассмотрению кривых распределения давлений по его поверхности 1рис. 183). Из этих кривых 1особенно см. ! и !1) следует, что уменьшение сопротивления шара связано с коренной перестройкой всего окружающего потока.
Резкое возрастание максимального разрежения, смещение вниз по потоку точек минимума давления М и точек отрыва пограничного слов 5 говорит 1гл. 1х туРБулентнОе движение об улучшении обтекания шири. Это объясняет уменьшение коэффициента сопротивления, так как при лучшем охвате поверхности шара потоком распределение давлений как бы приближается к тому идеальному, при котором, согласно парадоксу Даламбера, сопротивление должно равняться нулю. Следует заметить, что визуальные наблюдения 1рис. 184) подтверждают описанную картину улучшения обтекания шара в указанной области рейнольдсовых чисел.
Явление зто, получившее наименование „кризиса сопротивления" или „кризиса обтекания", объясняется изменением расположения точки перехода ламинарного пограничного слоя на шаре в турбулентный. Рис. 184. При К меньших 1,5 ° 10" во всех рассмотренных трубах на поверхности шара происходит отрыв лиминарноаа пограничного слоя, переходящего в турбулентный где-то ане шара в оторвавшемся слое.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
