Л.Г. Лойцянский - Механика жидкости и газа (2003) (1123865), страница 139
Текст из файла (страница 139)
Для грубой оценки положения точки перехода на крыловом профиле с гладкой поверхностью в практически наиболее интересной области вяачений рейнольдсовых чисел 1О' — 10' можно рекомендовать выбирать вв положение точки перехода точку минимума давления. Опыты Шубауера и Скремстеда '), проведенные в аэродинамической трубе с интенсивностью турбулентности потока в рабочей части, измеяяюшейся в широких пределах, начиная от очень малых значений порядка 0,02%, показали существование двух основных причин возникновения перехода ламинарного слоя в турбулентный: потери устойчивости лаыннарного слоя и наличия интенсивных возмущений во внешнем потоке. На рис.
217 приведены кривые влияния интенсивности турбулентности внешнего потока е на местное рейнольдсово число ке„=У„х/ч, составленное для абсцисс точек, отделяющих ламинарный участок пограякчкого слоя на продольно обтекаемой пластине от переходной области я области развитого турбулентного движения в пограничном слое. Как туб ягб ') 5сЬпЬапег О.
В., БКгагпв1ав Н. К. Ьагп!паг Ьоппйагу!ауег овс!Па1гопв вая 1гапв!Поп оп а Па1 р1а1е.— МАСА пер., 1948, ч. 999. 596 Гл. хнг. туРБулентные дВижения несжимлемои ВязкОИ жидкости можно судить по этим кривым, прн интенсивности турбулентности внеш. него потока, не превосходящей 0,1 %, границы ламннарного н турбулент. ного участков пограничного слоя не зависят от интенсивности турбу лентностн внешнего потока. В этом случае явление перехода объясня.
ется первой нз указанных ранее причин — потерей устойчивости ламинарнога слоя. Началу переходной области соответствует значение Ре несколько меньшее 3 10'1 концу переходной области, т. е. началу обла. стн развитого турбулентного движения, отвечает значение Ре„, близкое к 4.10' С возрастанием интенсивности турбулентности внешнего потока преимущественное значение приобретает вторая причина — влнянне внешних возмущений.
Из рнс. 217 отчетливо видно, как с возрастаннеи интенсивности турбулентности внешнего потока значения рейнольдсо. вых чисел на границах пере. в жа ходной области начинают рез. ко снижаться, размер ламнпарТур~уленп~лмд сглд ного участка уменьшается по. 4 чтн вдвое при сохранении ин. тенснвностн в сравнительно уз. Вв д ПеРехеднаР лдгуаде кнх пределах (до 0,36с)'). В обычных аэродннамическнх трубах интенсивности турбу. Поминариыю лентностн могут достигать 1азз, а в других случаях, как, напри. мер, в проточной части турбийвр йгг йлу агд дед ны нлн компрессора, н значи.
е % тельно больших уровней. Прн атом ламннарные участки на поверхности обтекаемых тел (крыловые профили, лопатки рабочего колеса) становятся совершенно незначительными. Наоборот, при движении тела сквозь покоящуюся жидкость (самолет в спокойной атмосфере н др.) интенсивность турбулентности набегающего потока может быть очень малой н ламннарный участок по своей протяженности окажется значительным. Обращает на себя также внимание наличие за. метной области перехода, которым прн детальном расчете пограничного слоя нельзя пренебрегать. О влиянии интенсивности турбулентности набегающего потока на длину переходного участка можно судить по эмпирической кривой Гренвилла (рнс. 218) '), составленной по данным опытов Шубауера — Скремстеда, Холла — Хнслопа и Драйдена (опытные точки опущены) на продольно обтекаемой пластинке.
В отличие от рнс. 217, по осн ординат отложена разность Ре, — Ре„рейнольдсовых чисел, заключаюшнх в качестве длины толщину потери импульса в точках перехода н потери устойчивости. Судя по втой кривой, длина переходного участка быстро убывает с ростом интенсивности турбулентности е (см. далее $121), достигая малых значений прн е порядка 2,5 — 2,8с!о. К числу менее изученных факторов следует отнести влияние масштаба турбулентности (см. далее $ 121) набегающего потока на поло.
жение точки перехода. Примером этого влияния могут служить приведенные на рнс. 219 результаты опытов') над пограничным слоем иа эллиптическом цилиндре, расположенном под нулевым углом атаки в воздушном потоке, турбулнзнрованном решетками, поставленными впе. Рис. 217 ') См, неоднократно цитированную ранее монографию Шлихтинга, с. 445, рис 16.21. з) Драйден Х. Л. Современное развитие механики пограничного слоя,— В кнс Проблемы механики/Под ред. Р.
Мизеса и Т. Кармана.— Мх ИЛ, 1955. 4 пэ. пеРехОдные яВления В пограничном слОе реди цилиндра на некотором от него расстоянии (размеры ячеек решетки приводятся на рисунке). Вихри, созданные стержнями решетки, перемещаясь вниз по потоку, разрушаются, образуя размытые области возмущенного движения, средние размеры которых представляют масштаб турбулентности.
Масштаб турбулентности Е поддается измерению, а отношение его к линейному размеру обтекаемого тела, в данном случае меньшему диаметру эллипса Аг, наряду с интенсивностью турбулентности е служит характеристикой турбулентности набегающего потока. ег, ся йбт /г М 14 Гб ' Уб я!Еб И" йбб ',вббб лбб бР4 йбб б бб бб Да ' уг уг бб 54 3б 4б бр% / Рис. 218 Рнс. 219 График на рис. 219 выражает связь между безразмерной абсциссой точки перехода ламинарного слоя в турбулентный на поверхности эллиптического цилиндра и параметром Тейлора' ), представляющим собой произведение интенсивности турбулентности на корень пятой степени из отношения характерного размера тела () к масштабу турбулентности 1.. Из этого графика видно, что при малых значениях параметра Гейлора внешние возмущения слабо влияют на размер ламинарного участка слоя; здесь все определяется внутренней устойчивостью движения в слое, При сравнительно больших значениях параметра это влияние резко усиливается — длина ламннарного участка быстро сокращается.
Для качественной иллюстрации влияния продольного перепада давления на положение точки перехода в пограничном слое при различных интенсивностях турбулентности набегающего потока могут служить результаты опытов Е. М. Минского' ) (рис. 220). На оси ординат отложена относительная дуговая абсцисса точки перехода на верхней поверхности крылового профиля 14-процентной толщины, а на оси абсцисс — степень турбулентности е. Как показывает график, наблюдается о!четливое смешение точки перехода к носику крыла при возрастании интенсивности турбулентности набегающего потока. Протяженность ламинарного участка в лобовой части крыла резко сокращается также при увеличении угла атаки (кривые рис.
220 относятся к различным отмеченным иа них значениям угла атаки а). Это ') Теоретическое обоснование выбора этого параметра см. Та у!ог О. !. 81апэпса! Гпеогу о1 1нгьи!епсе.— Ргос. ноу. 5ос., Еопбоп, 1935, и. А!51, № 873, р. 421. а) Ми нс к и й Е. М. Влияние турбулентности набегающего потока на переход.— Труды ЦАГИ, 1939, вып. 4!5.
593 гл. х111. туРБулентные движения несжнмлемои вязкон жидкости естественно, так как при возрастании угла атаки увеличивается быстрота восстановления давления, что приводит к повышению диффузорностн пограничного слоя, а это вызывает ослабление устойчивости ламинарного участка пограничного слоя.
Как было отмечено в предыдущей главе, кривизна поверхности прв малых отношениях толщины ламинарного пограничного слоя к радиусу кривизны сказывается только через скорость внешнего потока. /У(ажио отметить, что на вогнутых поверхностях даже сравнительно малая кривизна поверхности оказывает существенное влияние на переход. На выпуклых поверхностях такое влияние незаметно; явление перехода происходит так же, как и на пластине с соответствующим распределением давлений. Ог ь йб йв г з 4г ,г йе йб ч «/в'," Рнс.
220 Рнс. 221 Большой практический интерес представляет вопрос о влиянии состояния (обработки) поверхности на положение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Бугорки шероховатости поверхности играют роль источников возникновения возмущений в пограничном слое. Эти возмущения присоединяются к тем, которым вносятся в пограничный слой из внешнего потока. За количественную характеристику влияния одиночного элемента (бугорка) шероховатости на возникновение перехода в следе за ним илн на положение точки перехода принимают отношение й/б„ высоты й бугорка шероховатости к толщине вытеснения б в точке расположения этого бугорка на поверхности тела.
В качестве оправдания выбора такой характеристики можно привести кривую Драйдена (рнс. 221), выража. ющую зависимость рейнольдсова числа в точке перехода ке,=х,(/ /ч от относительной шероховатости й/б„'. Как видно, использование этой характеристики позволяет объединить на одной кривой результаты опы.
тов, относящихся к различным абсолютным шероховатостям й. Об общности механизма влияния на положение точки перехода возмущений, возникающих из-за наличия отдельных бугорков шероховатости и затеи развивающихся в области следа за бугорком, и существующих в самом набегающем потоке, можно судить по графику, представленному яа рис. 222').
Из кривых этого графика следует, что при малой относительной шероховатости /г/ба' положение точки перехода определяется интенсивностью турбулентности набегающего потока в, а при сравни- ') Др а аде н Х. Л. Переход ламннарного течения в турбулентное (обзорная статья в кнг Турбулентные течения н теплопередача — Мг ИЛ, 1963). $ Нв. ПЕРЕХОДНЫЕ ЯВЛЕНИЯ В ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ тельно большой относительной шероховатости не зависит от этой интенсивности. В процитированном обзоре Х. Л. Драйдена можно найти разнообразные экспериментальные материалы по вопросу о влиянии шероховатости поверхности на переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный. йс йс й/Ю гр lе м " (г йв й7г сг йг йв йе йе 7В Сг йг йр йв йв !6 лгЖ" у/Р Рнс.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
