Cтраница 2
При М 1.3 отношение давлений даже в прямом скачке недостаточно, чтобы вызвать отрыв турбулентного пограничного слоя. [16]
По аналогии с § 1 - 7 определим параметры вязкого подслоя в сечении отрыва турбулентного пограничного слоя. [17]
Значительно более сложным, чем отрыв двумерных течений, оказался отрыв трехмерных течений, а также отрыв турбулентного пограничного слоя. [18]
Представлены результаты измерения местных коэффициентов теплоотдачи как на проницаемой пластине так и в области газовой заве - сы при наличии зоны отрыва турбулентного пограничного слоя. [19]
Величину fs можно рассматривать как некоторый неопределенный параметр, быть может, и не имеющий одной и той же величины при всех процессах отрыва турбулентного пограничного слоя с крыловых профилей разнообразной формы. Выбор величины параметра / в скажется особенно сильно на поведении решения вблизи отрыва и может оказаться зависящим от типа отрыва; этот вопрос еще нуждается в дальнейшем исследовании. [20]
Подставляя выражение характерного размера пограничного слоя из формул (2.10), (2.11), (2.14) или (2.15) в соотношение (2.4), получаем простое уравнение для нахождения точки отрыва турбулентного пограничного слоя в несжимаемой жидкости. [21]
Закритический режим обтекания ( 5 5 - 105 Re 3 5 - 106) характеризуется уменьшением отрывного пузыря с увеличением числа Re и смещением вверх по потоку точки отрыва турбулентного пограничного слоя. По-прежнему наблюдается сильный фон турбулентных пульсаций, на котором трудно выделить доминирующую частоту. В работе [ Эрикссон Л.Э., 1979 ] высказывается предположение, что причиной столь сильного расхождения экспериментальных данных может быть нарушение двумерного характера течения в зоне отрыва за цилиндром. [22]
Результаты исследования пульсаций давления на закризисном режиме в различных точках поверхности цилиндра показали, что колебания основной частоты пульсаций давления, вызванные периодическим срывом вихрей и соответствующие значению Sh л 0 21, воспринимают не все точки поверхности цилиндра, а только точки, расположенные до места отрыва турбулентного пограничного слоя. Точки, расположенные на цилиндре за местом отрыва пограничного слоя, вследствие сильного турбулентного перемешивания воспринимают не одно периодическое колебание, а беспорядочные колебания с целым спектром частот. Этим, по-видимому, и объясняется утверждение многих авторов, измерявших пульсации в следе, о том, что при закритических числах Рейнольдса исчезают всякие регулярные периодические пульсации в следе за круглым цилиндром. [23]
Результаты обследования существующих методов расчета турбулентных пограничных слоев, выполненного специальной комиссией, показали, что: 1) необходимы новые экспериментальные результаты, чтобы судить о чувствительности методов расчета турбулентного пограничного слоя к влиянию начальных условий; 2) начальная турбулентность потока представляет важное условие развития турбулентного пограничного слоя и следует в дальнейшем отдать предпочтение тем методам, которые учитывают эти обстоятельства; 3) результаты новых обширных экспериментальных исследований были бы очень важными для проверки применимости существующих методов к предсказаниям отрыва турбулентного пограничного слоя; 4) до сих пор не существует достаточно простого, пригодного для инженерных расчетов турбулентных пограничных слоев метода, однако результаты выполненных по заданию оргкомитета конференции массовых расчетов, приведенные в первом томе протоколов конференции, могут быть использованы как материал для интерполяции. [24]
АА с указанием ширины свободного ламинарного слоя; г - границы свободного слоя при числах Рейнольдса 5000 и 14 480 и графики изменения ширины свободного слоя с расстоянием ж по потоку; сплошная кривая соответствует числу Рейнольдса 5000, штриховая - более высокому числу Рейнольдса или потоку с более интенсивной турбулентностью при числе Рейнольдса 5000; 8 - положение точки отрыва ламинарного пограничного слоя и общий характер течения при числе Рейнольдса 80 000; переход происходит одновременно с отрывом; е - положение точки отрыва турбулентного пограничного слоя и общий характер течения при числе Рейнольдса 1 000 000; переход начинается в ламинарном пограничном слое перед точкой отрыва. [25]
При некоторых условиях присоединившийся поток вновь отрывается от поверхности тела. При повторном отрыве присоединившегося турбулентного пограничного слоя возможен срыв всего потока, по крайней мере при умеренных и высоких числах Рейнольдса [47, 48], и этот факт был подтвержден экспериментально. [26]
При обдуве поверхностей возможен отрыв турбулентного пограничного слоя. В месте отрыва турбулентного пограничного слоя возникает нормальная составляющая скорости воздушного потока, которая обусловливает рост подъемной силы Рпол. [27]
В настоящее время теория отрыва турбулентного пограничного слоя разработана недостаточно. [28]
Следовательно, при Мо 1 3 отрыв турбулентного пограничного слоя не может возникнуть. Поэтому для отрыва турбулентного погра-ничного слоя необходим более интенсивный скачок уплотнения, чем Для отрыва ламинарного. [29]
Изложенный в предыдущем параграфе простой эмпирический прием, оказавшийся пригодным для расчета сопротивления трения в турбулентном пограничном слое на пластине с характерными для нее гладкими профилями скоростей в сечениях слоя, станет недостаточным при появлении нового фактора - обратного перепада давления. При одном взгляде на семейство кривых, показанное на рис. 260, можно сразу заметить характерное для диффузорного участка пограничного слоя возникновение на профилях скорости перегибов, все более и более ярко выраженных при приближении к точке отрыва. Отрыв турбулентного пограничного слоя располагается гораздо ниже по потоку от начала диффузорной области - точки минимума давления, - чем отрыв ламинарного пограничного слоя. Физически это объясняется тем, что турбулентное трение между отдельными жидкими слоями, внутри пограничного слоя значительно интенсивнее, чем трение в ламинарном пограничном слое; при прочих равных условиях это усиливает увлечение внешним потоком пристеночной жидкости и приводит к затягиванию отрыва. Аналогичным объяснением служит большая заполненность турбулентных профилей скорости по сравнению с урезанными ламинарными профилями, что имеет следствием перераспределение кинетической энергии в сторону ее увеличения в пристеночных слоях и является причиной затягивания отрыва. Ламинарный пограничный слой, как правило, отрывается в небольшом по сравнению с турбулентным слоем удалении от точки минимума давления. Большая продольная протяженность диффузионной области турбулентного пограничного слоя и сравнительно с ламинарным слоем значительное удаление точки отрыва от точки минимума давления служит одной из причин трудности теоретического предсказания расположения точки отрыва на поверхности тела. [30]