Турбулентный отрыв
Cтраница 1
Турбулентный отрыв при обтекании прямо - область перед выступом оказывается замкнутой. [1]
Турбулентный отрыв пограничного слоя может быть уменьшен, если цилиндру сообщить вращение. В этом случае на решение ( 32) накладывается еще поток по окружностям вокруг цилиндра. [2]
Для турбулентного отрыва в соответствии с уравнениями ( 7) и ( 8) следует построить зависимость ( р - р0) / Ро - С) - 1 / 2 от ( х - xa) lf cj11, как и в случае ламинарного отрыва. Принимая 6 / ж0 для турбулентного течения пропорциональным с, находим, что подходящей переменной будет ( ж - ха) / х0 cj1 2 ( фиг. Небольшой разброс, связанный с изменениями числа Рейнольдса, в основном, хотя и не полностью, объясняется упрощенным характером анализа. Маха на приращение давления в точке турбулентного отрыва при обтекании уступов, углов сжатия и при взаимодействии со скачком уплотнения. Хотя и наблюдается значительный разброс результатов, обусловленный трудностями измерения приращения давления в точке отрыва, но не замечено систематического расхождения данных для различных форм тел. Это согласуется с выводом, что приращение давления в точке отрыва сверхзвукового турбулентного потока, как и сверхзвукового ламинарного потока, определяется свободным взаимодействием и не зависит от причины, вызвавшей отрыв. [3]
 |
Отрыв пограничного слоя на руле. [4] |
На этом рисунке показана схема чисто турбулентного отрыва, при котором место перехода находится выше по течению относительно точки отрыва. Непосредственно перед ним увеличение давления объясняется по теории сверхзвукового обтекания клина; последующее его возрастание обусловлено появлением области отрыва. [5]
Крюков, 1986) Крюков В. Н. Исследование турбулентного отрыва за уступом, расположенным по потоку / / Отдельные задачи тепло - и массооб-мена между потоками и поверхностями. [6]
В прошлом много исследований было посвящено турбулентному отрыву при внешнем обтекании тел, например крыльев летательного аппарата, или при внутреннем течении, например в диффузоре. Эти исследования были основаны на теории пограничного слоя. Как будет показано ниже, одной теории пограничного слоя недостаточно, чтобы рассчитать отрыв потока при внутреннем течении, и до сих пор не существует подходящего метода для окончательного расчета отрыва потока в диффузоре. [7]
Кроме того, примеры отрывов потока с крыловых профилей, приведенные Маккаллохом и Гол-том [3], не согласуются с теорией Уоллиса, так как зарождающегося турбулентного отрыва непосредственно за точкой присоединения в конце короткого пузыря ими не наблюдалось. [8]
В точке присоединения турбулентного потока сразу ва коротким пузырем на профиле NACA 64 А006 кривая распределения формпараметра И 6 / 9 имеет пик, указывающий на существование Зоны зарождающегося турбулентного отрыва сразу за коротким пузырем, что может послужить ключом к теории, объясняющей механизм отрыва с передней кромки. Поэтому Уоллис [2] постулировал, что картина течения, включающая короткий пузырь, неустойчива, вследствие этого поток отрывается в точке ламинарного отрыва с образованием длинного пузыря. Но постулат Уоллиса не подтверждается другими наблюдениями. [9]
В области перехода часто наблюдается внезапное повышение давления, особенно когда переход происходит лишь немного выше точки присоединения. Наконец, при турбулентном отрыве при сверхзвуковых скоростях в общем случае точка перехода расположена выше точки отрыва; отрывное течение такого типа относительно установившееся по сравнению с отрывным течением переходного типа; кроме того, влияние числа Рейнольдса на течение этого типа проявляется в меньшей степени по сравнению с другими рассмотренными типами течений ( фиг. [10]
После расчетов перехода к турбулентному течению программа выводит на экран характеристики пограничного слоя - толщины потери импульса и турбулентного поверхностного трения. И, наконец, показывается точка турбулентного отрыва, где турбулентное трение приближается к нулю. Точки ламинарного отрыва, перехода и турбулентного отрыва отмечаются на распределении давления, показанном в левой части экрана. [11]
Среди многих нерешенных задач проблема турбулентного пограничного слоя представляется одной из наиболее трудных. Карман отметил, что проблемы турбулентного пограничного слоя и турбулентного отрыва не решены даже для несжимаемого потока. Что касается ударной волны, или, в первом приближении, весьма большого обратного градиента давления ( теоретически бесконечно, го), то большое значение в решении трансзвуковых и сверхзвуковых течений будет иметь исследования пограничного слоя в дозвуковой области. Для получения решения достаточно быстро в силу сложности проблемы трубулентного пограничного слоя, может быть, даже желательно избежать усложнений, вызываемых ударной волной в большинстве основных исследований. [12]
 |
Коэффициенты сопротивления цилиндров со скругленными кромками. [13] |
В узком диапазоне изменения числа Рейнольдса, где ламинарный отрыв сменяется турбулентным ( критическое число Рейнольдса), для затупленных тел со скругленными кромками коэффициент сопротивления существенно снижается. Термины докритический и сверхкритический используются для выделения областей чисел Рейнольдса, в которых происходит ламинарный или турбулентный отрыв. В табл. 4 приведены коэффициенты сопротивления в докритической области для некоторых тел со скругленными кромками. [14]
Страницы: 1 2