Cтраница 2
Дальнейшее увеличение числа Re характеризуется тем, что происходит турбулизация течения в оторвавшемся пограничном слое. Однако при положительном градиенте давления турбулентный пограничный слой отрывается от стенки, но уже дальше по потоку, поэтому зона турбулентного отрыва получается значительно меньше зоны ламинарного отрыва. [16]
Было также установлено, что с ростом числа Маха устойчивость оторвавшегося ламинарного слоя смешения также возрастает, а при гиперзвуковых скоростях ламинарное отрывное течение полностью устойчиво. Кроме того, было замечено, что при сверхзвуковых скоростях повышение давления в точке отрыва и в области плато не зависит ог причины, вызывающей ламинарный отрыв ( фиг. Однако при турбулентном отрыве, хотя повышение давления в точке отрыва не зависит от причины, вызывающей отрыв, максимум приращения давления зависит от геометрии модели. [17]
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. [18]
Таким образом, проблема устойчивости в широком смысле должна включать вопрос о взаимодействии между пограничным слоем и внешним потоком, в частности, между пограничным слоем и ударной волной. Охлаждение стенки, вследствие излучения может увеличить устойчивость ламинарного пограничного слоя в широких пределах. Что касается вполне развитой теории турбулентного пограничного слоя и турбулентного отрыва, то эти задачи не были решены даже в случае несжимаемой жидкости. Задача об отрыве в сверхзвуковом потоке тесно связана с задачей об образовании ударных волн. Он имеет фундаментальное значение для проблемы перехода через скорость звука. [19]
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. [20]