Главная > Гидродинамика > Механика жидкости и газа
<< Предыдущий параграф
Следующий параграф >>
<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Макеты страниц

§ 92. 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 области перехода: начала ее — критического сечения слоя (границы потери устойчивости), вверх по течению от которого движение ламинарно, и конца — ниже по течению расположенной границы перехода, за которой поток уже турбулентен.

Рис. 179.

Экспериментальное определение границ области перехода производят обычно так. Микротрубку полного напора, отверстие которой направлено навстречу потоку, заставляют перемещаться вдоль пограничного слоя, оставляя все время носик трубки (динамическое отверстие) на одном и том же малом расстоянии (рис. 179) от поверхности крыла. Вычитая из полного напора, регистрируемого отверстием трубки, давление в соответствующем сечении пограничного слоя, замеряемое при помощи отверстия на поверхности крыла, находящемся как раз под носиком микротрубки, можем определить скорость на выбранном фиксированном расстоянии поверхности в различных сечениях пограничного слоя. В связи с утолщением ламинарного пограничного слоя от сечения к сечению вниз по потоку.

безразмерная скорость измеряемая на одном и том же расстоянии от поверхности крыла внутри слоя, должна убывать. Действительно, относительная координата у точки замера при этом уменьшается, 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 ламинарного пограничного слоя на крыле при одном и том же значении Вертикальная прямая соответствует выбранному расстоянию носика микротрубки от поверхности крыла. Точки дают ряд убывающих значений регистрируемых микрогрубкой. 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 попадет в турбулентный пограничный слой, величина — от сравнительно малого значения (точка ) резко поднимется до значения а затем будет опять падать, проходя значения Если отложить на оси ординат (рис. 180), а на оси абсцисс — относительные (в частях хорды) расстояния по обводу крыла, то в результате такого рода замеров можно получить кривые, подобные приведенным на рис. 180. Область слева от вертикальной пунктирной линии соответствует ламинарному пограничному слою, между пунктирной линией и вертикальной черточкой располагается переходная область и, наконец, справа от вертикальной черточки имеет место турбулентное движение. На рис. 180 приведено несколько таких кривых, относящихся к различным числам Рейнольдса интервале от до Из рассмотрения этих кривых видно, что протяженность Области перехода убывает с ростом рейнольдсова числа набегающего

Рис. 180.

потока, но все же имеет вполне сравнимые с хордой крыла значения. Экспериментальное определение "точки перехода" заключает в себе некоторый произвол; одни авторы определяют точку перехода как середину области перехода, другие — как точку минимума на кривой третьи — как 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 возмущения — различных шероховатостей, неровностей, щелей и др.

Рис. 181.

Для иллюстрации влияния указанных факторов приведем результаты опытов Е. М. Минского (рис. 181). На оси ординат отложена относительная дуговая абсцисса точки перехода на верхней поверхности четырнадцатипроцентного крылового профиля, а на оси абсписс — степень турбулентности под которой следует понимать выраженное в процентах отношение отклонения скорости набегающего потока от среднего ее значения к самой средней скорости.

Как показывает график, наблюдается отчетливое смещение точки перехода к носику крыла при возрастании интенсивности турбулентности набегающего потока. Протяженность ламинарного участка резко сокращается также при увеличении угла атаки (кривые рис. 181 относятся к различным, отмеченным на них значениям угла атаки а). Это естественно, так как 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.

Некоторые соображения насчет расчета перехода ламинарного слоя в турбулентный при больших скоростях набегающего потока (при больших дозвуковых значениях числа можно найти в только что цитированной статье А. А. Дородницына и 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 обратимся к другому, не менее важному вопросу о влиянии положения точки перехода на сопротивление плохо обтекаемых тел.

Рис. 182.

Если рассмотреть кривые зависимости коэффициента лобового сопротивления от рейнольдсова числа для какого-нибудь плохо обтекаемого тела, например цилиндра или шара, то можно заметить, что существует такое значение числа Рейнольдса вблизи которого происходит резкое уменьшение сопротивления (в четыре-пять раз). Величина сильно зависит от степени турбулентности набегающего потока. На рис. 182 приводим кривые для шара, помещенного в аэродинамические 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 можно судить об интенсивности турбулентности. Чтобы уточнить определение величины было принято полагать:

Чем выше качество трубы, чем менее турбулентен в ней поток, тем выше величина достигаемая при измерениях сопротивления шара в этой трубе. Так, кривая соответствует опытам

в трубе, в которой средние отклонения мгновенных скоростей потока отличаются от средней скорости потока не более чем на 0,5%, кривая соответствует потоку с аналогичными отклонениями, достигающими почти 2,5%.

Рис. 183. (см. скан)

В настоящее время такой косвенный метод описания турбулентности аэродинамической трубы заменен более точными, прямыми замерами средних отклонений мгновенных скоростей (см. конец § 104).

Чтобы понять причину отмеченного явления резкого уменьшения сопротивления шара, обратимся к рассмотрению кривых распределения давлений по его поверхности (рис. 183). Из этих кривых (особенно см. I и II) следует, что уменьшение сопротивления шара связано с коренной перестройкой всего окружающего потока. Резкое возрастание максимального разрежения, смещение вниз по потоку точек минимума давления и точек отрыва пограничного слоя 5 говорит

об улучшении обтекания шара. 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 (рис. 184) подтверждают описанную картину улучшения обтекания шара в указанной области рейнольдсовых чисел.

Явление это, получившее наименование "кризиса сопротивления" или "кризиса обтекания", объясняется изменением расположения точки перехода ламинарного пограничного слоя на шаре в турбулентный.

Рис. 184.

При меньших 1,5- 106 во всех рассмотренных трубах на поверхности шара происходит отрыв ламинарного пограничного слоя, переходящего в турбулентный где-то вне шара в оторвавшемся слое. При возрастании рейнольдсова числа точка перехода, отметим ее буквой перемещается навстречу потоку и приближается к поверхности шара. Как только точка достигнет точки 5 ламинарного отрыва слоя, внешний поток, благодаря возникновению вблизи точки отрыва турбулентного перемешивания, увлечет за собою пограничный слой, обтекание улучшится, и точка отрыва сместится вниз по потоку. Теперь уже точка отрыва будет соответствовать отрыву турбулентного слоя, так как точка перехода будет находиться выше по потоку, чем точка отрыва. Судя по характеру кривых рис. 183, можно думать, что в точке перехода происходит местный, не получающий дальнейшего развития отрыв ламинарного слоя, сопровождающийся обратным прилипанием пограничного слоя к поверхности шара с последующим развитым отрывом уже турбулентного пограничного слоя. Указанный местный отрыв ламинарного слоя служит источником возмущений (вихреобразовапий), заполняющих поток за точкой

Приведенное объяснение явления "кризиса обтекания", основанное на представлении о переходе пограничного слоя из ламинарного состояния в турбулентное, прекрасно подтверждается применением

искусственной турбулизации слоя при помощи различных специально вводимых в слой источников возмущений (проволочное колечко на поверхности шара, перегородочка, выступы шероховатости и др.) в условиях потока с рейнольдсовыми числами, значительно меньшими критических Этим специально пользуются, когда, не имея возможности достигнуть больших значений чисел Рейнольдса, хотят все же получить картину обтекания, близкую к той, которая имеет место при больших числах Рейнольдса. Для этого в пограничный слой помещают различные, очень маленькие по своим размерам турбулизаторы.

Рис. 185.

Явление "кризиса обтекания" сильно зависит от сжимаемости газа при больших скоростях его движения. Как уже было указано в самом конце предыдущей главы, возрастание докритических чисел набегающего потока вызывает ухудшение обтекания тела, поэтому можно ожидать, что для улучшения обтекания шара, происходящего при кризисе обтекания, потребуются тем большие рейнольдсовы числа, чем больше число Наблюдения Ферри над обтеканием шара при разных результаты которых приведены на рис. 185, блестяще подтверждают это предположение. С возрастанием числа от 0,3 до 0,67 принятое ранее условное значение возрастает от примерно до 740 000.

Этот факт служит вместе с тем косвенным подтверждением высказанного ранее предположения об ухудшении обтекаемости тел при появлении влияния сжимаемости.

В заключение отметим, что явление кризиса обтекания играет существенную роль в лабораторных определениях максимального значения коэффициента подъемной силы крыла сутга. При критических углах атаки обтекание носика крыла похоже на обтекание круглого цилиндра. При малых рейнольдсовых числах с носика легко срывается ламинарный слой, что приводит к резкому падению и необходимости уменьшения критических углов атаки, а следовательно, и уменьшения сута. С ростом рейнольдсова числа и достижением тех его значений, при которых возникает кризис обтекания, начинается отмеченное выше улучшение обтекания носика и появляется возможность повышать критические углы атаки и вместе с тем сутгх.

Приводим для иллюстрации (рис. 186) кривую роста с числом для крылового профиля с относительной толщиной

Рис. 186.

Отсюда вытекает, что опыты, производимые в малых аэродинамических трубах при сравнительно небольших рейнольдсовых числах, не позволяют судить о подлинных возможностях крыловых профилей с точки зрения их максимальной подъемной силы.

<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Оглавление