Механика жидкости и газа - Лойцянский Л.Г.
Скачать (прямая ссылка):
и
от сравнительно малого значения (точка Azy) резко поднимется до значения Bi, а затем будет опять падать, проходя значения B11, Вщ, Biy. 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 х ламинарному пограничному F 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 R00= в интервале
/?си с — 1,7x10е х-2,3 о— 3,2 А-4.0
\ + —5.1
A1
\\\ Г/ f 4
/ Il 'к
л / / ч4] os ч
\\ V і / / I
SS и/ / і
№
S-L I "
I I
I
д ч Рис. 180.
От 1,7 • IO6 до
5,1 • IO6. Из рассмотрения этих кривых видно, что протяженность Области перехода убывает с ростом рейнольдсова числа набегающего „точка" перехода и „кризис обтекания"
589
W
'0,8
0,6
02
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 ускоренное™ или замедленности внешнего потока, от наличия на поверхности крыла источников возмущения—• различных шероховатостей, неровностей, щелей и др.
Для иллюстрации влияния указанных факторов приведем результаты опытов Е. М. Минского1 (рис. 181). На оси ординат отложена относительная дуговая абсцисса точки перехода на верхней поверхности четырнадцатипроцентного крылового профиля, а на оси абсцисс — степень турбулентности в, 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 диф-фузорности 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.2
^4S Sv CC =0°
CC-=IO о
о:=21 о I
? %
Рис. 181.
J Е. М. M и н с к и и, Влияние турбулентности набегающего потока на переход. Труды ЦАГИ, вып. 415, 1939.
2 Изложение довоенных работ в этом направлении можно найти в гл. I третьего отдела нашей монографии „Аэродинамика пограничного слоя".
I остехиздат, 1941, стр. 227. Новый полу эмпирический метод определения положения точки перехода изложен в рабоуе А. А. Дородницына и 596
fypfc^ehthoe движений
[гл. IX
Некоторые соображения насчет расчета перехода ламинарного слоя в турбулентный при больших скоростях набегающего потока (при больших дозвуковых значениях числа Mc, ) 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.
Если рассмотреть кривые зависимости коэффициента лобового сопротивления Cw от рейнольд-сова числа R для какого-нибудь плохо обтекаемого тела, например цилиндра или шара, то можно заметить, что существует Рис. 182. такое значение числа Рей-
нольдса Rfc, вблизи которого происходит резкое уменьшение сопротивления (в четыре-пять раз). Величина Rt сильно зависит от степени турбулентности набегающего потока. На рис. 182 приводим кривые caj(R) 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 Rfc можно судить об интенсивности турбулентности. Чтобы уточнить определение величины Rfc было принято полагать:
