Отрывные течения. Том 3 - Чжен П.
Скачать (прямая ссылка):
в 1,5-2 раза больше, чем в невозмущенном пограничном слое. Путем
сравнения чисел не обнаружено простого геометрического подобия.
Группа С
Результаты, полученные для наклонных цилиндров, представлены на фиг.
70, 71.
В случае цилиндра, наклоненного назад, тепловой поток в плоскости
симметрии в окрестности цилиндра меньше, чем для прямого цилиндра,
вследствие стекания назад ламинарного пограничного слоя с наклонного
цилиндра *). Большие тепловые потоки
*) На фиг. 70 и 71 приведены только тепловые потоки за цилиндром.-
Прим. ред.
11-0828
ММ
Фиг. 69. Коэффициент теплоотдачи в сечениях, перпендикулярных к
направлению потока, для цилиндрических препятствий группы В [70].
Препятствия: фВ1; ОВ2.
Расстояние от центра основания препятствия, мм
Фиг. 70. Коэффициент теплоотдачи в плоскости симметрии для цилиндрических
препятствий А4 и С1 [70].
Препятствия: VA4; ХС1.
Фиг. 71. Коэффициент теплоотдачи в плоскости симметрии для цилипдрн'
ческих препятствий А1 и С2 [70].
Препятствия: ДА1; ДС2.
ТЕПЛОВЫЕ ЯВЛЕНИЯ В ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИЯХ
163
были измерены перед цилиндром не в плоскости симметрии и за ним, причем
величина теплового потока, соответствующая невозмущенному пограничному
слою, достигалась на расстоянии восьми диаметров за цилиндром. В случае
цилиндра, наклоненного вперед, тепловые потоки в его окрестности
превосходили соответствующие невозмущенному пограничному слою до 5 раз с
последующим уменьшением их вниз по течению. Области повышенных тепловых
потоков вниз по течению обусловлены скачками в следе, причем
распределение теплового потока вниз по течению подобно полученному для
длинных круговых цилиндров.
4.3. ТЕПЛОПЕРЕДАЧА В ОБЛАСТИ ОТРЫВА НА ВЕРХНЕЙ СТОРОНЕ
ТРЕУГОЛЬНОГО КРЫЛА
Рассмотрим влияние теплопередачи на явление разрушения вихрей на
крыле, описанное в гл. IX, воспользовавшись экспериментальным
исследованием Томана [71] при М" =3 и Re =
7,3 •KWm. Стейнбек [72], Ганн [73], О'Нил и Бонд [74] также провели
измерения теплопередачи на треугольных крыльях и стреловидных затупленных
передних кромках при сверхзвуковых скоростях. Геометрические
характеристики модели, использованной Томаном [71], схема и спектр
течения на стороне разрежения треугольного крыла с дозвуковыми передними
кромками показаны на фиг. 72 и 73.
Угол стреловидности передней кромки составлял от 75,7 до 60,2°. Во
всех исследованных случаях происходил отрыв ламинарного пограничного
слоя, и образующийся на линии отрыва вихревой слой в большинстве случаев
свертывался в вихрь. С увеличением угла стреловидности передней кромки
интенсивность вихря уменьшалась. Внутрь от линии отрыва в течении
преобладали один или более вихрей, образованных оторвавшимся слоем, и
поле течения отличалось от ко
Фиг. 72. Геометрия крыла с углом стреловидности передней кромки 75,7°
[71].
Примечание. Все размеры даны в миллиметрах.
11*
164
ГЛАВА X]
нического. При угле стреловидности передней кромки 75,7° и малых углах
атаки оторвавшийся поток и вихревой слой проходят над крылом и
свертываются в вихрь над стороной разрешения, ко-
Линии тока, возвращающиеся л крылу
Первичный отрыв
\
Линия присоединения вторичного отрывного течения
Вторичныи отрыв 'область растекания
Фиг. 73. Течение на стороне разрежения треугольного крыла с дозвуковой
передней кромкой [71].
торый определяет поле течения на этой стороне. Тепловой поток максимален
в области растекания под вихрем и вследствие низкого давления величина
его меньше, чем на стороне давления. При ламинарном течении число
Стэнтона под вихрем заметно увеличивается с увеличением числа Рейнольдса,
пока пограничный слой под вихрем не становится турбулентным. Тепловой
поток
Фиг. 74. Теплопередача, коэффициент восстановления и распределение
давления для крыла с углом стреловидности передней кромки 75,7 и углом
атаки 6,5°, Rec = 2-10* [71].
166
ГЛАВА XI
имеет пик под каждым вихрем. Температура восстановления под вихрем была
низкой.
В качестве примера на фиг. 74 приведены величины St, г и p/ps для
крыла со стреловидностью передней кромки 75,7°, углом атаки 6,5° при
числе Rec = 2*10(r). Число St и коэффициент г определены по формулам
St = -
Роо^ооСр * з * оо
4,4. ТЕПЛОПЕРЕДАЧА В ОБЛАСТИ ОТРЫВА ПОТОКА ОТ ИГЛЫ
Отрыв потока от иглы был описан в гл. IX. Теплопередача в отрывном
течении за иглой, расположенной перед тупым телом, была исследована в
работах [75-79]. Наиболее интересен вопрос
о том, вызывает ли игла увеличение или уменьшение теплового потока,
однако результаты опытов при различных числах Рейнольдса крайне
противоречивы, что свидетельствует о зависимости теплопередачи от числа
Рейнольдса и режима течения
Фиг. 75. Общий вид моделей [75].
Слева направо: модель для измерения теплового потока с медной юловной
частью, носовая часть в разобранном виде, модель для измерения давления.
(ламинарное или турбулентное). Столдер и Нильсен [75], а также Кроуфорд
