Отрывные течения. Том 2 - Чжен П.
Скачать (прямая ссылка):
(критерий Крэбтри [30]). Условие течения, предшествующее срыву потока
с передней кромки, таково, что первый критерий выполняется, но второй
критерий до некоторой степени нарушается. Первый критерий связан с
переходом к турбулентному течению в области отрыва, в то время как второй
связан с максимально возможным значением напряжения трения в области
турбулентного смешения, противодействующего перепаду давления.
Прежде чем закончить эту главу, упомянем о некоторых Фиг. 58. Профиль
скорости в по- интересных явлениях присое-граничном слое при вдуве струи
[46]. динения и повторного отрыва. Присоединение потока к поверхности с
сильно возрастающим давлением может быть достигнуто путем вдува струи
вдоль стенки против обратного градиента давления [46].
Как видно из фиг. 58, благодаря вдуву струи профиль скорости вблизи
поверхности тела изменяется, а энергия жидкости увеличивается. Каррье и
Эйхельбреннер [46] исследовали эту проблему. В зоне М в основном
происходит смешение и присоединение, в зоне Р велико влияние трения.
Профиль скорости в этой зоне соответствует профилю в обычном пограничном
слое, описываемому степенным законом и/и" = (у/б)1/".
В зоне CL профиль скорости представляется степенным законом, а зона Е -
поле невязкого течения. Точки В и С соответствуют минимуму и максимуму
скорости.
При некоторых условиях присоединившийся поток вновь отрывается от
поверхности тела. При повторном отрыве присоединившегося турбулентного
пограничного слоя возможен срыв всего потока, по крайней мере при
умеренных и высоких числах Рейнольдса [47, 48], и этот факт был
подтвержден экспериментально. Известны два различных механизма внезапного
срыва: механизм,
ХАРАКТЕРИСТИКИ ОТРЫВНЫХ ТЕЧЕНИЙ
69
связанный с разрушением пузыря, и механизм, связанный с повторным отрывом
турбулентного пограничного слоя. Существует критическое значение Reeg =
300, выше которого наблюдаемые внезапные срывы обусловлены повторным
отрывом; ниже этого значения срывы обусловлены разрушением пузыря [49].
ЛИТЕРАТУРА
1. Doenhoff А. Е., A Preliminary Investigation of Boundary Layer
Transition along a Flat Plate with Adverse Pressure Gradient, NACA TN
639, 1938.
2. Ginoux J. J., The Existence of Three-dimensional Perturbations in the
Reattachment of a Two-dimensional Supersonic Boundary Layer After
Separation, AGARD Rept 272, NATO Advisory Group for Aeronautical Research
and Development, 1960.
3. T a n i I., Iuchi М., К о mo da H., Experimental Investigation of Flow
Separation Associated with a Step or a Groove, Aeronautical Research
Institute, University of Tokyo, Rept № 364, April 1961.
4. Wieghardt K., Erhohung des turbulenten Reibungswiderstandes durch
Oberflachenstorungen, ForschHft, Schiffstech., № 2, p. 65-81 (1953).
5. Tillmann W., Neue Widerstandsmessungen an Oberflachenstorungen in der
turbulenten Reibungsschicht, ForschHft. Schiffstech., №2, p. 81-88
(1953).
6. R о s h k о A., Some Measurements of Flow on a Rectangular Cutout,
NACA TN 3488, 1955.
7. Chapman D. R., Kuehn D. М., Larson H. K., Investigation of Separated
Flows in Supersonic Streams with Emphasis on the Effect of Transition,
NACA TN 3869, 1957.
8. Charwat A. F., Roos J. N., Dewey F. C., Jr., H i t z J. A., An
Investigation of Separated Flows, J. Aerospace Sci., 28, № 6, 7 (1961).
9. Krishnamurty K., Acoustic Radiation from Two-dimensional Rectangular
Cutouts in Aerodynamic Surfaces, NACA TN 3487, Aug. 1955.
10. Bogdonoff S. М., Vas I. E., Hypersonic Separater Flows, IAS Paper №
59-139, presented at the 7th Anglo-American Aeronautical Conference,
N.Y., Oct. 5-7, 1959.
11. Gadd G. E., Cope W. F., Attridge J. L., Heat Transfer and Skin
Friction Measurements at a Mach number of 2.44 for a Turbulent Boundary
Layer on a Flat Surface and in Regions of Separated Flow, ARC 20472 FM
2741, Oct. 1958.
12. Bogdonoff S. М., Kepler С. E., Separation of a Supersonic Turbulent
Boundary Layer, J. Aeronaut Sci., 22, № 6, p. 414-425 (June 1955).
13. Lees L., Interaction between the Laminar Boundary Layer Over a Plane
Surface and an Incidence Oblique Shock Wave, Rept 143, Princeton Univ.
Aero. Eng. Lab., Jan. 24, 1949.
14. Chapman D. R., Laminar Mixing of a Compressible Fluid, NACA TN 1800,
1949.
15. К о r s t H. H., Page R. H., Childs М. E., A Theory of Base Pressure
in Transonic and Supersonic Flow, University of Illinois Experiment
Station, March 1955; также ASME Paper 56-APM-30, 1956.
16. Johannesen N. H., Experiments on Supersonic Flow Past Bodies of
Revolution with Angular Gaps of Rectangular Section, Phil. Mag. (7), 46,
№ 372, p. 31-39 (1955).
17. M a i г W. A., Experiments on Separation of Boundary Layers on РгоЬез
in Front of Blunt-nosed Bodies in a Supersonic Air Stream, Phil. Mag.
(7), 43, № 343, p. 695-716 (1952).
70
ГЛАВА VII
18. Beastall D., Turner J., The Effect of a Spike Protruding in Front of
a Bluff Body at Supersonic Speeds, ARC R&M, 3007, Jan. 1952.
19. T h о m a n n H., Measurements of Heat Transfer and Recovery
