Приглашаем посетить сайт

Физическая энциклопедия. В 5-ти томах
ОТРЫВНОЕ ТЕЧЕНИЕ

ОТРЫВНОЕ ТЕЧЕНИЕ

ОТРЫВНОЕ ТЕЧЕНИЕ - течение вязкойжидкости (газа), при к-ром следующий вдоль твёрдой поверхности поток жидкостиотрывается от неё. Различают неск. типов О. т.: для гладкой поверхностиотрыв с последующим присоединением оторвавшегося потока к поверхности иотрыв, в к-ром это присоединение не происходит. Кроме того, следует выделитьотрыв перед и после уступа на поверхности тела, О. т. над выемкой и в доннойобласти за телом.

Необходимое условие возникновения О. т. <вязкой жидкости - повышение давления в направлении течения, т. е. убываниескорости. Типичным примером такого течения при дозвуковых скоростях потокаявляется течение у поверхности с образующими криволинейной формы (напр.,у профиля крыла при больших углах атаки, сферы), в диффузоре, канале суступом и др. При обтекании тела криволинейной формы (рис. 1) в пределахтолщины пограничного слоя по нормали к поверхности скорость течения убывает отзначения v₀ на внеш. границе слоя до v = 0 наповерхности тела, а давление остаётся постоянным и равным давлению во внеш. <потоке. В непосредств. близости от поверхности, где скорость течения мала, <кинетич. энергия потока оказывается недостаточной для преодоления давления, <повышающегося в направлении течения.

Рис. 1. Схема образования отрывного теченияпри обтекании дозвуковым потоком тела с криволинейной образующей.

В результате скорость течения становитсяравной нулю, а затем меняет направление на обратное. Возникновение обратноготечения приводит к значит. утолщению пограничного слоя и отрыву потокаот стенки. Течение в области между границей О. т. и поверхностью твёрдоготела становится вихревым. Точку S на поверхности, в к-рой( дv/ду) _у-->0=0, обычно принимают за точку отрыва потока.

Рассмотренная схема возникновения О. т. <при достаточно больших Рейнольдса числах Не справедлива как длясжимаемой, так и для несжимаемой среды при ламинарном или турбулентномрежиме течения в пограничном слое. Так, отрыв турбулентного пограничногослоя возникает в случае, когда параметр превышает значения = 0,015 для дозвуковых течений и = 0,01 для течений, у к-рых Маха число М = 3 (здесь - толщина вытеснения пограничного слоя,- плотность газа и dp/dx- градиент давления в направлении течения. <т).

Образование области О. т. существенновлияет на аэродипамич. (гпдродинамич.) характеристики тел. Напр., аэродинамическоесопротивление шара, движущегося с дозвуковой скоростью, в основномопределяется О. т. на поверхности задней полусферы. Турбулизация ламинарногопограничного слоя изменяет профиль скорости в пограничном слое, уменьшаетзону О. т. и в неск. раз уменьшает силу аэродинамич. сопротивления шара. <На верхней поверхности крыла самолёта при нек-ром угле атаки также возникаетО. т. (рис. 2), область к-рого с увеличением угла атаки возрастает. Приэтом подъёмная сила крыла сначала проходит через макс, значение при а затем быстро уменьшается. Для предотвращения отрыва потока в авиац. техникена крыле устанавливают "предкрылки" и "закрылки", увеличивающие кинетич. <энергию потока в пограничном слое крыла, что позволяет увеличивать и макс. подъёмную силу крыла.

Рис. 2. Обтекание крыла: а- плавное; б- с образованием отрывного течения.

В сверхзвуковых течениях при наличии ударныхволи пересечение ударной волной поверхности с вязким пограничным слоемприводит к образованию О. т., существенно влияющего на аэродпнамич. характеристикитела и его тепловой режим. Для турбулентного пограничного слоя возникновениеО. т. при взаимодействии с ударной волной определяется нек-рым "критич."отношением давлений в ударной волне: p₂/p₁ где p₁- давление во внеш. потоке перед ударнойволной, а p₂ - давление за ней. Установлена эмпирич. <зависимость

от числа Маха М ₀ передударной волной и отношения k = c_p/с _V теплоёмкостейпри постоянном давлении ( с _р )и объёме ( с _V).Для ламинарного пограничного слоя величина p₂/p₁ зависит, <кроме того, от числа Re.

При сверхзвуковом обтекании затупленноготела перед ним образуется отошедшая ударная волна. Если же на оси симметриитечения (рис. 3) установить тонкую иглу 2, то при пересечении отошедшейударной волной пограничного слоя на поверхности иглы образуется областьО. т. Потери энергии в ударной волне 4, образующейся при обтеканииконич. области О. т. 3, меньше,

чем в отошедшей ударной волне перед торцевойповерхностью цилиндра, соответственно меньше аэродинамич. сопротивление. <Подробные исследования показали, что течение в отрывной зоне нестационарно:возникают пульсации давления большой интенсивности, причём тепловые потокик элементам лобовой поверхности тела увеличиваются в неск. раз.

Рис. 3. Образование отрывного течения присверхзвуковом обтекании затупленного тела 1 с остриём 2; 3 - зона отрывного течения; 4 и 5 - ударные волны, возникающиепри обтекании отрывной зоны и острия иглы.

Более сложными являются пространственныеО. т., к-рые возникают при обтекании сверхзвуковым потоком тел сложнойформы, напр. летат. аппарата с выступом на поверхности (рис. 4). Над поверхностьюперед выступом возникает отошедшая ударная волна 1, пересечениек-рой с пограничным слоем вызывает образование зоны О. т. с границей . и ударной волны 2. В области за ударными волнами 1 и 2 образуется сложная система ударных волн 3, 4, 5, 6,7 и 8 и линий отрыва потока газа от твёрдых поверхностей . и линий растекания е. Местные области сверхзвуковых теченийзамыкаются ударными волнами 6 и 8, за к-рыми на обтекаемойповерхности наблюдаются зоны повышенных тепловых потоков q. Образовавшеесятечение нестационарно, амплитуды пульсаций давления достаточно велики, <а тепловые потоки на участках поверхности . могут в десятки разпревышать тепловые потоки, соответствующие обтеканию этих поверхностейпри безотрывном течении.

Рис. 4. Схема трёхмерного отрывного течения:L - поверхность летательного аппарата; С- цилиндрическийвыступ, П. С. - плоскость симметрии;- толщина пограничного слоя; 1 - 8 - ударные волны; 9 - границаобласти отрывного течения; S - линии отрыва течения от поверхности летательногоаппарата; е - линии растекания; q - зоны повышенных тепловыхпотоков (заштрихованы).

О. т. широко распространены в технике инаблюдаются при обтекании корпусов самолётов, кораблей, ракет, при теченияхв каналах турбин, насосов, коленах трубопроводов идр. В большинстве случаеввозникновение О. т. нежелательно, т. к. приводит к увеличению аэродинамич. <сопротивления, увеличению потерь в каналах, появлению пульсаций давленияи мощных акустич. возмущений. Для его предотвращения применяют отсос пограничногослоя, вдувание в пограничный слой газа с повышенной кинетич. энергией иуменьшение градиента давления в направлении течения путём подбора формыповерхности обтекаемого тела или канала, устройства направляющих лопаток.

Для анализа характерных областей О. т. <можно использовать Навье - Стокса уравнения. Для ламинарного теченияи ряда задач турбулентного течения получены численные решения. Однако сложностьур-ний и нерегулярное поведение параметров в зонах О. т. ограничивают возможностьтакого подхода для многих практич. задач. Для их решения обычно используютполуэмпирич. методики, постулирующие картину течения и использующие длятурбулентных течений эмпирич. константы.

Лит.: Прандтль Л., Гидроаэромеханика, <пер. с нем., М., 1949; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд.,М., 1987; Абрамович Г. Н., Прикладная газовая динамика, 4 изд., М., 1976;Чжен П., Отрывные течения, пер. с англ., т. 1 - 3, М., 1972 - 73; БоровойВ. Я., Течение газа и теплообмен в зонах взаимодействия ударных волн спограничным слоем, М., 1983; Особенности трёхмерных отрывных течений всверхзвуковых потоках, в кн.: Наука и человечество, М., 1986, с. 302 -04.

М. Я. Юделович.