книги из ГПНТБ / Зысина-Моложен, Л. М. Теплообмен в турбомашинах
.pdfКак видно, расчетные и экспериментальные данные имеют об
щую тенденцию |
уменьшения устойчивости с увеличением отно |
шения T J T aw, |
по абсолютному же значению они отличаются |
примерно в 700 раз, наклон расчетной и экспериментальной кри вых также различен.
Несмотря на указанное несоответствие данных, для обтекания в потоках малой турбулентности в практике нашла применение
теоретическая функция для кри |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
тического |
числа |
|
Рейнольдса, |
R/(P'Rjrp |
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
определенная |
в однопараметри |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||
ческой |
постановке |
[118]. Эта |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
функция получается из реше |
1W |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
ния |
с |
использованием |
теории |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
устойчивости |
и |
представляет |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
собой |
приближенную |
зависи |
\ |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
мость между расчетным значе |
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
по Y \\ ч |
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||
нием числа Рейнольдса в сече |
ч 1Iх* |
|
|
|
|
|
|||||||||||
нии ламинарного |
пограничного |
|
\ |
|
|
|
|
|
|||||||||
слоя, |
|
где |
теряется |
его устой |
ч |
\ |
ч |
|
1ч |
|
|
|
|
||||
чивость, |
|
|
|
|
|
|
< Ч |
|
|
|
|
||||||
|
|
|
|
|
\ |
|
|
ч |
\ |
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
Ч |
|
|
ч ч |
|
ч |
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
па |
V |
|
|
|
|
|
|||
|
R |
|
|
|
|
|
чч |
|
|
|
ч |
' ч ч |
|||||
|
|
|
|
|
|
|
чV |
’ч чч. |
|||||||||
и значением в этом же |
сечении |
V |
. г» |
|
— |
|
|
||||||||||
|
|
ч |
|
|
|||||||||||||
|
< |
\ |
|
|
|
|
|||||||||||
форм-параметра |
|
|
|
' |
\ |
ч |
|
|
|
|
|
||||||
t |
_ / |
dU |
6**2 |
|
|
|
по |
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
кр |
(IV.9) |
0.8 |
|
1.0 |
|
|
|
1.2 |
|
WТ»/Т„ |
||||||
' кр~Ч~37 |
|
|
|
Рис. 17. Влияние температуры поверх- |
|||||||||||||
На рис. |
18 сплошной линией |
||||||||||||||||
ности |
на |
устойчивость |
ламинарного |
||||||||||||||
представлен график этой функ- |
пограничного |
слоя: — ------------RKp> |
|||||||||||||||
ции, являющийся универсаль- |
|
|
----------Rkp |
|
|
||||||||||||
ным, так как не |
зависит от |
U (х) на внешней границе погра |
|||||||||||||||
конкретного вида функции U = |
|||||||||||||||||
ничного слоя. |
Практическое пользование |
графиком не представ |
|||||||||||||||
ляет трудностей: из расчета ламинарного |
пограничного |
слоя, |
|||||||||||||||
например по |
методу, |
изложенному в |
п. |
12, |
определяется за |
||||||||||||
висимость |
R** = |
R (/), которая наносится на график (штриховая |
|||||||||||||||
линия на рис. |
18), точка пересечения кривых |
будет |
точкой |
пере |
|||||||||||||
хода. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Однако кроме общих соображений о различии между расчет ным и экспериментальным значениями критических чисел Рей нольдса в данном случае следует еще отметить, что задачу пере хода трудно представлять себе как однопараметрическую — это типичная многопараметрическая задача. В связи с этим возможны очень большие расхождения между этими значениями.
На основании сопоставления расчетных значений R™ с экспериментальными RKP в последнее время предложены эмпирические
91
поправки Д = R" — Rk*p, позволяющие по известному пер вому значению приближенно определять второе. На рис. 19 приведена кривая изменения таких поправок при изменении про
дольного градиента давления |
[167], по оси абсцисс отложен па |
|||||
раметр, |
эквивалентный форм-параметру |
/: |
|
|||
|
|
|
кр |
Я * * 2 |
|
|
|
|
и = |
dU |
(IV. 10) |
||
|
|
-----dx. |
||||
|
|
кр |
dx |
v |
|
|
|
|
кр |
|
|
|
|
|
|
|
кр |
|
|
|
Здесь дг'кр |
и х'кр — значения |
координат начала перехода, полу |
||||
ченные |
экспериментально и |
расчетным |
путем |
соответственно. |
||
l$ R **lg R ip |
|
|
|
|
||
----------1— |
— |
|
|
|
|
\ |
\ |
/ |
|
||
|
\у |
|
|
V |
/?*ю |
|
|
Рис. . 1.8. |
Зависимость между |
Рис. |
19. Кривая изменения nonpa |
RKp и fKр |
в точке потери устои- |
вок |
к расчетным значениям R Kp |
чивости ламинарного погранич |
|
|
|
|
ного слоя |
|
|
Точки соответствуют опытным данным различных авторов по обтеканию пластин и различных крыловых профилей потоком малой турбулентности. Эта поправочная кривая имеет частный характер. Кроме градиента давления к числу факторов, определяю щих возникновение перехода от ламинарного к турбулентному движению в пограничном слое, относятся турбулентность внеш него потока, число М, температурный фактор, шероховатость и ряд других параметров. Кроме того, описанная выше картина перехода, представляющая собой процесс, развивающийся во времени и пространстве, заставляет ставить вопрос не о точке перехода, а об области перехода, т. е. если вводить понятие ка ких-то критических значений числа Рейнольдса, то нужно гово рить по крайней мере о двух таких значениях: RH, соответствую щем началу заметной перестройки ламинарного течения в погра
92
ничном слое, и RK, соответствующем окончанию перестройки и возникновению развитого турбулентного течения в пограничном слое. Протяженность области перехода — это практически про тяженность области, в которой коэффициент перемежаемости у изменяется от 0 до 1. Так же как и в трубе (см. рис. 13), протяжен ность области перехода в пограничном слое зависит от целого ряда факторов.
На рис. 20 приведены экспериментальные кривые изменения значений R*h и R*r с изменением степени турбулентности
8 = ^ ] ^ Т ^ + ( ^ + М ] ' |
( iv .ii) |
построенные на основе опытных данных [235, 58, 62] по исследова нию пограничного слоя на плоской пластине. Из рас смотрения кривых видно, что как значения R* и R* , так
>3 1 * 1 X 1
' - '
;
R*H
5«ъ
и расстояние между кривыми, соответствующее протяжен ности области перехода, существенно изменяются с изменением степени турбу лентности внешнего потока е. Следует отметить, что в работе Шубауэра и Скрэм-
0 |
0,5 |
1,0 |
1,5 |
2,0 |
2 .5 |
е.% |
Рис. 20. |
Зависимость R*h и |
R*k в |
пограничном |
слое |
пластины |
от турбулент |
ности потока: X — данные [58]; • — данные [62]; о — данные [235]
стэда [235], которыми была искусственно создана очень малая степень турбулентности потока в трубе (—0,02%), было пока зано, что при очень малых значениях е переход к турбулентному течению действительно возникает под влиянием развития малых колебаний внутри ламинарного пограничного слоя, как это пред полагается в теориях устойчивости ламинарного пограничного слоя; однако при увеличении степени турбулентности картина изменяется.
93
В работе [58] для характеристики протяженности области пе рехода введен параметр
(IV. 12)
который впоследствии оказался весьма удобным, так как является в значительной мере универсальной величиной, не зависящей от целого ряда параметров потока.
Значительное несоответствие величин RkP, полученных из расчета с помощью теорий устойчивости, и экспериментальных RkP привело к необходимости создания полуэмпирических или эмпи рических методов определения RKP, которые, базируясь на опыт ных данных, позволяли для случаев, аналогичных исследованным в базовых экспериментах, предсказывать место возникновения перехода более точно, чем расчеты с использованием теорий устой чивости. Из значительного количества этих методов остановимся только на двух.
Для условий обтекания крыловых профилей в малотурбулент ных потоках удовлетворительное соответствие с экспериментом дает метод Дородницына—Лойцянского. В работе [43] изложена полуэмпирическая теория перехода, позволяющая определять приближенно местоположение точки перехода для случая обтека ния как сжимаемым, так и несжимаемым газом. Принимается сле дующая схема перехода ламинарного пограничного слоя в турбу лентный. Внешние возмущения вызывают мгновенные местные отрывы ламинарного пограничного слоя, которые создают мелкие вихри, заполняющие пограничный слой и делающие его турбулент ным.
При рассмотрении этих мгновенных местных отрывов как неко торого осредненного квазистационарного явления, принимается для определения точки возникновения отрывов условие
(IV. 13)
отличающееся от обычного условия отрыва ламинарного погра ничного слоя наличием слагаемого Г в круглых скобках (здесь И — скорость на внешней границе пограничного слоя; U' =
=Предполагается, что величина Г есть некоторая функция,
определяющаяся характером внешних возмущений, приносимых набегающим потоком.
Авторы приводят решение по определению точки перехода для двух случаев:
1)Г = const = —1,3-10-7;
2)Г Ф const, величина Г зависит от турбулентных характе ристик внешнего потока;
94
где е определяется по формуле (IV. 11); Ln — масштаб турбулент ности внешнего потока.
Расчеты по формуле (IV. 13) обеспечивают удовлетворительное совпадение с опытными данными для профилей типа крыла само лета при малой степени турбулентности потока.
Для случая обтекания крыла потоком сжимаемой жидкости условие для определения точки возникновения местных отрывов
принимает вид |
|
|
Ф(х )(-^ + |
Tr ) = -0 ,0 89 . |
(IV. 14) |
Здесь |
* |
|
|
|
|
Ф (*) = 0,46t/ ~ 4 (1 - |
ao)_m J £/5 (1 - al)m~l dx, |
(IV. 15) |
|
oJ |
потока. |
где т >=» 2,5; од = V / (2г0), если k — полная энтальпия |
Для условий обтекания турбинных и компрессорных решеток профилей удовлетворительное соответствие эксперименту дает эмпирический метод, предложенный в работе [62]. Этот метод построен на анализе и обобщении большого количества экспери ментальных исследований безградиентного и градиентного обте кания пластин и решеток профилей в условиях наличия и отсут ствия теплообмена. На основе анализа этих опытных данных авто ры устанавливают, что главными факторами, влияющими на переход в пограничном слое у гладкой поверхности, являются тур булентность набегающего потока, число М, температурный фактор и продольный градиент давления. В качестве температурного фактора ф выбирается отношение температуры стенки к темпера туре потока ф = TJ T\ продольный градиент давления характери зуется значением числа Маха в точке минимума давления на эпюре скорости вдоль обвода профиля ( М = М 0). Предполагается, что влияние каждого из четырех выделенных факторов на переход происходит независимо, т. е. корреляция между ними отсутствует,
соответственно число |
R*h ищется |
в виде произведения |
четырех |
|||
функций: |
|
R*H= Rx/MVb |
|
(IV. 16) |
||
где |
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
R°H= <Pi (е) = |
2,8 • 106лв = |
2,8 ■106 - - *н(-6-- ; |
(IV. 17) |
|||
н |
|
|
|
RxH|e=0,l |
v |
' |
гм = |
|
R* |
(М) |
(IV. 18) |
||
ф2 (М) = - - |
; |
|||||
|
|
|
I |
м=;0 |
|
|
Гф = |
фз (Ф) = |
R*H(Ф) |
|
(IV. 19) |
||
IФ= 1 |
|
|||||
|
|
|
|
|
||
|
= |
ф4 (Мо) |
Яхн (Мо) |
|
(IV.20) |
|
П |
R 'H I |
|
|
|||
|
|
|
f = 0 |
|
|
95
Здесь R°h— значение R* при обтекании пластины в случае М «=< 0 и ф л* 1; R*h (Мо)— локальное значение R*hпри градиент ном обтекании для некоторых произвольных е, -ф, М; Rx |^=о — значение R*hдля тех же б, ф, М, но при безградиентном обтекании.
На рис. 21 приведены экспериментальные зависимости, полу ченные для каждой из четырех функций, входящих в соотношение
(IV. 16).
На основе обобщения этих экспериментальных зависимостей для расчета R*h получена формула
R*H= '4(1 + 1,3MJ'7) (1 +0,38М°.6)ф - 2.3, |
(IV.21) |
где коэффициент А в зависимости от е принимает значения:
8 в % . . . . |
==£0,12 |
0,12— 1,00 |
1—3 |
R ...................... |
3,1-106 |
0,71 • 106в 0,7 |
0,71 • 1068—1,76 |
Формула (IV.21) справедлива, как всякие эмпирические фор мулы, только в исследованном диапазоне изменения основных параметров: М sg 3,5; 0,02% ==£ е ==£ 3%; 0,5 < ф ^ 2,8.
Проверка этой формулы при обтекании решетки в условиях большой турбулентности и неоднородности потока на входе (уста новка решетки за вращающимся рабочим колесом турбины) при ф 1 и М ?«0 показала, что в этих условиях при б *=* 4,5ч-7% экспериментальные данные начинают отклоняться от расчетных
ив экспериментах намечается стабилизация R*h (около 1,2-105)
[63].Экспериментальных данных при больших значениях турбу лентности набегающего на решетку потока в литературе не имеется.
Из рис. 21, б видно, что температурный фактор ф очень сильно влияет на процесс перехода в пограничном слое, причем увели чение степени охлаждения поверхности приводит к увеличению числа R*H, т. е. к повышению устойчивости ламинарного течения
в пограничном слое. Расчеты устойчивости ламинарного погра ничного слоя, проведенные Ван-Дристом, показывают, что в пре делах изменения М - 1 -ь9 всегда можно подобрать такую сте пень охлаждения поверхности, при которой процесс перехода на пластине не возникает. В работе Штернберга при эксперименталь ном исследовании ракеты V-2 в полете пограничный слой был ламинарным вплоть до R = (75 -ь90) 106.
Анализ [62] показал, что по характеру влияния на процесс перехода в пограничном слое определяющие параметры следует разбить на две группы. К первой группе следует отнести параметры, влияющие только на значение R*h, но не влияющие на дальней
шее развитие процесса перестройки пограничного слоя в переход ной области и на ее относительную протяженность. Параметр относительной протяженности области перехода rx = R * K/R;cH
оказался не зависящим от числа М, степени турбулентности при б >• 0,6% [58] и от температурного фактора ф [2]. Во всем иссле-
96
а)
5)r„
г)
0,1 |
0,2 |
0,5 0,7 |
1,0 |
М0 |
Рис. 21. |
Экспериментальные функции, |
опреде |
|||
ляющие |
величину R* : |
а — г£ |
[235, |
58, |
62]; |
б — лм |
[194, 62, 235] Г |
в — |
[62, 200, |
252]; |
г — rf
7 Л . М. Зысина -Моложен и др .
дованном диапазоне изменения этих величин параметр гх ока зался неизменным и равным
гх |
1,6-1,7. |
(IV.22) |
Ко второй группе относятся параметры, влияющие как на зна чение R*h, так и на внутреннее развитие процесса перехода,
Рис. 22. Влияние степени турбулентности е на процесс перехода:
О — данные [47]; • — данные [48]
т. е. на значение гх. К таким параметрам относятся продольный градиент давления, кривизна эпюры скорости (поверхности), степень турбулентности в области 0,12% < е < 0 , 6 % . Экспери ментальная зависимость гх от этих факторов представлена на рис. 22 и 23; где эпюра скоро сти характеризуется значением
параметра рт, равного отноше нию давления в точке минимума на эпюре рг mln к полному на пору р„:
|
|
|
|
|
|
рт = |
|
(IV.23) |
|
|
|
|
|
|
|
Ра |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Расчеты по кривым, предста |
|||
|
|
|
|
|
|
вленным на рис. 23, удовлетво |
|||
|
|
|
|
|
|
рительно соответствовали экспе |
|||
|
|
|
|
|
|
рименту и в условиях повышен |
|||
Рис. 23. |
Влияние эпюры |
скорости |
ной турбулентности и |
неодно |
|||||
родности потока |
[63]. |
|
|
||||||
|
на |
процесс |
перехода: |
|
|
|
|||
|
|
Все полученные выше расчет |
|||||||
1; |
2 — диффузорная |
эпюра |
скорости; |
||||||
3\ |
4 — конфузорная |
эпюра скорости; |
1; |
ные зависимости |
относятся |
к |
|||
3 — эпюра |
скорости |
выпуклая; 2; |
4 — |
случаю обтекания |
гладких |
по |
|||
|
эпюра скорости вогнутая |
|
|||||||
|
|
|
|
|
|
верхностей. Опыты показывают, |
|||
что шероховатость поверхности также оказывает влияние |
на про |
цесс перехода в пограничном слое. Хотя этот вопрос теоретически в настоящее время не решен, но имеется значительное количество опытных данных по влиянию высоты бугорков шероховатости к для дискретной шероховатости на значение RKP. К сожалению,
98
авторы этих работ характеризуют процесс перехода не областью,
аточкой перехода, поэтому трудно сказать, к какому значению —
кR*h или R* — относятся полученные в их опытах соотношения.
Однако эти данные можно использовать для приблизительной оценки относительного изменения R*h п о д влиянием шерохова
тости.
На рис. 24 представлена эмпирическая зависимость, получен ная в работе Драйдена по влиянию изолированной (дискретной) шероховатости на изменение числа R в процессе перехода на пла-
Рис. 24. Зависимость отно сительного изменения крити ческого числа Рейнольдса от степени шероховатости
стине. По оси ординат на графике отложена величина R*, равная отношению действительного значения R* в процессе перехода при наличии элемента шероховатости на поверхности к значе нию R* для гладкой поверхности; по оси абсцисс отложено отно
шение высоты элемента шероховатости к толщине вытеснения 6К около места расположения последнего. Как видно, влияние шеро ховатости оказывается значительным и начинает обнаруживаться
уже при /с/6к ^>0,1. Опытные точки на кривой получены различ ными авторами и относятся к различной степени турбулентности потока, но они удовлетворительно согласуются с основной кри вой и друг с другом, что говорит об определенной универсаль ности выбраных координат.
Опыты, проведенные с такими же элементами шероховатости,
но при М = 3,12 |
[167] |
показали, что при |
сверхзвуковых ско |
||
ростях |
ламинарное течение |
в пограничном |
слое может сохра |
||
няться |
до к/д*к ^ |
1,5, |
т. е. |
при сверхзвуковых течениях кри |
тическая высота элемента шероховатости оказывается в несколько раз выше, чем при обтекании несжимаемым потоком.
7* |
99 |
Наибольший интерес для практики представляет влияние на процесс перехода в пограничном слое распределенной шерохо ватости. В этой области публикации очень ограничены. На рис. 25 представлены результаты опытов в сужающихся и расширяющихся круглых кольцевых каналах по влиянию на процесс перехода пе сочной шероховатости [167] при течении несжимаемой жидкости.
Рис. 25. |
Влияние песочной шероховатости |
на |
||||
процесс |
перехода |
при |
обтекании несжимаемой |
|||
жидкостью |
при |
различных |
значениях Ар: |
|||
1 — 0,2; 2 |
— 0; |
2 - 0 ,0 5 ; |
4 — 0,10; |
5 — 0,15; 6 - |
0,20 |
На рис. 25, а по оси ординат отложено число Рейнольдса Rn = = Uxxnlv (здесь V i — скорость на входе; хп — координата точки перехода), по оси абсцисс — число Rs = U xkJ v (здесь ks — высота зерна песка). Градиент давления характеризуется отношением разности давлений в точке перехода рп и на входе р х к кинети ческой энергии на входе qx. Из рисунка видно, что при распреде ленной шероховатости ее влияние на процесс перехода начинается только при Rs "> 120, причем при конфузорном течении область независимости перехода от шероховатости распространяется на большие значения Rs, чем при диффузорном.
На рис. 25, б по оси ординат отложена относительная величина Rn, представляющая собой отношение локальных значений R„
100