Исследование переходного пограничного слоя в газодинамических каналах и на плоских пластинах тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат технических наук Асадоллахи, Гохих Абдолла

• Асадоллахи, Гохих Абдолла
• кандидат технических наук
• 1999

Оглавление диссертации кандидат технических наук Асадоллахи, Гохих Абдолла

Оглавление

Условные основные обозначения

Введение

Глава 1.Обзор литературных данных по переходным режимам в пограничном слое

1.1 .Обзор литературных данных по переходу ламинарного

пограничного слоя в турбулентный

1.2.Обзор литературных данных по переходу турбулентного

пограничного слоя в ламинарный

1.3 .Методы расчета пограничного слоя в зоне перехода

Глава 2. Интегральные соотношения импульса и энергии в пограничном слое и определение законов трения и теплообмена для ламинарного, переходного и турбулентного пограничных слоев

2.1. Интегральное соотношение импульсов в пограничном слое

2.2.Интегральное соотношение энергии в пограничном слое

2.3. Законы трения и теплообмена для турбулентного и ламинарного

пограничных слоев

2.3.1.Законы трения и теплообмена для турбулентного пограничного

слоя

2.3.2.Законы трения и теплообмена для ламинарного пограничного слоя

2.4.Экспериментальные данные о переходном пограничном слое

2.5.Значение формпараметра в пограничном слое

2.5.1. Значение формпараметра в турбулентном пограничном слое

2.5.2. Значение формпараметра в ламинарном пограничном слое

2.7.Анализ процессов в переходном пограничном слое

2.7.1. Критерии для определения начала и конца области перехода

2.7.2.Математическая модель течения в области перехода ламинарного

пограничного слоя в турбулентный

Глава З.Расчет параметров пограничного слоя в ламинарной, переходной и турбулентной областях течения

3.1. Алгоритм расчета пограничного слоя в круглых каналах

3.2.Общее решения уравнений соотношения энергии и импульсов для

ламинарного и турбулентного пограничного слоя

3.3.Описание программы расчета пограничного слоя для ЭВМ

Глава 4.Сравнение результатов расчета ламинарного, переходного и турбулентного пограничных слоев с экспериментальными данными

4.1.Сравнения результатов расчета пограничного слоя в круглых каналах

с экспериментальными данными

4.2.Сравнение результатов расчета ламинарного, переходного и турбулентного пограничных слоев с экспериментальными данными полученными на гладкой пластине

Выводы

Список литературы

Приложение 1

Список условных обозначении

г - степень турбулентности набегающего потока

Яе - число Рейнольдса по длине

и - скорость потока

Ь - длина

у - кинематический коэффициент вязкости

М - число маха

Т - температура

Р - давление

р - плотность

к - высота элемента шероховатости

С{ - коэффициент трения

81 - число Стантона

XV - скорость потока

8"" -толщина потери импульса

5* - толщина вытеснения

Н - формпараметр

I - расстояние вдоль контура канала и вдоль линий тока

У - расстояние по нормали от стенки и по нормали к £

Я - радиус

8 - толщина динамического пограничного слоя

I - энтальпия

- плотность теплового потока

8** - толщина потери энергии

X - коэффициент скорости

в - угол наклона стенки канала

Рг - число Прандтля

у - показатель адиабаты расширения газа

ц - коэффициент динамической вязкости

со - показатель степени в законе зависимости динамического коэффициента вязкости // от температуры.

г(м) = 1 2 - газодинамическая функция

Яа - средняя арифметическая величина шероховатости

-размер зерна эквивалентной песочной шероховатости

(1 - диаметр канала

Ср - теплоемкость газа при постоянном давлении

п - показатель степени

£4 - турбулентная часть режима течения в пограничном слое

Индексы

Кр - критический ш - параметры стенки

и - параметры на внешней границе пограничного слоя о - полные параметры потока

оп - полные параметры потока на внешней границе пограничного

слоя перед каналом ое - полные параметры потока на теплоизолированной стенке Л - ламинарный пограничный слой

1—Г 1> V и

П - переходный пограничным слои

Т - турбулентный пограничный слой

м - для параметров в минимальном сечении канала

а - для параметров в выходном сечении канала

сж - сжимаемый

н.сж - несжимаемый

св.з -сверхзвуковая часть

д.з -дозвуковая часть

э -энергия

н -начальное значение

Сокращения

ПС - пограничный слой

ППС - переходный пограничный слой

ТПС - турбулентный пограничный слой

6

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Исследование переходного пограничного слоя в газодинамических каналах и на плоских пластинах»

Введение

В энергетических машинах широко применяются различные каналы, где осуществляется разгон, торможение или подвод газа к узлам и элементам конструкций. Газодинамическая эффективность газоводов и выхлопных устройств в значительной степени меняется в зависимости от характера течения рабочего тела, как в пограничном слое, так и в ядре потока[4].

Известно большое число расчетных и экспериментальных работ, посвященных изучению как ламинарного, так и турбулентного пограничных слоев [1,10,14,19,21,40]. Вместе с тем изучению условий перехода и созданию расчетных методов, позволяющих производить расчетные оценки характерных параметров, связанных с областью перехода, посвящено очень малое количество научных работ [5,13].

Проблема ламинарно-турбулентного перехода, определение условий возникновения турбулентных течений, начало и протяженность переходного участка, возникновение и сохранение ламинарного течения при котором уровень гидравлического сопротивления и теплового воздействия минимален, является весьма важной и актуальной задачей, от успешного решения которой во многом зависит газодинамическая эффективность и массовые характеристики технических устройств.

Существует мнение, что переход от ламинарного режима течения к турбулентному занимает небольшую часть обтекаемой поверхности и часто эта область течения газа при расчетах пограничного слоя заменяется точкой (точкой перехода). В действительности переходный режим течения занимает заметную часть обтекаемой поверхности и имеет место при изменении числа Рейнольдса не менее чем на порядок.

Рассмотрим в качестве примера несколько случаев, в которых зона перехода играет важную роль. Результаты измерений локального теплопереноса в охлаждаемых лопатках турбин [49] показали, что для чисел Рейнольдса Яе = 10б, при уровне турбулентности набегающего потока г = 1,8% переходный

пограничный слой располагается на расстоянии, составляющем свыше половины длины поверхности разряжения для исследованного профиля.

Другим примером является выполненное в работе [36] Масаки и Якурой исследование теплопередачи на поверхности космических кораблей типа «Спейс Шаттл». Конструкция системы термозащиты, которая может составлять более 10% сухого веса кораблей такого типа существенно зависит от величины максимальных тепловых потоков, определяемых течением в зоне перехода. Масаки и Якура показали, что уменьшение расчетных проектных значений максимальной температуры приблизительно на 280 0 С, которое вполне может быть оправдано более точными и моделями оценки протяженности зоны перехода, по сравнению с точечными значениями внезапного перехода, о которых упоминалось выше, может быть достаточным для коренного изменения характера конструкции системы защиты. Таким образом, знания о зоне перехода, в действительности, играют важную роль при разработке оптимальных форм возвращаемых кораблей с горизонтальной посадкой.

В связи со значительным увеличением стоимости топлива за последнее десятилетие важной задачей конструирования космических кораблей стало обеспечение эффективности использования топлива. Это пробудило интерес к проблемам, связанным с восстановлением ламинарности (Нарасимха и Срини-васан, [39]), уменьшением турбулентного сопротивления (Бушнел, [24]) и управлением перехода от турбулентного к ламинарному течению газа (Липман и Носенчук, [34]). Развитие этих идей требует, вероятно, лучшего понимания процессов, происходящих в зоне перехода, т.к. в оптимальных конструкциях многоразовых космических кораблей могут иметь место обширные зоны переходного течения в пограничных слоях.

Эти факторы повышают роль исследования переходного состояния в пограничном слое и методов расчета течения как с переходом из ламинарной формы течения в турбулентную, так и с обратным переходом из турбулентной в ламинарную.

Ранее опубликованные методы не позволяли проводить всесторонний анализ состояния пограничного слоя и переходной области на пластинах и в круглых каналах различной формы и назначения.

Это приводит к необходимости разработки обобщающего метода, основанного на использовании интегральных соотношений импульсов и энергии, то есть интегральный метод в виде дифференциальных уравнений с обыкновенными производными.

Такой метод позволяет с достаточной надежностью определять тепловые потоки и напряжения трения в круглых каналах и на плоских пластинах.

Для проведения инженерных расчетов при проектировании, достаточную точность и скорость счета дает интегральный метод расчета параметров течения в переходной области, объединенный с методами расчета ламинарного и турбулентного пограничного слоя.

Выполненные в диссертации исследования имеют большую практическую ценность, поскольку применение разработанного метода позволяет оптимизировать выбираемые параметры и тем самым снизить тепловые нагрузки и гидравлическое сопротивление, улучшить массовые характеристики энергетических установок.

Разработанный алгоритм расчета не требует использования сложных программ, например, графических станций, то есть персонального компьютера с небольшим объемом памяти вполне достаточно.

Предложенный метод позволяет рассчитывать течения в пограничном слое как с переходом из ламинарной в турбулентную, так и с обратным переходом из турбулентной в ламинарную, которую называют «ламинаризацией пограничного слоя» [17,18]. Создание метода расчета реализованного в виде программы, с помощью которой можно достаточно точно определять тепловые потоки и напряжения трения в сопловых каналах, при различных режимах течения (ламинарный, переходный и турбулентный ) является основной целью настоящей работы.

Таким образом, цели работы можно сформулировать следующим образом:

- исследование переходной области течения потока в пограничном слое в круглых каналах и на плоских телах;

- создание физико-математической модели для моделирования переходной области течения в пограничном слое;

- разработка нового обобщающего метода расчета пограничного слоя, позволяющего определить параметры переходной зоны в пограничном слое;

- изучение характеристик пограничного слоя для течений с различными градиентами давления.

Научная новизна полученных результатов в работы состоит в следующем:

- исследование теплогидравлических характеристик каналов при различном характере течения жидкости или газа;

- предложена новая критериальная зависимость законов трения и теплообмена, описывающая переходную область течения в пограничном слое;

- разработан новый обобщающий метод расчета пограничного слоя в области перехода как из ламинарного в турбулентный, так и обратно - из турбулентного в ламинарный;

- получены новые зависимости для определения изменения толщины потери импульса в пограничном слое при обтекании тел с изломом образующей.

В данной работе защищаются следующие основные положения:

- результаты исследования переходного режима течения в пограничном слое в различных каналах;

- новый обобщающий метод расчета "переходного пограничного слоя, позволяющей точно определить тепловые патоки и напряжения трения в различных каналах и на плоских пластинах;

- критериальные зависимости, необходимые для определения параметров переходных зон, факторов, влияющих на процессе перехода в каналах.

Заключение диссертации по теме «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов», Асадоллахи, Гохих Абдолла

86 Выводы

1. Предложены зависимости теплообмена и трения, сформулированные в уравнения, связывающие напряжения трения и тепловые потоки с газодинамическими параметрами и условиями на внешней и внутренней границах пограничного слоя для переходного режима течения в пограничном слое.

2. Разработан интегральный метод расчета двухмерного несжимаемого и сжимаемого переходного пограничного слоя, основанный на представлении осред-ненных характеристик в виде нелинейных комбинаций соответствующих характеристик ламинарного и турбулентного пограничного слоя. С помощью метода можно достаточна надежно определять тепловые потоки и напряжения трения в круглых каналах и плоских пластинах при различных режимах течения.

3. Предложен метод, который позволяет рассчитать течения как с переходом из ламинарной формы течения в пограничном слое в турбулентную, так и с обратным переходом из турбулентной в ламинарную.

4. Предложена формула для расчета толщины потери импульса при обтекании излома образующей контура тела с углом в , использование которой позволяет с достаточной надежностью определить его величину.

5. Разработана программа для сквозного расчета пограничного слоя в ламинарной, переходной и турбулентной областях течения. Программа составлена на алгоритмическом языке Бейсика и позволяет с приемлемыми трудозатратами проводить непрерывный расчет пограничного слоя в осесиметричных каналах, на осесиметричных телах с изломом образующей и без излома и на плоских телах в сжимаемой и несжимаемой жидкости.

6. Расчета пограничного слоя по предложенному методу достаточно хорошо согласуются с экспериментальными данными в широком диапазоне изменения продольного градиента давления, чисел Маха, Рейнольдса и температурного фактора.

7. При наличии излома образующей и с ускорением потока в исследуемых каналах, толщина потери импульса после излома сильно уменьшается, переходный пограничный слой становится ламинарным (обратный переход) или турбулентный пограничный слой становится переходным. В каналах без излома образующей тоже благодаря наличию отрицательного градиента давления (в дозвуковой части) может иметь место обратный переход.

8. Для гладкой гидравлической обтекаемой поверхности при уровнях интенсивности турбулентности в каналах технических устройств в 3-8% основное влияние на числа Яе** перехода в пограничном слое оказывает число Маха.

9. Числа Рейнольдса начала и конца перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный в двух исследованных каналах с существенно различными градиентами изменения газодинамических параметров (Р„ =0,823 и Ри =0,151) хорошо согласуются между собой. Это указывает на слабое влияние интенсивности ускорения потока на характер течения в пограничном слое в каналах.

88

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Асадоллахи, Гохих Абдолла, 1999 год

ЛИТЕРАТУРА

1. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика М.: Наука, 1991. - 597с.

2. Асадоллахи Гохих А., Сергиенко A.A. Интегральный метод расчета ламинарного и турбулентного пограничного слоя в каналах// Авиационная техника. -1998. -N 4.

3. Асадоллахи Гохих А., Сергиенко A.A. Интегральный метод расчета переходного пограничного слоя в каналах// Авиационная техника. -1999. - N 3.

4. Асадоллахи Г.А., Нестеренко В.Г., Имаев Т.Ф. Методика оптимизации элементов конструкции регулируемых каналов. Сборник тезисов докладов международной научно-технической конференции, по проблемам и перспективам развития двигателестроения. 17-18 сентября СГАУ, Самара, 1997.

5. Баскарев Б.Н., Кравченко С.К. Модификация метода эффективной длины применительно к пористому и перфорированному вдуву // сб. Тепломассообмен. Т.1 Конвективный обмен. Часть 2 Минск, 1984,- с.28-33

6. Бирюков В.И., Боксер В.Д., Микеладзе В.Г. ,Шаповалов. Г.К.О некоторых методах экспериментального исследования ламинарно-турбулентного перехода при околозвуковых скоростях //Механика жидкости и газа. - 1997.- N 6.

7. Вулис JI.A. О взаимоналожении молекулярных и молярных эффектов в переходной области течения// В сб. Тепло - и массоперенос. Т.З Общие вопросы теплообмена, M-J1 Госэнергоиздат. - 1963. - с. 149-157

8. Дейч М.Е., Робожев A.B., Степанчук Ф.В., Кох A.A. Исследование структуры потока в ступени эжектора с изобарическим начальным участком смешения// теплоэнергетика. - 1954. - N 12.

9. Дейч М.Е. техническая газодинамика//госэнергоиздат .- 1953

10. Лапин Ю.В. Турбулентный пограничный слой в сверхзвуковых потоках газа,- М.: Наука, 1976.-309 с.

11. Линь Ц.Ц. Теория гидродинамической устойчивости.- Издательство иностранной литературы. Москва, 1958.- 210 с.

12.Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа.- М.: Наука, 1973. - 848 с.

13. Нарасимха P. , Дей Дж. Интегральный метод расчета несжимаемого двухмерного переходного пограничного слоя // Аэрокосмическая техника. -1991. - N 9 - с.28-36

14.Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике./Под ред. В.С.Авдуевкого и В.К.Кошкина.- М.: Машиностроение, 1992.- 519 с.

15.Сергиенко А.А. Газодинамический импульс потока в осесиметричных каналах/ В книге "проблемы механики и теплообмена в космической технике".-М.: Машиностроение , 1982. - с. 136-151

16.Сергиенко А.А. Расчет осевой турбины с отрицательной реактивностью.-М.:МАИ, 1989.- 50 с.

17.Сергиенко А.А., Гревцов В.К. Переход турбулентного пограничного слоя в ламинарный// ДАН СССР, 1959.- Т.125 - N 4.

18.Современное состояние аэродинамики больших скоростей. / Под ред. JI. Хоуарта. - М.: Иностранная литература, 1955.- Т.1 - 490 с.

19.Теория тепломасообмена./ Под ред. А.И. Леонтьева. - М.: Высшая школа, 1979.- 495 с.

20.Холщевникова Е.К. Расчет пограничных слоев в соплах с теплообменом при высоких параметрах торможения // Механика жидкости и газа.- 1983. - N 6. -с.51-59

21.Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя.- М.: Наука, 1969. - 744 с.

22.Шлихтинг Г. Возникновение турбулентности. - Издательство иностранной литературы. Москва, 1962,- 203 с.

23. Abu-Ghannam B.JV, Shaws R. Natural transition of boundary layers- the effects of turbulence, pressure gradient, And flow history// J. Mech. Eng. Sci.- 1980. -vol. 22-N5.

24.Bushnell D.M. Turbulent drag reduction for external flows// AIAA paper 830227 .- 1983.

25.Dhawan S.. direct measurements of skin friction // NACA rep.l 121. - 1953.

26.Dhawan S. , Narasimha R. Some properties of boundary layer flow during transition from laminar to turbulent motion // J. fluid mech.- 1958.- Vol. 3 - pp 418436.

27.Dryden H.L. Turbulence and the boundary layer// J. Aero, sci.- 1939. -Vol. 6 -pp. 85-100

28.Emmons H. W., Bryson A. E. The laminar-turbulent transition in a boundary layer// First US Nat. Congr. Appl. Mech. - 1952. - P. 859.

29.Emmons H. W. The laminar-turbulent transition in a boundary layer //J. Aero.sci.-1951,-Vol. 18 - pp.490-498

30.Gebers F. // schiffbau 9. - 1908. - 435, 475, а также schiffbau 22. - 1919.

31.Harris J.E. Numerical solutions of equations for compressible laminar, transitional and turbulent boundary layers, and comparisons with experimental data. // NASA tech. Rep. R-368 N71-32164. - 1971.

32.Jack J.R. Effects of extreme surface cooling on Boundary-layer transition// NACA TN 4094, October 1957.

33.Lees L., Lin C.C. Investigation of the stability of the laminar boundary layer in a compressible fluid// Tech. Notes Nat. Adv. Comm. Aero. Wash., 1946. - N 1115,- 83 p.

34.Liepmann H.W. , Nosenchuck D.M. Laminar instability and transition// J. Fluid Mech.- 1982.-Vol.118- pp.201-204

35.Mabey D.G. Boundary layer transition measurements using a surface hot film downstream of distributed roughness at Mach numbers from 1.3 to 4.0// Journal of the Royal Aircraft society. - 1965. - Vol.69. - pp.96-100

36.Masaki M., Yakura J. k. Transitional boundary layer considerations for the heating analyses of lifting re-entry vehicles// J. Spacer. - 1969.- Vol. 6 - pp. 10481053

37.Mcdonald H., Fish R. W. Practical calculations of transitional boundary layers// Int. J. heat mass transfer. -1973. - Vol.16 - pp. 1729-1744.

38.Nagmatsu H .T., Sheer R. E. Hypersonic laminar boundary-layer transition on 8-foot- long, 10° cone. M= 9.1-16//AIAA J.- 1967,- Vol. 5 - pp.1245-1252

39.Narasimha R, Sreenivasan K.R. Relaminarization of fluid flows// Adv. Appl. Mech.- 1979,- Vol.19 - pp.221-301

40.Narasimha R. The laminar-turbulent transition zone in the boundary layer// progress in aerospace sciences, AIAA, new York, 1985.- vol.22 - N 1. pp.29-80

41 .Owen F.K. An assessment of flows -field simulation and measurement// AIAA

Paper 83-1721.- 1983. 42.Owen F.K. Transition experiments on a flat plate at subsonic and supersonic

speeds// AIAA J. - 1970. - N 3. - pp.518-523 43.Owen F.K., Horstman C .C. Comparison of wind tunnel transition and free

stream disturbance measurements// AIAA J .- 1975.- Vol.13 - pp.266-269 44.Prandtl L. Aerodynamic Theory// Speringer, Berlin, 1935. - Vol.3 - pp. 152. 45.Sahin I. The effects of cooling on relaminarization// AIAA pap.- 1987.- N 1944. 5pp.

46.Schubauer G.B., Skramstad H.K. Laminar boundary layer oscillations and stability of laminar flow// J. Aeron. Sci.- 1947. - Vol.14 - p.69. 47.Senoo Y. the Boundary layer on the End wall of turbine nozzle Cascade //Pap. Am. Soc. Mech. Eng.- 1957. - N 172.

48. Sternberg J. the transition from a turbulent to a laminar boundary - layer //U.S. Army. Bal. Res. Aberdeen Rep.906 may, 1954.

49.Turner A. B. local heat transfer measurements on a gas turbine blade// J. Mech. Eng. Sci.- 1971.- Vol. 13 - pp.1-12

50.Van Driest E.R. , Boison J. Experiments on boundary-layer transition at supersonic speeds// JAS , 1957,- Vol. 24. - N 12. pp.885-889.