第9章边界层理论 下ppt课件.pptx
,9.4.3 平板湍流边界层（integral relation）,1. 边界层的转捩 (Transition from laminar to turbulent flow),平板边界层临界Re数：,This picture is a top view of a turbulent boundary layer flowing left to right on top of a viscoelastic coating. Static-divergence waves forming on the compliant coating are clearly depicted. Contributor: Prof. M. Gad-el-Hak, University of Notre Dame,2. Turbulent BL Parameters: (approximate result) (全板湍流）,Be integrated from leading edge of the plate, x=0, where d=0 to an arbitrary location x where the BL thickness is d.,（平板边界层湍流速度分布 次方近似公式）,3. Comparison between Laminar and Turbulent BL,随x、n 增加而增厚。,层流 湍流,速度分布： 较瘦 丰满,边界层厚度：,摩阻系数：,9.4.4 平板混合边界层,（H. Schlichting 公式：对数规律， 更接近实验值）,实际流动：前段层流，中间过渡区， 后段湍流混合边界层。,（H. Blasius 1/7 指数规律）,8th ITTC(1957年)推荐公式:,图9.4.2 光滑平板摩阻系数与雷诺数的关系：,9.5 边界层流动的分离及控制 (BL Flow Separation and its control ),two-dimensional,axisymmetric,three-dimensional,Flow classification,Streamlined bodies,Lift and Drag,Blunted bodies,9.5.1 边界层流动的分离,1. 流动分离及其产生原因,关心的问题：流动分离原因？发生分离的判据? 分离流特性？,边界层流动的动力学过程：惯性力、压力梯度、粘性力之相对平衡。,（动能） （层外主流） （阻滞）,13：顺压梯度区,35：逆压梯度区,S：分离点,S点后：分离区,边界层分离的条件：存在逆压梯度区； 壁面或粘性对流动的阻滞。,2. 边界层分离的判别准则,Plandtl分离判据（二维定常边界层流动）。,确定分离点S的位置,在分离点处,分离点S的位置 与物体形状和边界层流动状态有关:,层流边界层容易分离；湍流边界层不易分离，分离点将后移、尾迹变窄。,3. 分离流动的特性,边界层离体，形成尾流（尾迹）。,分离的结果：,机翼升力下降、阻力增加；噪声增大；出现纵向、横向涡激振荡。,产生压差阻力（形状阻力）；,9.5.2 物体的阻力（Drag）,总阻力：实验、CFD。,物体总阻力摩擦阻力形状阻力,A特征面积:迎流面积(钝物）、湿表面积(流线型）。,摩阻(流线型) ：“相当平板”计算。 物体摩阻平板摩阻,Friction Drag,Pressure Drag,Overall Drag,（总阻力系数）,CD 的影响因素:,Diameter =D,Example 1: Two bodies of considerably different size that have the same force,(a) Circular cylinder CD=1.2,(b) Streamlined strut CD=0.12,Shape Dependence:,Typical drag coefficients for regular 2- and 3-D objects,圆 柱,半 管,半 管,方 柱,平 板,椭 柱,椭 柱,球,半 球,半 球,方 块,方 块,矩 形 板(长/宽=5),层流边界层容易分离，湍流边界层不易分离（分离点后移）。,3. 分离流动的特性,图9.6.2 圆柱和圆球绕流阻力曲线,极慢流动,低 Re 数,中 Re 数层流 BL,高 Re 数湍流BL,Reynolds Number Dependence:,圆柱绕流 :,（）Stokes区（0Re4）（）对称尾迹区（4Re40）。 （）卡门涡街区（40Re2.5105）。,() 亚临界、超临界区。在Re2.5105，边界层是层流的，分离发生在82处。当2.5105Re3.5105时扰动使边界层流动从层流转变为湍流，分离点后移至100以后。() 高超临界区（Re3.5105）。湍流尾迹中的旋涡明显的再现或重组，伴有St=0.260.30的峰值频率。,Compressibility Effects:,For lower Mach number, Ma=U/a0.5 (subsonic flow) or so, compressibility effects are unimportant and the drag coefficient is essentially independent of Ma.,For higher Mach number, Ma1(sonic or supersonic flow), CD will increase dramatically due to the existence of shock waves.,Froude number Effects: wave making drag,Composite Body Drag:,drilling platform with big legs,approximately obtained by treating the body as a composite collection of its various parts,9.5.3 边界层的控制,重要性:,流动分离常常给工程上带来很大危害。 例如：机翼表面严重分离，将造成失速、螺旋桨桨叶谐鸣、效率降低、空化、振动等；引起叶轮机械机械能损失、剧烈喘振和旋转失速，甚至造成结构破坏。 因此，控制边界层分离对于增升、减阻和减振等都很有实用价值。,边界层控制措施：,增加边界层内流体的动量 分离点后移,改变物面形状延长层流段,9.7 机翼及其流体动力特性,翼型：机翼剖面。NACA 系列翼型,如NACA0012。前缘、后缘：前缘圆形减小形阻、尖形减小波阻；,1. 机翼的几何参数及术语,中线,对称机翼 厚度 t 厚度比,翼弦 b拱度 f拱度比,几何攻角 a,零升力攻角,流体动力攻角,翼面积 A 翼展 展弦比,尖削比,后掠角,压力中心,升力,2. 机翼的流体动力特性,阻力,力矩,焦点,升阻比 ：反映机翼的效率,3. 机翼的流体动力特性曲线,升力线导数:,实验表明：翼型最重要的流体动力特性几乎完全取决于中线的形状（拱度比的大小，最大拱度的位置）；而和厚度的关系不大。厚度只不过给机翼一个流线型的外表，厚度主要影响翼型的阻力，对CL的最大值也有一些影响。,升力系数:,尖削比,后掠角,
