отрывное течение

ОТРЫВНОЕ ТЕЧЕНИЕ - течение вязкой жидкости (газа), при к-ром следующий вдоль твёрдой поверхности поток жидкости отрывается от неё. Различают неск. типов О. т.: для гладкой поверхности отрыв с последующим присоединением оторвавшегося потока к поверхности и отрыв, в к-ром это присоединение не происходит. Кроме того, следует выделить отрыв перед и после уступа на поверхности тела, О. т. над выемкой и в донной области за телом.
Необходимое условие возникновения О. т. вязкой жидкости - повышение давления в направлении течения, т. е. убывание скорости. Типичным примером такого течения при дозвуковых скоростях потока является течение у поверхности с образующими криволинейной формы (напр., у профиля крыла при больших углах атаки, сферы), в диффузоре, канале с уступом и др. При обтекании тела криволинейной формы (рис. 1) в пределах толщины пограничного слоя по нормали к поверхности скорость течения убывает от значения v₀ на внеш. границе слоя до v = 0 на поверхности 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 течения при обтекании дозвуковым потоком тела с криволинейной образующей.

В результате скорость течения становится равной нулю, а затем меняет направление на обратное. Возникновение обратного течения приводит к значит. утолщению пограничного слоя и отрыву потока от стенки. Течение в области между границей О. т. и поверхностью твёрдого тела 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 для сжимаемой, так и для несжимаемой среды при ламинарном или турбулентном режиме течения в пограничном слое. Так, отрыв турбулентного пограничного слоя 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. существенно влияет на аэродипамич. (гпдродинамич.) характеристики тел. Напр., аэродинамическое сопротивление шара, движущегося с дозвуковой скоростью, в основном определяется О. т. на поверхности задней полусферы. Турбулизация ламинарного пограничного слоя изменяет профиль скорости в пограничном слое, уменьшает зону О. т. и в неск. раз уменьшает силу аэродинамич. сопротивления шара. На верхней поверхности крыла самолёта при нек-ром угле атаки также возникает О. т. (рис. 2), область к-рого с увеличением угла атаки возрастает. При этом подъёмная сила крыла сначала проходит через макс, значение при а затем быстро уменьшается. Для предотвращения отрыва потока в авиац. технике на 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 ударных воли пересечение ударной волной поверхности с вязким пограничным слоем приводит к образованию О. т., существенно влияющего на аэродпнамич. характеристики тела и его тепловой режим. Для турбулентного пограничного слоя возникновение О. т. при взаимодействии с ударной волной определяется нек-рым "критич." отношением давлений в ударной волне: p₂/p₁ где p₁ - давление во внеш. потоке перед ударной волной, а p₂ - давление за ней. Установлена эмпирич. зависимость

от числа Маха М₀перед ударной волной и отношения k = c_p/с_Vтеплоёмкостей при постоянном давлении (с_р)и объёме (с_V). Для ламинарного пограничного слоя величина p₂/p₁зависит, кроме того, от числа Re.
При сверхзвуковом обтекании затупленного тела перед ним образуется отошедшая ударная волна. Если же на оси симметрии течения (рис. 3) установить тонкую иглу 2, то при пересечении отошедшей ударной волной пограничного слоя на поверхности иглы образуется область О. т. Потери энергии в ударной волне 4, образующейся при обтекании конич. области О. т. 3, меньше,
чем в отошедшей ударной волне перед торцевой поверхностью цилиндра, соответственно меньше аэродинамич. сопротивление. Подробные исследования показали, что течение в отрывной зоне нестационарно: возникают пульсации давления большой интенсивности, причём тепловые потоки к элементам лобовой поверхности тела увеличиваются в неск. раз.

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

Более сложными являются пространственные О. т., к-рые возникают при обтекании сверхзвуковым потоком тел сложной формы, напр. летат. аппарата с выступом на поверхности (рис. 4). Над поверхностью перед выступом возникает отошедшая ударная волна 1, пересечение к-рой с пограничным слоем вызывает образование зоны О. т. с границей 9 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 S и линий растекания е. Местные области сверхзвуковых течений замыкаются ударными волнами 6 и 8, за к-рыми на обтекаемой поверхности наблюдаются зоны повышенных тепловых потоков q. Образовавшееся течение нестационарно, амплитуды пульсаций давления достаточно велики, а тепловые потоки на участках поверхности q могут в десятки раз превышать тепловые потоки, соответствующие обтеканию этих поверхностей при безотрывном течении.

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

О. т. широко распространены в технике и наблюдаются при обтекании корпусов самолётов, кораблей, ракет, при течениях в каналах турбин, насосов, коленах трубопроводов идр. В большинстве случаев возникновение О. т. нежелательно, т. к. приводит к увеличению аэродинамич. сопротивления, увеличению потерь в каналах, появлению пульсаций давления и мощных акустич. возмущений. Для его предотвращения применяют отсос пограничного слоя, вдувание в пограничный слой газа с повышенной кинетич. энергией и уменьшение градиента давления в направлении течения путём подбора формы поверхности обтекаемого тела или канала, устройства направляющих лопаток.
Для анализа характерных областей О. т. можно использовать Навье - Стокса уравнения. Для ламинарного течения и ряда задач турбулентного течения получены численные решения. Однако сложность ур-ний и нерегулярное поведение параметров в зонах О. т. ограничивают возможность такого подхода для многих практич. задач. Для их решения обычно используют полуэмпирич. методики, постулирующие картину течения и использующие для турбулентных 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; Боровой В. Я., Течение газа и теплообмен в зонах взаимодействия ударных волн с пограничным слоем, М., 1983; Особенности трёхмерных отрывных течений в сверхзвуковых потоках, в кн.: Наука и человечество, М., 1986, с. 302 - 04.

М. Я. Юделович.