переход ламинарного течения в турбулентное

Рис. 1. Обтекание поверхности диффузорной части крылового профиля в малотурбулентной аэродинамической трубе.

перехо́д ламина́рного тече́ния в турбуле́нтное — смена режима движения вязкой жидкости, наблюдаемая в некоторой области пограничного слоя или каналах, следах и т. п., происходящая из-за потери устойчивости ламинарного потока.

Впервые П. л. т. в т. исследовал О. Рейнольдс (1883), который установил, что режим движения жидкости (газа) зависит от значения безразмерного параметра, названного позднее Рейнольдса числом Re = u_ex/v (u_e — составляющая вдоль поверхности скорости потока на внешней границе пограничного слоя, x — продольная координата, v — кинематическая вязкость), и переход происходит только при значениях Re, больших некоторого критического значения Re_*. В области потока, где Re < Re_*, случайные возмущения, связанные с влиянием границ потока или неравномерностью самого потока, быстро затухают вниз по течению. В области, где Re > Re_*, эти возмущения в движущейся жидкости уже непрерывно нарастают и их развитие в зависимости от Re носит весь сложный характер. Вначале (при Rе ≈ Re_* имеет место нестационарное ламинарное течение с незатухающими пульсациями, с потерей устойчивости гидродинамической. При дальнейшем возрастании Re нестационарность течения усиливается и образуется так называемое перемежающееся течение, когда в потоке происходит чередование областей с ламинарными и турбулентными течениями или чередование во времени этих режимов в данном месте потока. Характеристикой этого течения служит коэффициент перемежаемости γ, представляющий собой относительное время существования турбулентного режима в фиксированном сечении. При γ = 1 реализуется развитое турбулентное течение. Применительно к летательным аппаратам такая смена режимов течения будет наблюдаться в пограничном слое при движении вдоль обтекаемой поверхности, при этом начало области, где Re = Re_*, называется точкой потери устойчивости, а конец области, где γ = 1, — точкой перехода (рис. 1). На П. л. т. в т. влияет также градиент давления, степень шероховатости поверхности тела, степень турбулентности набегающего потока, сжимаемость потока и его теплообмен с обтекаемой поверхностью и ряд других факторов. Понижение давления вдоль профиля в направлении течения эффективно подавляет возмущения в ламинарном пограничном слое, а повышение давления, наоборот, усиливает возмущения. Увеличение шероховатости поверхности и степени турбулентности потока смещает точку перехода вверх по потоку, наличие теплообмена на обтекаемой поверхности изменяет положение области перехода: охлаждение поверхности способствует стабилизации ламинарного течения, нагревание поверхности понижает устойчивость пограничного слоя.

Для экспериментального изучения П. л. т. в т. в аэродинамических трубах чаще всего применяют пневмометрический метод и метод смачиваемого каолинового покрытия, основанные соответственно на различии профилей скорости интенсивности испарения жидкостей в ламинарном и турбулентном пограничном слоях. В качестве примера на рис. 2 представлена фотография модели крыла летательного аппарата с каолиновым покрытием, полученная во время испытания в аэродинамической трубе: темная область на крыле, где не испарилась жидкость, является областью ламинарного течения, светлая — турбулентного. Экспериментальное изучение П. л. т. в т. связано с рядом трудностей, вызванных сильной зависимостью получаемых результатов от условий эксперимента. В частности, пограничный слой, образующийся на стенках рабочей части аэродинамической трубы, генерирует акустические возмущения в поле течения, которые достигают поверхности исследуемой модели и оказывают значительное влияние на явление перехода.

П. л. т. в т. играет важную роль в аэродинамике летательного аппарата, так как от соотношения на крыле размеров участков ламинарного и турбулентного течений зависят условия обтекания и отрыва пограничного слоя, а следовательно, аэродинамические характеристики летательного аппарата.

Литература:
Шлихтинг Г., Теория пограничного слоя, М., 1974.

В. М. Фомин.

Рис. 2. Визуализация состояния пограничного слоя на крыле.