Разделение потока

В гидродинамике — отрыв потока или отрыв пограничного слоя это отрыв пограничного слоя от поверхности в след . ^[1]

Пограничный слой существует всякий раз, когда существует относительное движение между жидкостью и твердой поверхностью, при этом силы вязкости в слое жидкости, близком к поверхности, присутствуют . Течение может быть внешним, вокруг тела или внутренним, в закрытом проходе. Пограничные слои могут быть как ламинарными , так и турбулентными . Разумную оценку того, будет ли пограничный слой ламинарным или турбулентным, можно сделать путем расчета числа Рейнольдса для условий локального течения.

Разделение происходит в потоке, который замедляется, с ростом давления, например, после прохождения наиболее толстой части обтекаемого тела или прохождения расширяющегося канала.

Течение против возрастающего давления известно как течение в неблагоприятном градиенте давления . Пограничный слой отделяется, когда он прошел достаточно далеко при неблагоприятном градиенте давления , что скорость пограничного слоя относительно поверхности остановилась и изменила направление. ^[2]^[3] Поток отрывается от поверхности и вместо этого принимает форму вихрей и вихрей . Жидкость оказывает постоянное давление на поверхность после отделения, а не постоянно увеличивающееся давление, если она все еще прикреплена. ^[4] В аэродинамике разделение потока приводит к уменьшению подъемной силы и увеличению сопротивления давления , вызванному перепадом давления между передней и задней поверхностями объекта. Это вызывает тряску конструкций самолета и поверхностей управления. Разделение внутренних каналов приводит к остановке и вибрации лопаток оборудования, а также к увеличению потерь (снижению эффективности) во впускных устройствах и компрессорах. Много усилий и исследований было потрачено на разработку аэродинамических и гидродинамических контуров поверхности и добавление функций, которые задерживают отрыв потока и удерживают поток как можно дольше. Примеры включают мех на теннисном мяче, ямочки на мяче для гольфа, турбулизаторы на планере, которые вызывают ранний переход к турбулентному потоку; вихревые генераторы на самолетах.

Неблагоприятный градиент давления

Обращение потока вызвано, прежде всего, неблагоприятным градиентом давления , налагаемым на пограничный слой внешним потенциальным потоком . Уравнение продольного импульса внутри пограничного слоя приближенно записывается как

u{\partial u \over \partial s}=-{1 \over \rho }{dp \over ds}+{\nu }{\partial ^{2}u \over \partial y^{2}}

где $s,y$ — продольные и нормальные координаты.Неблагоприятный градиент давления – это когда $dp/ds>0$ , что, как можно видеть, вызывает скорость $u$ уменьшаться вдоль $s$ и, возможно, перейти к нулю, если неблагоприятный градиент давления достаточно силен. ^[5]

Влияющие параметры

Склонность пограничного слоя к отделению в первую очередь зависит от распределения неблагоприятных или отрицательныхГрадиент краевой скорости $du_{o}/ds(s)<0$ вдоль поверхности, что, в свою очередь, напрямую связано с давлением и его градиентом дифференциальной формой соотношения Бернулли ,что совпадает с уравнением количества движения внешнего невязкого течения.

\rho u_{o}{du_{o} \over ds}=-{dp \over ds}

Но общие величины $du_{o}/ds$ требуемые для разделения значительно больше для турбулентного, чем для ламинарного течения, причем первый способен выдерживать почти на порядок более сильное торможение потока. Вторичное влияние оказывает число Рейнольдса . Для данного неблагоприятного $du_{o}/ds$ При распределении сопротивление отрыву турбулентного пограничного слоя незначительно увеличивается с увеличением числа Рейнольдса. Напротив, сопротивление отрыву ламинарного пограничного слоя не зависит от числа Рейнольдса — факт, несколько противоречащий здравому смыслу.

Внутреннее разделение

Схема отделения внутреннего пограничного слоя

Отрыв пограничного слоя может произойти при внутренних течениях. Это может быть результатом таких причин, как быстро расширяющийся канал трубы. Разделение происходит из-за неблагоприятного градиента давления, возникающего при расширении потока, что приводит к образованию расширенной области отрывного потока. Часть потока, разделяющая рециркуляционный поток и поток через центральную область канала, называется разделительной линией тока. ^[6] Точка, в которой разделяющая линия тока снова присоединяется к стене, называется точкой повторного присоединения. По мере продвижения потока вниз по течению он в конечном итоге достигает состояния равновесия и не имеет обратного течения.

Эффекты отрыва пограничного слоя

Когда пограничный слой отделяется, его остатки образуют слой сдвига. ^[7] а наличие отдельной области течения между слоем сдвига и поверхностью изменяет внешний потенциальный поток и поле давления. В случае аэродинамических профилей изменение поля давления приводит к увеличению сопротивления давления , а если оно достаточно серьезное, оно также приводит к срыву и потере подъемной силы, что нежелательно. Для внутренних потоков разделение потока приводит к увеличению потерь потока, а явления срывного типа, такие как помпаж компрессора , являются нежелательными явлениями. ^[8]

Другим эффектом разделения пограничного слоя являются регулярные сбрасывающие вихри, известные как вихревая улица Кармана . Вихри исходят от обрывистой выходной поверхности сооружения с частотой, зависящей от скорости потока. Возникновение вихрей создает переменную силу, которая может привести к вибрациям конструкции. Если частота осыпания совпадает с резонансной частотой конструкции, это может привести к разрушению конструкции. Эти вибрации могут возникать и отражаться на разных частотах в зависимости от их происхождения в соседних твердых или жидких телах и могут либо гасить, либо усиливать резонанс.

См. также

Сноски

^ Уайт (2010), «Механика жидкости», раздел 7.1 (7-е издание)
^ Андерсон, Джон Д. (2004), Введение в полет , раздел 4.20 (5-е издание)
^ LJ Clancy (1975) Аэродинамика , раздел 4.14
^ Основы аэродинамики, 5-е издание, Джон Д. Андерсон-младший, 2011 г., ISBN 978 0 07 339810 5 , рисунок 4.46.
^ Балмер, Дэвид (2003) Разделение пограничных слоев. Архивировано 17 июля 2020 года в Wayback Machine , из Школы инженерии и электроники Эдинбургского университета.
^ Уилкокс, Дэвид К. Основная механика жидкости. 3-е изд. Милл-Вэлли: DCW Industries, Inc., 2007. 664-668.
^ https://www.aps.org/units/dfd/resources/upload/prandtl_vol58no12p42_48.pdf , рис. 3.
^ Филдинг, Сюзанна. «Ламинарное разделение пограничного слоя». 27 октября 2005 г. Манчестерский университет. 12 марта 2008 г. < https://community.dur.ac.uk/suzanne.fielding/teaching/BLT/sec4c.pdf >.

Ссылки

Андерсон, Джон Д. (2004), Введение в полет , McGraw-Hill. ISBN 0-07-282569-3 .
LJ Clancy (1975), Аэродинамика , Pitman Publishing Limited, Лондон ISBN 0-273-01120-0 .

Внешние ссылки

[1] Уайт (2010), «Механика жидкости», раздел 7.1 (7-е издание)

[2] Андерсон, Джон Д. (2004), Введение в полет , раздел 4.20 (5-е издание)

[3] LJ Clancy (1975) Аэродинамика , раздел 4.14

[4] Основы аэродинамики, 5-е издание, Джон Д. Андерсон-младший, 2011 г., ISBN 978 0 07 339810 5 , рисунок 4.46.

[5] Балмер, Дэвид (2003) Разделение пограничных слоев. Архивировано 17 июля 2020 года в Wayback Machine , из Школы инженерии и электроники Эдинбургского университета.

[Wilcox,_David_C_2007-6] Уилкокс, Дэвид К. Основная механика жидкости. 3-е изд. Милл-Вэлли: DCW Industries, Inc., 2007. 664-668.

[7] ttps://www.aps.org/units/dfd/resources/upload/prandtl_vol58no12p42_48.pdf , рис. 3.

[8] Филдинг, Сюзанна. «Ламинарное разделение пограничного слоя». 27 октября 2005 г. Манчестерский университет. 12 марта 2008 г. < https://community.dur.ac.uk/suzanne.fielding/teaching/BLT/sec4c.pdf >.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]