Разделение потоков - Flow separation

Воздушный поток отделяется от крыла под большим углом атаки

Когда происходит относительное движение между жидкостью и твердой поверхностью, будь то снаружи вокруг тела или внутри в замкнутом проходе, существует пограничный слой с силами вязкости, присутствующими в слое жидкости, близком к поверхности. Пограничные слои могут быть ламинарными или турбулентными . Разумную оценку того, будет ли пограничный слой ламинарным или турбулентным, можно сделать путем расчета числа Рейнольдса для условий местного потока.

Отрыв потока или отрыв пограничного слоя - это отрыв пограничного слоя от поверхности в следе . Разделение происходит в потоке, который замедляется с увеличением давления, например, после прохождения наиболее толстой части обтекаемого тела или прохождения через расширяющийся канал.

Течение против возрастающего давления известно как движение с отрицательным градиентом давления . Пограничный слой отделяется, когда он прошел достаточно далеко в неблагоприятном градиенте давления , чтобы скорость пограничного слоя относительно поверхности остановилась и изменила направление. Поток отрывается от поверхности и принимает форму водоворотов и вихрей . После отделения жидкость оказывает постоянное давление на поверхность вместо постоянно увеличивающегося давления, если она еще присутствует. В аэродинамике разделение потока приводит к уменьшению подъемной силы и увеличению сопротивления давления , вызванному перепадом давления между передней и задней поверхностями объекта. Это вызывает удары по конструкциям и рулям самолета. Разделение внутренних каналов вызывает остановку и вибрацию лопастей оборудования, а также увеличение потерь (снижение эффективности) во впускных каналах и компрессорах. Много усилий и исследований было потрачено на разработку аэродинамических и гидродинамических контуров поверхности и дополнительных 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; генераторы вихрей на самолетах.

Неблагоприятный градиент давления

Графическое изображение профиля скорости в пограничном слое. Последний профиль представляет собой обратный поток, который показывает отрывной поток.

Обратное движение потока в первую очередь вызвано неблагоприятным градиентом давления, накладываемым на пограничный слой внешним потенциальным потоком . Уравнение продольного импульса внутри пограничного слоя приближенно записывается как

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

где - продольные и нормальные координаты. Неблагоприятный градиент давления - это когда , что затем можно увидеть, чтобы вызвать уменьшение скорости и, возможно, до нуля, если отрицательный градиент давления достаточно велик. ${\ displaystyle s, y}$ ${\ displaystyle dp / ds> 0}$ ${\ displaystyle u}$ ${\ displaystyle s}$

Влияющие параметры

Тенденция пограничного слоя к разделению в первую очередь зависит от распределения неблагоприятного или отрицательного градиента скорости края вдоль поверхности, которое, в свою очередь, напрямую связано с давлением и его градиентом дифференциальной формой соотношения Бернулли , которое является тем же самым. как уравнение количества движения для внешнего невязкого потока. ${\ displaystyle du_ {o} / ds (s) <0}$

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

Но общие величины, необходимые для разделения, намного больше для турбулентного потока, чем для ламинарного потока, первый из которых способен выдерживать почти на порядок более сильное замедление потока. Второстепенное влияние оказывает число Рейнольдса . Для данного неблагоприятного распределения сопротивление отрыву турбулентного пограничного слоя немного увеличивается с увеличением числа Рейнольдса. Напротив, сопротивление разделению ламинарного пограничного слоя не зависит от числа Рейнольдса - факт, который несколько противоречит здравому смыслу. ${\ displaystyle du_ {o} / ds}$ ${\ displaystyle du_ {o} / ds}$

Внутреннее разделение

Отрыв пограничного слоя может происходить для внутренних потоков. Это может быть вызвано такими причинами, как быстро расширяющийся канал трубы. Разделение происходит из-за неблагоприятного градиента давления, возникающего при расширении потока, вызывая расширенную область разделенного потока. Часть потока, которая разделяет рециркулирующий поток и поток через центральную область канала, называется разделительной линией тока. Точка, в которой разделительная линия тока снова присоединяется к стене, называется точкой присоединения. По мере того, как поток идет дальше вниз по потоку, он в конечном итоге достигает состояния равновесия и не имеет обратного потока.

Эффекты отрыва пограничного слоя

Когда пограничный слой отделяется, его остатки образуют сдвиговый слой, и наличие разделенной области потока между сдвиговым слоем и поверхностью изменяет внешний потенциальный поток и поле давления. В случае аэродинамических поверхностей изменение поля давления приводит к увеличению сопротивления давлению , и, если оно достаточно серьезное, также приведет к срыву и потере подъемной силы, что нежелательно. Для внутренних потоков разделение потоков приводит к увеличению потерь потока, а явления типа срыва, такие как помпаж компрессора , являются нежелательными явлениями.

Другой эффект разделения пограничного слоя - это регулярные излучающие вихри, известные как вихревая дорожка Кармана . Вихри исходят от обрывистой поверхности конструкции ниже по потоку с частотой, зависящей от скорости потока. Образование вихрей создает переменную силу, которая может привести к вибрации конструкции. Если частота отслаивания совпадает с резонансной частотой конструкции, это может привести к разрушению конструкции. Эти колебания 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.

Смотрите также

Сноски

использованная литература

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

Languages

In other projects