Sınır tabakası - Boundary layer

Bu makale için ek alıntılara ihtiyaç var doğrulama. Lütfen yardım et bu makaleyi geliştir tarafından güvenilir kaynaklara alıntılar eklemek. Kaynaksız materyale itiraz edilebilir ve kaldırılabilir. Kaynakları bulun: "Sınır tabakası"  – Haberler  · gazeteler  · kitabın  · akademisyen  · JSTOR (Mart 2020) (Bu şablon mesajını nasıl ve ne zaman kaldıracağınızı öğrenin)

İçinde fizik ve akışkanlar mekaniği, bir sınır tabakası katmanı sıvı yakın çevresinde sınırlayıcı yüzey viskozite etkilerinin önemli olduğu yerlerde.

İçinde Dünya atmosferi, atmosferik sınır tabakası etkilenen yere yakın hava tabakası mı günlük ısı yüzeye veya yüzeyden nem veya momentum transferi. Bir uçak kanat sınır tabakası, akışın kanala yakın olan kısmıdır. yapışkan kuvvetler çevreleyen viskoz olmayan akışı bozar.

Sınır tabakası türleri

Laminerden türbülanslı duruma geçişi gösteren sınır tabakası görselleştirme

Laminer sınır tabakaları, yapılarına ve yaratıldıkları koşullara göre gevşek bir şekilde sınıflandırılabilir. Salınan bir gövde üzerinde gelişen ince kayma tabakası, bir Stokes sınır tabakası iken Blasius sınır tabakası iyi bilinen anlamına gelir benzerlik yaklaşan tek yönlü bir akışta tutulan ekli bir düz plakanın yakınında çözüm ve Falkner-Skan sınır tabakası, Blasius profilinin bir genellemesi. Bir sıvı döndüğünde ve viskoz kuvvetler tarafından dengelendiğinde coriolis etkisi (konvektif atalet yerine), bir Ekman katmanı formlar. Isı transferi teorisinde termal bir sınır tabakası oluşur. Bir yüzey aynı anda birden fazla sınır katmanına sahip olabilir.

Hava akışının viskoz doğası, bir yüzeydeki yerel hızları azaltır ve cilt sürtünmesinden sorumludur. Kanat yüzeyinde viskozite nedeniyle yavaşlayan veya durdurulan hava tabakası sınır tabakasıdır. İki farklı tipte sınır tabakası akışı vardır: laminer ve türbülanslı.^[1]

Laminer sınır tabakası akışı

Laminer sınır çok düzgün bir akışken türbülanslı sınır tabakası girdaplar veya "girdaplar" içerir. Laminer akış, türbülanslı akıştan daha az yüzey sürtünme direnci yaratır, ancak daha az kararlıdır. Bir kanat yüzeyi üzerindeki sınır tabakası akışı, düzgün bir laminer akış olarak başlar. Akış ön kenardan geri devam ettikçe, laminer sınır tabakasının kalınlığı artar.

Türbülanslı sınır tabakası akışı

Ön kenardan biraz geride, düzgün laminer akış bozulur ve türbülanslı bir akışa geçiş yapar. Sürtünme açısından bakıldığında, kanatta mümkün olduğunca arka tarafta laminerden türbülanslı akışa geçiş yapılması veya sınır tabakasının laminer kısmında büyük miktarda kanat yüzeyine sahip olunması tavsiye edilir. Bununla birlikte, düşük enerjili laminer akış, türbülanslı tabakadan daha aniden parçalanma eğilimindedir.

Aerodinamik

Ludwig Prandtl

Laminer sınır tabakası hız profili

aerodinamik sınır tabakası ilk olarak şu şekilde tanımlandı: Ludwig Prandtl 12 Ağustos 1904'te üçüncü olarak sunulan bir bildiride Uluslararası Matematikçiler Kongresi içinde Heidelberg, Almanya. Akış alanını iki alana bölerek akışkan akış denklemlerini basitleştirir: biri sınır tabakasının içinde, viskozite ve çoğunluğunu yaratmak sürüklemek sınır organı tarafından deneyimlenen; ve viskozitenin çözelti üzerinde önemli etkiler olmaksızın ihmal edilebildiği sınır tabakasının dışında bir tane. Bu, kapalı form çözümü her iki alandaki akış için, tam akış için önemli bir basitleştirme Navier-Stokes denklemleri. Çoğunluğu ısı transferi Bir gövdeye ve bir gövdeden aynı zamanda sınır tabakası içinde yer alır ve yine denklemlerin sınır tabakasının dışındaki akış alanında basitleştirilmesine izin verir. Yüzeye dik yöndeki sınır tabakası boyunca basınç dağılımı (örn. kanat ) sınır tabakası boyunca sabit kalır ve yüzeyin kendisiyle aynıdır.

kalınlık Hız sınır tabakasının% 100'ü, normalde katı cisimden viskoz akış hızının serbest akış hızının (viskoz olmayan bir akışın yüzey hızı)% 99'u olduğu noktaya olan mesafe olarak tanımlanır.^{[kaynak belirtilmeli ]} Deplasman kalınlığı sınır tabakasının duvarda kaymalı viskoz olmayan akışa kıyasla kütle akışında bir açığı temsil ettiğini belirten alternatif bir tanımdır. Viskoz durumla aynı toplam kütle akışını vermek için viskoz olmayan durumda duvarın yer değiştirmesi gereken mesafedir. kaymaz durum katı bir nesnenin yüzeyindeki akış hızının sıfır olmasını ve sıvı sıcaklığının yüzey sıcaklığına eşit olmasını gerektirir. Akış hızı daha sonra aşağıdaki sınır tabakası denklemleri tarafından yönetilen sınır tabakası içinde hızla artacaktır.

termal sınır tabakası kalınlığı benzer şekilde, sıcaklığın serbest akış sıcaklığının% 99'u olduğu vücuttan mesafedir. İki kalınlığın oranı, Prandtl numarası. Prandtl sayısı 1 ise, iki sınır tabakası aynı kalınlıktadır. Prandtl sayısı 1'den büyükse, termal sınır tabakası hız sınır tabakasından daha incedir. Standart koşullarda hava için olduğu gibi Prandtl sayısı 1'den küçükse, termal sınır tabakası hız sınır tabakasından daha kalındır.

Gibi yüksek performanslı tasarımlarda planör ve ticari hava taşıtlarında sürüklemeyi en aza indirmek için sınır katmanının davranışını kontrol etmeye çok dikkat edilir. İki etkinin dikkate alınması gerekir. İlk olarak, sınır tabakası, vücudun etkili kalınlığına katkıda bulunur. deplasman kalınlığı, dolayısıyla basınç direncini arttırır. İkincisi, makaslama kanat yüzeyindeki kuvvetler yaratır yüzey sürtünmesi sürüklemesi.

Yüksekte Reynolds sayıları, tam boyutlu uçaklar için tipik olarak, bir laminer sınır tabakası. Bu, laminer akışın karakteristik hız profiline bağlı olarak daha düşük bir yüzey sürtünmesi ile sonuçlanır. Ancak, akış vücut boyunca geliştikçe sınır tabakası kaçınılmaz olarak kalınlaşır ve daha az kararlı hale gelir ve sonunda çalkantılı olarak bilinen süreç sınır tabakası geçişi. Bu problemle başa çıkmanın bir yolu, sınır katmanını bir gözenekli yüzey (bkz. Sınır tabakası emme ). Bu, sürtünmeyi azaltabilir, ancak mekanik karmaşıklığı ve havayı hareket ettirmek ve atmak için gereken güç nedeniyle genellikle pratik değildir. Doğal laminer akış (NLF) teknikleri, kanat profilini yeniden şekillendirerek sınır tabakası geçişini geriye doğru iter veya gövde böylece en kalın noktası daha kıçta ve daha az kalın olur. Bu, ön kısımdaki hızları azaltır ve aynı Reynolds sayısına daha büyük bir uzunlukla ulaşılır.

Daha düşük Reynolds sayıları model uçakta görülenler gibi, laminer akışın sürdürülmesi nispeten kolaydır. Bu, arzu edilen düşük cilt sürtünmesi sağlar. Bununla birlikte, laminer sınır tabakasına düşük yüzey sürtünmesini veren aynı hız profili, aynı zamanda, ters basınç gradyanları. Basınç, kanat kirişinin arka kısmı üzerinde toparlanmaya başladığında, laminer bir sınır tabakası yüzeyden ayrılma eğiliminde olacaktır. Böyle akış ayrımı büyük bir artışa neden olur basınç sürüklemesi, çünkü kanat bölümünün efektif boyutunu büyük ölçüde arttırır. Bu durumlarda, sınır tabakasını, laminer ayırmanın konumundan önceki bir noktada, bir kullanarak kasıtlı olarak türbülansa açmak avantajlı olabilir. türbülatör. Türbülanslı sınır tabakasının daha tam hız profili, ters basınç gradyanını ayrılmadan sürdürmesine izin verir. Böylelikle cilt sürtünmesi artmasına rağmen genel direnç azalır. Golf toplarında çukurlaşmanın arkasındaki ilke budur. girdap üreteçleri uçakta. Basınç geri kazanımını düzenleyen özel kanat bölümleri de tasarlanmıştır, böylece laminer ayrım azaltılır veya hatta ortadan kaldırılır. Bu, akış ayrılmasından kaynaklanan basınç direnci ile indüklenen türbülanstan kaynaklanan yüzey sürtünmesi arasında optimum bir uzlaşmayı temsil eder.

Rüzgar tünellerinde yarım modeller kullanırken, Peniche bazen sınır tabakasının etkisini azaltmak veya ortadan kaldırmak için kullanılır.

Sınır tabakası denklemleri

Kesinti sınır tabakası denklemleri akışkanlar dinamiğindeki en önemli gelişmelerden biriydi. Bir büyüklük sırası analizi tanınmış yönetim Navier-Stokes denklemleri nın-nin yapışkan sıvı sınır tabakası içinde akış büyük ölçüde basitleştirilebilir. Özellikle, karakteristik of kısmi diferansiyel denklemler (PDE) tam Navier-Stokes denklemlerinin eliptik formu yerine parabolik hale gelir. Bu, denklemlerin çözümünü büyük ölçüde basitleştirir. Sınır tabakası yaklaşımı yapılarak akış, viskoz olmayan bir bölüme (bir dizi yöntemle çözülmesi kolay) ve çözülmesi daha kolay olan sınır tabakasına bölünür. PDE. İki boyutlu bir sabit için süreklilik ve Navier-Stokes denklemleri sıkıştırılamaz akış içinde Kartezyen koordinatları tarafından verilir

${ displaystyle { kısmi u üzeri kısmi x} + { kısmi upsilon üzeri kısmi y} = 0}$

${ displaystyle u { kısmi u fazla kısmi x} + upsilon { kısmi u fazla kısmi y} = - {1 fazla rho} { kısmi p üzerinde kısmi x} + { nu } left ({ kısmi ^ {2} u over kısmi x ^ {2}} + { kısmi ^ {2} u kısmi kısmi y ^ {2}} sağ)}$

${ displaystyle u { kısmi upsilon over kısmi x} + upsilon { kısmi upsilon over kısmi y} = - {1 over rho} { kısmi p over kısmi y} + { nu} left ({ kısmi ^ {2} upsilon over kısmi x ^ {2}} + { kısmi ^ {2} upsilon over kısmi y ^ {2}} sağ)}$

nerede ${ displaystyle u}$ ve ${ displaystyle upsilon}$ hız bileşenleridir, ${ displaystyle rho}$ yoğunluk, ${ displaystyle p}$ baskı ve ${ displaystyle nu}$ ... kinematik viskozite bir noktada sıvının.

Yaklaşım, yeterince yüksek bir Reynolds sayısı bir yüzey üzerindeki akış, viskoziteden (akışın çoğunluğu) etkilenmeyen viskoz olmayan akışın bir dış bölgesine ve viskozitenin önemli olduğu yüzeye yakın bir bölgeye (sınır tabakası) bölünebilir. İzin Vermek ${ displaystyle u}$ ve ${ displaystyle upsilon}$ sınır tabakası içinde sırasıyla akış yönünde ve enine (duvar normal) hızları olmalıdır. Kullanma ölçek analizi, yukarıdaki hareket denklemlerinin sınır tabakası içinde azaldığı gösterilebilir.

${ displaystyle u { kısmi u fazla kısmi x} + upsilon { kısmi u fazla kısmi y} = - {1 fazla rho} { kısmi p üzerinde kısmi x} + { nu } { kısmi ^ {2} u over kısmi y ^ {2}}}$

${ displaystyle {1 over rho} { kısmi p over kısmi y} = 0}$

ve sıvı sıkıştırılamazsa (sıvılar standart koşullar altında olduğundan):

${ displaystyle { kısmi u fazla kısmi x} + { kısmi upsilon over kısmi y} = 0}$

Büyüklük analizi sırası, akış yönündeki uzunluk ölçeğinin sınır tabakası içindeki enine uzunluk ölçeğinden önemli ölçüde daha büyük olduğunu varsayar. Akıntı yönündeki özelliklerdeki varyasyonların genellikle duvar normal yönündekilerden çok daha düşük olduğu sonucu çıkar. Bunu süreklilik denklemine uygulamak şunu gösterir: ${ displaystyle upsilon}$duvar normal hızı ile karşılaştırıldığında küçüktür ${ displaystyle u}$ akım yönündeki hız.

Statik basınçtan beri ${ displaystyle p}$ bağımsızdır ${ displaystyle y}$bu durumda sınır tabakasının kenarındaki basınç, belirli bir akış yönündeki pozisyonda sınır tabakası boyunca basınçtır. Dış basınç, bir uygulama yoluyla elde edilebilir Bernoulli denklemi. İzin Vermek ${ displaystyle U}$ sınır tabakasının dışındaki sıvı hızı, burada ${ displaystyle u}$ ve ${ displaystyle U}$ ikisi de paraleldir. Bu ikame üzerine verir ${ displaystyle p}$ aşağıdaki sonuç

${ displaystyle u { kısmi u fazla kısmi x} + upsilon { kısmi u fazla kısmi y} = U { frac {dU} {dx}} + { nu} { kısmi ^ {2 } u kısmi y ^ {2}}}$

Statik basıncın olduğu bir akış için ${ displaystyle p}$ ayrıca akış yönünde değişmez

${ displaystyle { frac {dp} {dx}} = 0}$

yani ${ displaystyle U}$ sabit kalır.

Bu nedenle, hareket denklemi olmayı basitleştirir

${ displaystyle u { kısmi u fazla kısmi x} + upsilon { kısmi u fazla kısmi y} = { nu} { kısmi ^ {2} u fazla kısmi y ^ {2}} }$

Bu yaklaşımlar, bilimsel ve mühendislik açısından çeşitli pratik akış problemlerinde kullanılmaktadır. Yukarıdaki analiz herhangi bir anlık laminer veya çalkantılı sınır tabakasıdır, ancak esas olarak laminer akış çalışmalarında kullanılmaktadır. anlamına gelmek akış aynı zamanda anlık akıştır çünkü mevcut hız dalgalanmaları yoktur. Bu basitleştirilmiş denklem, parabolik bir PDE'dir ve genellikle olarak adlandırılan bir benzerlik çözümü kullanılarak çözülebilir. Blasius sınır tabakası.

Prandtl transpozisyon teoremi

Prandtl^[2] herhangi bir çözümden gözlemledim ${ displaystyle u (x, y, t), v (x, y, t)}$ sınır tabakası denklemlerini sağlayan daha fazla çözüm ${ displaystyle u ^ {*} (x, y, t), v ^ {*} (x, y, t)}$sınır tabakası denklemlerini de tatmin eden, yazı ile inşa edilebilir

${ displaystyle u ^ {*} (x, y, t) = u (x, y + f (x), t), quad v ^ {*} (x, y, t) = v (x, y + f (x), t) -f '(x) u (x, y + f (x), t)}$

nerede ${ displaystyle f (x)}$ keyfi. Çözüm matematiksel açıdan benzersiz olmadığı için,^[3] Çözüme, sonsuz özfonksiyonlar kümesinden herhangi biri eklenebilir. Stewartson^[4] ve Paul A. Libby.^[5][6]

Von Kármán momentum integrali

von Kármán^[7] 1921'de sınır tabakası denklemini sınır tabakası boyunca entegre ederek integral denklemi türetmiştir. Denklem

${ displaystyle { frac { tau _ {w}} { rho U ^ {2}}} = { frac {1} {U ^ {2}}} { frac { kısmi} { kısmi t }} (U delta _ {1}) + { frac { parsiyel delta _ {2}} { kısmi x}} + { frac {2 delta _ {2} + delta _ {1} } {U}} { frac { kısmi U} { kısmi x}} + { frac {v_ {w}} {U}}}$

nerede

${ displaystyle tau _ {w} = mu sol ({ frac { kısmi u} { kısmi y}} sağ) _ {y = 0}, quad v_ {w} = v (x, 0, t), quad delta _ {1} = int _ {0} ^ { infty} left (1 - { frac {u} {U}} right) , dy, quad delta _ {2} = int _ {0} ^ { infty} { frac {u} {U}} left (1 - { frac {u} {U}} right) , dy}$

${ displaystyle tau _ {w}}$ duvar kayma gerilmesi, ${ displaystyle v_ {w}}$ duvardaki emme / enjeksiyon hızı, ${ displaystyle delta _ {1}}$ deplasman kalınlığı ve ${ displaystyle delta _ {2}}$ momentum kalınlığıdır. Kármán – Pohlhausen Yaklaşımı bu denklemden türetilmiştir.

Enerji integrali

Enerji integrali şu şekilde türetilmiştir: Wieghardt.^[8][9]

${ displaystyle { frac {2 varepsilon} { rho U ^ {3}}} = { frac {1} {U}} { frac { kısmi} { kısmi t}} ( delta _ { 1} + delta _ {2}) + { frac {2 delta _ {2}} {U ^ {2}}} { frac { parsiyel U} { kısmi t}} + { frac { 1} {U ^ {3}}} { frac { partic} { partly x}} (U ^ {3} delta _ {3}) + { frac {v_ {w}} {U}} }$

nerede

${ displaystyle varepsilon = int _ {0} ^ { infty} mu sol ({ frac { kısmi u} { kısmi y}} sağ) ^ {2} dy, quad delta _ {3} = int _ {0} ^ { infty} { frac {u} {U}} left (1 - { frac {u ^ {2}} {U ^ {2}}} right ) , dy}$

${ displaystyle varepsilon}$ sınır tabakası boyunca viskoziteden kaynaklanan enerji yayılma hızı ve ${ displaystyle delta _ {3}}$ enerji kalınlığıdır.^[10]

Von Mises dönüşümü

Sabit iki boyutlu sınır tabakaları için, von Mises^[11] bir dönüşüm başlattı ${ displaystyle x}$ ve ${ displaystyle psi}$(akış işlevi ) yerine bağımsız değişkenler olarak ${ displaystyle x}$ ve ${ displaystyle y}$ ve bağımlı bir değişken kullanır ${ displaystyle chi = U ^ {2} -u ^ {2}}$ onun yerine ${ displaystyle u}$. Sınır tabakası denklemi daha sonra

${ displaystyle { frac { kısmi chi} { kısmi x}} = nu { sqrt {U ^ {2} - chi}} , { frac { kısmi ^ {2} chi} { kısmi psi ^ {2}}}}$

Orijinal değişkenler,

${ displaystyle y = int { sqrt {U ^ {2} - chi}} , d psi, quad u = { sqrt {U ^ {2} - chi}}, quad v = u int { frac { kısmi} { kısmi x}} left ({ frac {1} {u}} sağ) , d psi.}$

Bu dönüşüm daha sonra sıkıştırılabilir sınır katmanına genişletilir. von Kármán ve HS Tsien.^[12]

Crocco'nun dönüşümü

Sabit iki boyutlu sıkıştırılabilir sınır tabakası için, Luigi Crocco^[13] bir dönüşüm başlattı ${ displaystyle x}$ ve ${ displaystyle u}$ yerine bağımsız değişkenler olarak ${ displaystyle x}$ ve ${ displaystyle y}$ ve bağımlı bir değişken kullanır ${ displaystyle tau = mu kısmi u / kısmi y}$(kayma gerilmesi) yerine ${ displaystyle u}$. Sınır tabakası denklemi daha sonra olur

${ displaystyle { başlar {hizalı} & mu rho u { frac { kısmi} { kısmi x}} sol ({ frac {1} { tau}} sağ) + { frac { kısmi ^ {2} tau} { kısmi u ^ {2}}} - mu { frac {dp} {dx}} { frac { kısmi} { kısmi u}} sol ({ frac {1} { tau}} right) = 0, [5pt] & { text {if}} { frac {dp} {dx}} = 0, { text {sonra}} { frac { mu rho} { tau ^ {2}}} { frac { partici tau} { partial x}} = { frac {1} {u}} { frac { partly ^ { 2} tau} { kısmi u ^ {2}}}. Uç {hizalı}}}$

Orijinal koordinat,

${ displaystyle y = mu int { frac {du} { tau}}.}$

Türbülanslı sınır tabakaları

Türbülanslı sınır katmanlarının işlenmesi, akış özelliklerinin zamana bağlı değişmesi nedeniyle çok daha zordur. Türbülanslı akışların ele alındığı en yaygın kullanılan tekniklerden biri uygulamaktır Reynolds ayrışma. Burada anlık akış özellikleri, ortalama ve dalgalanan bir bileşene ayrıştırılır. Bu tekniğin sınır tabakası denklemlerine uygulanması, literatürde sıklıkla verilmeyen tam türbülanslı sınır tabakası denklemlerini verir:

${ displaystyle { kısmi { üst üste {u}} üzerinden kısmi x} + { kısmi { üst çizgi {v}} kısmi kısmi y} = 0}$

${ displaystyle { overline {u}} { partial { overline {u}} over kısmi x} + { overline {v}} { kısmi { overline {u}} over kısmi y} = - {1 over rho} { kısmi { overline {p}} over kısmi x} + nu left ({ kısmi ^ {2} { overline {u}} over kısmi x ^ {2}} + { kısmi ^ {2} { overline {u}} over partly y ^ {2}} right) - { frac { kısmi} { kısmi y}} ({ üst üste {u'v '}}) - { frac { partial} { partly x}} ({ overline {u' ^ {2}}})}$

${ displaystyle { overline {u}} { partial { overline {v}} over kısmi x} + { overline {v}} { partial { overline {v}} over kısmi y} = - {1 over rho} { kısmi { overline {p}} over kısmi y} + nu left ({ kısmi ^ {2} { overline {v}} over kısmi x ^ {2}} + { kısmi ^ {2} { overline {v}} over kısmi y ^ {2}} right) - { frac { kısmi} { kısmi x}} ({ üst çizgi {u'v '}}) - { frac { kısmi} { kısmi y}} ({ overline {v' ^ {2}}})}$

Benzer bir büyüklük sırası analizi kullanılarak, yukarıdaki denklemler öncü dereceden terimlere indirgenebilir. Uzunluk ölçeklerini seçerek ${ displaystyle delta}$ enine yöndeki değişiklikler için ve ${ displaystyle L}$ akış yönündeki değişiklikler için ${ displaystyle delta << L}$, x-momentum denklemi şunları basitleştirir:

${ displaystyle { overline {u}} { partial { overline {u}} over kısmi x} + { overline {v}} { partial { overline {u}} over kısmi y} = - {1 over rho} { kısmi { overline {p}} over kısmi x} - { frac { kısmi} { kısmi y}} ({ overline {u'v '}} ).}$

Bu denklem, kaymaz durum duvarda. Prandtl'ın sınır tabakası denklemleri için yaptığı gibi, viskoz terimin momentum denkleminde önde gelen sıra haline gelmesine izin vermek için yeni, daha küçük bir uzunluk ölçeği kullanılmalıdır. Seçerek ${ displaystyle eta << delta}$ olarak yÖlçek, bu "iç sınır tabakası" için önde gelen momentum denklemi şu şekilde verilir:

${ displaystyle 0 = - {1 over rho} { partial { overline {p}} over kısmi x} + { nu} { kısmi ^ {2} { overline {u}} over kısmi y ^ {2}} - { frac { kısmi} { kısmi y}} ({ overline {u'v '}}).}$

Sonsuz Reynolds sayısı sınırında, basınç gradyanı teriminin türbülanslı sınır tabakasının iç bölgesi üzerinde hiçbir etkisinin olmadığı gösterilebilir. Yeni "iç uzunluk ölçeği" ${ displaystyle eta}$ viskoz bir uzunluk ölçeğidir ve sıralıdır ${ displaystyle { frac { nu} {u _ {*}}}}$, ile ${ displaystyle u _ {*}}$ türbülanslı dalgalanmaların hız ölçeği olarak, bu durumda a sürtünme hızı.

Laminer sınır tabakası denklemlerinden farklı olarak, farklı akış ölçeği setleri (yani iç ve dış ölçekleme) tarafından yönetilen iki rejimin varlığı, türbülanslı sınır tabakası için evrensel bir benzerlik çözümü bulmayı zor ve tartışmalı hale getirmiştir. Akışın her iki bölgesini de kapsayan bir benzerlik çözümü bulmak için, akışın her iki bölgesindeki çözümleri asimptotik olarak eşleştirmek gerekir. Bu tür bir analiz, sözde günlük kanunu veya Güç yasası.

Ek terim ${ displaystyle { overline {u'v '}}}$ türbülanslı sınır tabakası denklemlerinde Reynolds kayma gerilmesi olarak bilinir ve bilinmemektedir. Önsel. Türbülanslı sınır tabakası denklemlerinin çözümü, bu nedenle, bir türbülans modeli Reynolds kayma gerilimini bilinen akış değişkenleri veya türevleri cinsinden ifade etmeyi amaçlamaktadır. Bu tür modellerin doğruluk ve genellik eksikliği, modern akışkan dinamiklerinde türbülanslı akış özelliklerinin başarılı bir şekilde tahmin edilmesinde büyük bir engeldir.

Yakın duvar bölgesinde sabit bir gerilim tabakası mevcuttur. Duvara yakın düşey hız dalgalanmalarının sönümlenmesi nedeniyle Reynolds gerilme terimi önemsiz hale gelecektir ve doğrusal bir hız profilinin var olduğunu bulduk. Bu sadece çok doğru yakın duvar bölgesi.

Isı ve kütle transferi

1928'de Fransız mühendis André Lévêque akan bir sıvıdaki konvektif ısı transferinin sadece yüzeye çok yakın hız değerlerinden etkilendiği gözlemlenmiştir.^[14][15] Büyük Prandtl sayısına sahip akışlar için, yüzeyden serbest akış sıcaklığına sıcaklık / kütle geçişi yüzeye yakın çok ince bir bölgede gerçekleşir. Bu nedenle, en önemli sıvı hızları, hızdaki değişimin yüzeyden normal uzaklıkla doğrusal olarak kabul edilebileceği bu çok ince bölgenin içindekilerdir. Bu şekilde

${ displaystyle u (y) = U sol [1 - { frac {(yh) ^ {2}} {h ^ {2}}} sağ] = U { frac {y} {h}} sol [2 - { frac {y} {h}} sağ] ;,}$

ne zaman ${ displaystyle y rightarrow 0}$, sonra

${ displaystyle u (y) yaklaşık 2U { frac {y} {h}} = theta y,}$

nerede θ Duvarla kesişen Poiseuille parabolünün tanjantıdır. Lévêque'in çözümü, bir Poiseuille akışına ısı transferine özgü olsa da, onun kavrayışı diğer bilim insanlarının termal sınır tabakası sorununun kesin çözümüne yol açmasına yardımcı oldu.^[16] Schuh, bir sınır katmanında, sen yine doğrusal bir fonksiyondur y, ancak bu durumda, duvar tanjantı bir fonksiyondur x.^[17] Bunu Lévêque'in profilinin değiştirilmiş bir versiyonuyla ifade etti,

${ displaystyle u (y) = theta (x) y.}$

Bu, düşük için bile çok iyi bir yaklaşımla sonuçlanır ${ displaystyle Pr}$ sayılar, böylece yalnızca sıvı metaller ${ displaystyle Pr}$ 1'den çok daha azı bu şekilde tedavi edilemez.^[16]1962'de Kestin ve Persen, termal sınır tabakası tamamen momentum tabakası içinde bulunduğunda ve çeşitli duvar sıcaklığı dağılımları için ısı transferi için çözümleri açıklayan bir makale yayınladılar.^[18] Sıcaklık sıçraması olan düz bir plaka sorunu için ${ displaystyle x = x_ {0}}$parabolik termal sınır tabakası denklemini sıradan bir diferansiyel denkleme indirgeyen bir ikame önermektedirler. Bu denklemin çözümü, sıvının herhangi bir noktasındaki sıcaklık, eksik olarak ifade edilebilir. gama işlevi.^[15] Schlichting termal sınır tabakası denklemini, çözümü aynı tamamlanmamış gama fonksiyonu olan sıradan bir diferansiyel denkleme indirgeyen eşdeğer bir ikame önerdi.^[19]

Sınır tabakası analizinden konvektif transfer sabitleri

Paul Richard Heinrich Blasius yukarıdakilere tam bir çözüm türetmiştir laminer sınır tabakası denklemler.^[20] kalınlık sınır tabakasının ${ displaystyle delta}$ bir fonksiyonudur Reynolds sayısı laminer akış için.

${ displaystyle delta yaklaşık 5,0 {x { sqrt {Re}}}}$

${ displaystyle delta}$ = sınır tabakasının kalınlığı: hızın uzak alan hızının% 99'undan daha az olduğu akış bölgesi ${ displaystyle v _ { infty}}$; ${ displaystyle x}$ yarı sonsuz plaka boyunca konumlandırılır ve ${ displaystyle Re}$ Reynolds Numarasıdır ${ displaystyle rho v _ { infty} x / mu}$ (${ displaystyle rho =}$ yoğunluk ve ${ displaystyle mu =}$ dinamik viskozite).

Blasius çözümü, boyutsuz bir biçimde sınır koşullarını kullanır:

${ displaystyle {v_ {x} -v_ {S} over v _ { infty} -v_ {S}} = {v_ {x} over v _ { infty}} = {v_ {y} over v_ { infty}} = 0}$     -de     ${ displaystyle y = 0}$

${ displaystyle {v_ {x} -v_ {S} over v _ { infty} -v_ {S}} = {v_ {x} over v _ { infty}} = 1}$     -de     ${ displaystyle y = infty}$ ve ${ displaystyle x = 0}$

Hız Sınır Katmanı (Üst, turuncu) ve Sıcaklık Sınır Katmanı (Alt, yeşil) Momentum / Enerji Dengelerindeki benzerlik ve sınır koşulları nedeniyle işlevsel bir formu paylaşır.

Çoğu durumda, kaymaz sınır koşulunun, ${ displaystyle v_ {S}}$Plakanın yüzeyindeki sıvı hızı, plakanın tüm konumlardaki hızına eşittir. Plaka hareket etmiyorsa, o zaman ${ displaystyle v_ {S} = 0}$. Sıvı kaçmasına izin verilirse, çok daha karmaşık bir türetme gereklidir.^[21]

Aslında, yarı sonsuz bir plakanın üzerindeki sınır katmanındaki laminer hız profili için Blasius çözümü, sırasıyla ısı ve kütle transferi için Termal ve Konsantrasyon sınır katmanlarını tanımlamak üzere kolayca genişletilebilir. Diferansiyel x-momentum dengesi (hareket denklemi) yerine, bu benzer şekilde türetilmiş Enerji ve Kütle dengesi kullanır:

Enerji:         ${ displaystyle v_ {x} { kısmi T üzeri kısmi x} + v_ {y} { kısmi T üzeri kısmi y} = {k üzeri rho C_ {p}} { kısmi ^ {2 } T over kısmi y ^ {2}}}$

Kitle:           ${ displaystyle v_ {x} { kısmi c_ {A} üzerinden kısmi x} + v_ {y} { kısmi c_ {A} kısmi kısmi y} = D_ {AB} { kısmi ^ {2} c_ {A} üzerinden kısmi y ^ {2}}}$

Momentum dengesi için kinematik viskozite ${ displaystyle nu}$ olarak düşünülebilir momentum yayınımı. Enerji dengesinde bu, termal yayılma ile değiştirilir ${ displaystyle alpha = {k / rho C_ {P}}}$ve kütle yayınımı ile ${ displaystyle D_ {AB}}$ kütle dengesinde. Bir maddenin ısıl yayılmasında, ${ displaystyle k}$ termal iletkenliği, ${ displaystyle rho}$ yoğunluğu ve ${ displaystyle C_ {P}}$ ısı kapasitesidir. AB alt simge türü B türüne yayılan A türünün yayılımını gösterir.

Varsayımı altında ${ displaystyle alpha = D_ {AB} = nu}$bu denklemler momentum dengesine eşdeğer hale gelir. Böylece, Prandtl numarası için ${ displaystyle Pr = nu / alpha = 1}$ ve Schmidt numarası ${ displaystyle Sc = nu / D_ {AB} = 1}$ Blasius çözümü doğrudan geçerlidir.

Buna göre, bu türetme, sınır koşullarının ilgili bir biçimini kullanır. ${ displaystyle v}$ ile ${ displaystyle T}$ veya ${ displaystyle c_ {A}}$ (A türünün mutlak sıcaklığı veya konsantrasyonu). Alt simge S, bir yüzey koşulunu belirtir.

${ displaystyle {v_ {x} -v_ {S} over v _ { infty} -v_ {S}} = {T-T_ {S} over T _ { infty} -T_ {S}} = {c_ {A} -c_ {AS} over c_ {A infty} -c_ {AS}} = 0}$     -de     ${ displaystyle y = 0}$

${ displaystyle {v_ {x} -v_ {S} over v _ { infty} -v_ {S}} = {T-T_ {S} over T _ { infty} -T_ {S}} = {c_ {A} -c_ {AS} over c_ {A infty} -c_ {AS}} = 1}$     -de     ${ displaystyle y = infty}$ ve ${ displaystyle x = 0}$

Kullanmak aerodinamik işlevi Blasius, plakanın yüzeyindeki kayma gerilimi için aşağıdaki çözümü elde etti.

${ displaystyle tau _ {0} = sol ({ kısmi v_ {x} üzerinden kısmi y} sağ) _ {y = 0} = 0.332 {v _ { infty} x} Re ^ { 1/2}}$

Ve sınır koşulları aracılığıyla, biliniyor ki

${ displaystyle {v_ {x} -v_ {S} over v _ { infty} -v_ {S}} = {T-T_ {S} over T _ { infty} -T_ {S}} = {c_ {A} -c_ {AS} over c_ {A infty} -c_ {AS}}}$

Plakanın yüzeyinden ısı / kütle akışı için aşağıdaki ilişkiler verilmiştir.

${ displaystyle sol ({ kısmi T üzeri kısmi y} sağ) _ {y = 0} = 0,332 {T _ { infty} -T_ {S} x} Re ^ {1/2}}$

${ displaystyle sol ({ kısmi c_ {A} üzeri kısmi y} sağ) _ {y = 0} = 0,332 {c_ {A infty} -c_ {AS} x} Re ^ {1 üzerinden / 2}}$

İçin böylece ${ displaystyle Pr = Sc = 1}$

${ displaystyle delta = delta _ {T} = delta _ {c} = {5.0x üzeri { sqrt {Re}}}}$

nerede ${ displaystyle delta _ {T}, delta _ {c}}$ akış bölgeleri nerede ${ displaystyle T}$ ve ${ displaystyle c_ {A}}$ uzak alan değerlerinin% 99'undan daha azdır.^[22]

Belirli bir sıvının Prandtl sayısı çoğu kez birlik olmadığından, Alman mühendis E. Ludwig Prandtl bu denklemleri ampirik olarak genişletmeye çalıştı. ${ displaystyle Pr neq 1}$. Sonuçları şunlara uygulanabilir ${ displaystyle Sc}$ yanı sıra.^[23] 0.6'dan büyük Prandtl sayısı için, termal sınır tabakası kalınlığı yaklaşık olarak verildi:

Çeşitli Prandtl Numaraları için Termal sınır katmanındaki Hız sınır katmanına (kırmızı) göre göreli kalınlığı gösteren çizim. İçin ${ displaystyle Pr = 1}$iki eşittir.

${ displaystyle { delta over delta _ {T}} = Pr ^ {1/3}}$          ve bu nedenle          ${ displaystyle { delta over delta _ {c}} = Sc ^ {1/3}}$

Bu çözümden, sınır tabakası akışı bölgesine bağlı olarak konvektif ısı / kütle transferi sabitlerini karakterize etmek mümkündür. Fourier'nin iletim yasası ve Newton'un Soğutma Yasası yukarıda türetilen akı terimi ve sınır tabakası kalınlığı ile birleştirilir.

${ displaystyle {q A üzerinde} = - k sol ({ kısmi T üzeri kısmi y} sağ) _ {y = 0} = h_ {x} (T_ {S} -T _ { infty} )}$

${ displaystyle h_ {x} = 0.332 {k over x} Re_ {x} ^ {1/2} Pr ^ {1/3}}$

Bu yerel konvektif sabiti verir ${ displaystyle h_ {x}}$ yarı sonsuz düzlemde bir noktada. Plakanın uzunluğu boyunca entegrasyon, bir ortalama verir

${ displaystyle h_ {L} = 0.664 {k x üzerinden} Re_ {L} ^ {1/2} Pr ^ {1/3}}$

Kütle transfer terimleri ile türetmenin ardından (${ displaystyle k}$ = konvektif kütle transfer sabiti, ${ displaystyle D_ {AB}}$ = A türünün B türüne yayılması, ${ displaystyle Sc = nu / D_ {AB}}$ ), aşağıdaki çözümler elde edilir:

${ displaystyle k '_ {x} = 0.332 {D_ {AB} x} Re_ {x} ^ {1/2} Sc ^ {1/3}} üzerinden$

${ displaystyle k '_ {L} = 0.664 {D_ {AB} x} Re_ {L} ^ {1/2} Sc ^ {1/3}} üzerinden$

Bu çözümler, 0,6'dan büyük bir Prandtl / Schmidt sayısına sahip laminer akış için geçerlidir.^[22]

Gemi mimarisi

Bu bölüm genişlemeye ihtiyacı var. Yardımcı olabilirsiniz ona eklemek. (Nisan 2009)

Uçaklar için geçerli olan ilkelerin çoğu aynı zamanda gemiler, denizaltılar ve açık deniz platformları için de geçerlidir.

Gemiler için, uçaklardan farklı olarak, su yoğunluğundaki değişimin ihmal edilebilir olduğu sıkıştırılamaz akışlarla ilgilenilir (1000 kPa'ya yakın bir basınç artışı, yalnızca 2-3 kg / m'lik bir değişikliğe yol açar.³). Bu akışkanlar dinamiği alanına hidrodinamik denir. Bir gemi mühendisi önce hidrodinamik için ve ancak daha sonra güç için tasarlar. Suyun yüksek viskozitesi yüksek kesme gerilimleri ürettiğinden, sınır tabakası gelişimi, bozulması ve ayrılması kritik hale gelir. Yüksek viskozitenin bir başka sonucu, geminin yüksek hızda bir süngeri yırtan bir mızrak gibi hareket ettiği kayma akımı etkisidir.^{[kaynak belirtilmeli ]}

Sınır tabakası türbini

Bu etkiden istismar edildi Tesla türbini patentli Nikola Tesla 1913 yılında. bıçaksız olarak anılır. türbin çünkü sınır tabakası etkisini kullanır ve geleneksel bir türbinde olduğu gibi kanatlara çarpan bir sıvı değildir. Sınır tabakası türbinleri, kohezyon tipi türbin, kanatsız türbin ve Prandtl tabakalı türbin (sonra Ludwig Prandtl ).

Boyutsal analiz kullanarak bir silindirdeki geçici sınır tabakası kalınlığını tahmin etme

Silindirik bir akış için geçici ve viskoz kuvvet denklemlerini kullanarak, geçici sınır tabakası kalınlığını Womersley Numarasını bularak tahmin edebilirsiniz (${ displaystyle N_ {w}}$).

Geçici Kuvvet = ${ displaystyle rho vw}$

Viskoz Kuvvet = ${ displaystyle { mu v delta _ üzerinde {1} ^ {2}}}$

Birbirlerine eşit olarak ayarlamak:

${ displaystyle rho vw = { mu v üzerinde delta _ {1} ^ {2}}}$

Delta için çözme şunu verir:

${ displaystyle delta _ {1} = { sqrt { mu over rho w}} = { sqrt { v over w}}}$

Boyutsuz formda:

${ displaystyle {L over delta _ {1}} = {L { sqrt {w over v}}} = N_ {w}}$

nerede ${ displaystyle N_ {w}}$ = Womersley Numarası; ${ displaystyle rho}$ = yoğunluk; ${ displaystyle v}$ = hız; ${ displaystyle w =}$ ?; ${ displaystyle delta _ {1}}$ = geçici sınır tabakasının uzunluğu; ${ displaystyle mu}$ = viskozite; ${ displaystyle L}$ = karakteristik uzunluk.

Boyutsal analiz kullanarak bir silindirdeki sınır katmanındaki konvektif akış koşullarını tahmin etme

Silindirik bir akış için sınır katmanındaki konvektif ve viskoz kuvvet denklemlerini kullanarak, boyutsuz Reynolds Numarasını bularak sınır katmanındaki konvektif akış koşullarını tahmin edebilirsiniz (${ displaystyle Re}$).

Konvektif kuvvet: ${ displaystyle rho v ^ {2} fazla L}$

Viskoz kuvvet: ${ displaystyle { mu v delta _ üzerinde {2} ^ {2}}}$

Birbirlerine eşit olarak ayarlamak şunu verir:

${ displaystyle { rho v ^ {2} over L} = { mu v over delta _ {2} ^ {2}}}$

Delta için çözme şunu verir:

${ displaystyle delta _ {2} = { sqrt { mu L over rho v}}}$

Boyutsuz formda:

${ displaystyle {L over delta _ {2}} = { sqrt { rho vL over mu}} = { sqrt {Re}}}$

nerede ${ displaystyle Re}$ = Reynolds Numarası; ${ displaystyle rho}$ = yoğunluk; ${ displaystyle v}$ = hız; ${ displaystyle delta _ {2}}$ = konvektif sınır tabakasının uzunluğu; ${ displaystyle mu}$ = viskozite; ${ displaystyle L}$ = karakteristik uzunluk.

Sınır tabakası alımı

Sınır tabakası alımında artış vaat ediyor uçak yakıt verimliliği kıç tarafına monte edilmiş itici Yavaş sindirmek gövde sınır tabakası ve yeniden enerji verme uyanmak sürüklemeyi azaltmak ve iyileştirmek için itici verimlilik Bozuk hava akışında çalışmak için fan daha ağırdır ve verimliliği azalır ve entegrasyonu zordur. Gibi kavramlarda kullanılır. Aurora D8 veya Fransız araştırma ajansı Onera Nova, gövde sınır katmanının% 40'ını yutarak seyirde% 5 tasarruf sağladı.^[24]

Airbus Nautilius konseptini ICAS Eylül 2018'deki kongresi: tüm gövde sınır katmanını yutmak Azimut akış bozulması, gövde 13-18: 1 ile iki mile ayrılır baypas oranı Ters dönüş gibi itici verimlilik% 90'a kadar açık rotorlar Daha küçük, daha hafif, daha az karmaşık ve gürültülü motorlarla. 15: 1 alt kanatlı bir genel baypas oranlı motora kıyasla yakıt tüketimini% 10'un üzerinde azaltabilir.^[24]

Ayrıca bakınız

• Sınır tabakası ayrımı
• Sınır tabaka kalınlığı
• Termal sınır tabakası kalınlığı ve şekli
• Sınır tabakası emme
• Sınır katman kontrolü
• Blasius sınır tabakası
• Falkner-Skan sınır tabakası
• Ekman katmanı
• Gezegen sınır tabakası
• Duvarın logaritmik kanunu
• Şekil faktörü (sınır katman akışı)
• Kayma gerilmesi
• Yüzey katmanı

Referanslar

• Chanson, H. (2009). Uygulamalı Hidrodinamik: İdeal ve Gerçek Akışkan Akışlarına Giriş. CRC Press, Taylor & Francis Group, Leiden, Hollanda, 478 sayfa. ISBN  978-0-415-49271-3.
• A.D. Polyanin and V.F. Zaitsev, Handbook of Nonlinear Partial Differential Equations, Chapman & Hall/CRC Press, Boca Raton – London, 2004. ISBN  1-58488-355-3
• A.D. Polyanin, A.M. Kutepov, A.V. Vyazmin, and D.A. Kazenin, Hydrodynamics, Mass and Heat Transfer in Chemical Engineering, Taylor ve Francis, Londra, 2002. ISBN  0-415-27237-8
• Hermann Schlichting, Klaus Gersten, E. Krause, H. Jr. Oertel, C. Mayes "Boundary-Layer Theory" 8th edition Springer 2004 ISBN  3-540-66270-7
• John D. Anderson, Jr., "Ludwig Prandtl's Boundary Layer", Bugün Fizik, December 2005
• Anderson, John (1992). Aerodinamiğin Temelleri (2. baskı). Toronto: S.S.CHAND. s. 711–714. ISBN  0-07-001679-8.
• H. Tennekes ve J. L. Lumley, "A First Course in Turbulence", The MIT Press, (1972).
• Lectures in Turbulence for the 21st Century by William K. George

Dış bağlantılar

• National Science Digital Library – Boundary Layer
• Moore, Franklin K., "Displacement effect of a three-dimensional boundary layer ". NACA Report 1124, 1953.
• Benson, Tom, "Sınır tabakası ". NASA Glenn Learning Technologies.
• Sınır tabakası ayrımı
• Boundary layer equations: Exact Solutions – from EqWorld
• Jones, T.V. BOUNDARY LAYER HEAT TRANSFER