Турбулентно разделяне - Голямата енциклопедия на нефта и газа, статия, страница 1
Бурна раздяла
Турбулентно отделяне в прав поток - зоната пред перваза е затворена. [1]
Турбулентното отделяне на граничния слой може да бъде намалено чрез завъртане на цилиндъра. В този случай разтвор (32) също се наслагва с поток по окръжности около цилиндъра. [2]
За турбулентно разделяне, в съответствие с уравнения (7) и (8), трябва да се изгради зависимостта (p - p0) / Po - C) - 1/2 от ( x - xa) lf cj11, както в случая на ламинарно разделяне. Вземайки 6 / x0 за турбулентен поток, пропорционален на c, откриваме, че подходяща променлива е (x - xa) / x0 cj1 2 налягане в точката на разделяне, но няма систематично несъответствие между данните за различните форми на тялото. Това е в съответствие със заключението, че нарастването на налягането в точката на разделяне на свръхзвуков турбулентен поток, както и на свръхзвуков ламинарен поток, се определя от свободно взаимодействие и не зависи от причина, която е причинила раздялата.[3]
Тази фигура показва схема на чисто турбулентно разделяне, където преходната точка е нагоре по течението на точката на разделяне. Непосредствено преди него нарастването на налягането се обяснява с теорията за свръхзвуковия поток около клин; последващото му увеличение се дължи на появата на разделителна област. [5]
Крюков, 1986) Крюков В. Н. Изследване на турбулентно отделяне зад перваза, разположен надолу по течението/ / Отделни проблеми на преноса на топлина и маса между потоци и повърхности. [6]
В миналото много изследвания са били посветени на турбулентното разделяне във външния поток около тела, като например крилата на самолет, или във вътрешния поток, като например в дифузьор. Тези изследвания се основават на теорията на граничния слой. Както ще бъде показано по-долу, теорията на граничния слой сама по себе си не е достатъчна за изчисляване на разделянето на потока във вътрешния поток и все още няма подходящ метод за окончателното изчисляване на разделянето на потока в дифузьор. [7]
В допълнение, примери за отделяне на потока от аеродинамични профили, дадени от McCulloch и Gault [3], не са в съгласие с теорията на Wallis, тъй като те не са наблюдавали начално турбулентно разделяне директно зад точката на повторно закрепване в края на къс мехур. [8]
В точката на свързване на турбулентния поток непосредствено с къс мехур върху профила NACA 64 A006, кривата на разпределение на параметъра на формата I 6 / 9 има пик, показващ съществуването на зона на начално турбулентно разделяне непосредствено зад късия мехур, което може да служи като ключ към теорията, обясняваща механизма на отделяне от предния ръб. Следователно Wallis [2] постулира, че моделът на потока, включително къс мехур, е нестабилен; в резултат на това потокът се разделя в точката на ламинарно разделяне с образуването на дълъг балон. Но постулатът на Уолис не се подкрепя от други наблюдения. [9]
Често има внезапно повишаване на налягането в преходната област, особено когато преходът се извършва само малко над точката на повторно закрепване. И накрая, при турбулентно разделяне със свръхзвукови скорости, в общия случай точката на преход се намира над точката на разделяне; сепарационен поток от този тип е относително стабилен в сравнение с сепарационен поток от преходен тип; с изключениеВ допълнение, влиянието на числото на Рейнолдс върху потока от този тип се проявява в по-малка степен в сравнение с други разглеждани видове потоци (фиг. [10]
След изчисляване на прехода към турбулентен поток, програмата показва характеристиките на граничния слой - дебелината на загубата на импулс и турбулентното триене на кожата. Накрая е показана точката на турбулентно разделяне, където турбулентното триене се доближава до нула. Точките на ламинарно разделяне, преход и турбулентно разделяне са маркирани върху разпределението на налягането, показано от лявата страна на екрана. [единадесет]
Сред многото нерешени проблеми проблемът с турбулентния граничен слой изглежда един от най-трудните. Карман отбеляза, че проблемите с турбулентния граничен слой и турбулентното разделяне не са решени дори за несвиваем поток. Що се отнася до ударната вълна или, в първото приближение, много голям обратен градиент на налягане (теоретично безкраен, r0), тогава изследванията на граничния слой в дозвуковия регион ще бъдат от голямо значение при решаването на трансзвукови и свръхзвукови потоци. За да се получи решение достатъчно бързо, поради сложността на проблема с турбулентния граничен слой, може дори да е желателно да се избегнат усложненията, причинени от ударната вълна в повечето основни изследвания. [12]
В тесен диапазон на числото на Рейнолдс, където ламинарното разделяне се заменя с турбулентно (критично число на Рейнолдс), за тъпи тела със заоблени ръбове, коефициентът на съпротивление намалява значително. Термините подкритичен и суперкритичен се използват за подчертаване на области от числата на Рейнолдс, в които се получава ламинарно или турбулентно разделяне. В табл. Фигура 4 показва коефициентите на съпротивление в подкритичната област за някои тела със заоблени ръбове. [14]