دانلود مقاله تونل باد

اختصاصی از حامی فایل دانلود مقاله تونل باد دانلود با لینک مستقیم و پر سرعت .

تاریخچه تونل باد
قبل از اختراع تونل باد برادران رایت، مطالعات و آزمایشات آیرودینامیکی دستگاه بازوی چرخنده انجام می‌شد. این دستگاه اولین بار در سال 1800 میلادی توسط سر جرج کیلی توسعه پیدا کرد.
برادران رایت با همکاری اکتاو چانت در سال 1901 برای مطالعه تاثیرات جریان هوا روی اشکال مختلف اقدام به طراحی و ساخت تونل باد ساده‌ای نمودند. این تونل باد ساده اخیرا نیز برای تست پرنده مدرن و کم سرعت آلباتروس ، مورد استفاده قرار گرفته است.
پس از آن با توسعه علم آیرودینامیک و پایه گذاری رشته مهندسی هوایی، استفاده از تونل باد نیز افزایش یافت.
تونلهای باد معمولا از لحاظ حجم و سرعت جریان دارای محدودیت بودند. تونل بادی که قبل از جنگ جهانی دوم توسط آلمانیها مورد استفاده قرار گرفت، شامل حفره‌های طبیعی بزرگی بود که محتوی حجم زیادی از هوا بود که می‌توانست در مسیر تونل باد جریان یابد. این ابتکار باعث افزایش سرعت پیشرفت آلمانیها در صنایع هوایی گردید.
در تحقیقات بعدی در زمینه جریان با سرعت نزدیک صوت یا مافوق صوت از این تکنولوژی استفاده شد. محفظه‌های فلزی فشار برای ذخیره‌سازی هوای پرفشار مورد استفاده قرار گرفتند. این هوا پس از عبور از نازل به سرعت مافوق صوت می‌رسید.
اگر چه طرح کلی یک تونل باد پیچیده است، ولی اکثر تونلهای باد از پنج قسمت اصلی تشکیل شده‌اند. این پنج قسمت در شکل زیر نشان داده شده‌اند.


هنگامیکه هوا وارد محفظه تصفیه یعنی اولین بخش تونل می‌شود، اغتشاشات جریان هوا کاهش می‌یابد. وجود اغتشاش و هوای ناپایدار می‌تواند باعث تولید نیروهای غیرقابل پیش‌بینی در بخش تست شده و توانایی تونل را در شبیه‌سازی شرایط پروازی کاهش دهد. بیشتر محفظه‌ها شامل پرده‌های شبکه‌بندی سیمی و یک صاف‌کننده لانه زنبوری جریان هستند که مانع از چرخش جریان در درون تونل باد شده و جریان ملایمی را درون تونل بوجود می‌آورند. بعد از این مرحله هوا وارد مخروط انقباضی یا نازل می شود. سرعت هوا در حین عبور از این بخش افزایش می‌یابد و سپس وارد بخش تست می‌شود. این بخش معمولا مستطیل شکل است ولی در برخی از تونلهای باد به صورت جت باز خواهد بود. مدل یا نمونه آزمایش درون این بخش قرار گرفته و حسگرها تاثیر نیروهای لیفت و درگ را روی مدل اندازه‌گیری کند.
قسمت بعد شامل یک دیفیوزر است که سرعت هوا را کاهش می‌دهد . بخش نهایی هوا را از تونل خارج می‌کند. نیروی لازم برای مکش هوا از طریق فنهای بزرگی که پهنای آنها به 40 فوت نیز می‌رسد، تامین می‌شود.
کاربردهای تونل باد
بعضی از عملیاتهایی که بصورت معمول در تونلهای باد انجام می‌شود شامل موارد زیر است:
- اندازه‌گیری درگ/لیفت روی هواپیما، هلیکوپتر، موشک و ماشینهای مسابقه‌ای.
- مشخصات مربوط به ممان/لیفت/درگ ایرفویلها و بالها.
- پایداری استاتیکی هواپیماها و موشکها.
- پایداری دینامیکی مشتقات هراپیما.
- توزیع فشار سطحی روی تمامی سیستمها.
- مشاهده جریان (با دود، پودر سیلیکات منیزیم و یا روغن.
- عملکرد ملخ (گشتاور، تراست، توان، بازده و ...
- عملکرد موتورهای تنفسی.
- تاثیرات باد روی ساختمانها، دکلها، پلها و اتومبیلها.
- ویژگیهای انتقال حرارت موتور و هواپیما.
البته تعدادی از این عملیات در تونلهای آب نیز قابل بررسی هستند.

طبقه بندی انواع تونل باد
تونلهای باد براساس ساختمان به دو دسته مدار بسته یا مدار باز تقسیم می‌شوند. در سیکل باز ورودی و خروجی تونل به هم متصل شده‌اند. این سیستم از نظر اقتصادی چندان مقرون به صرفه نیست بنابراین بیشتر تونلهای باد امروزه از نوع سیکل بسته هستند. در این نوع ، هوای استفاده شده پس از عبور از پره‌های مخصوصی دوباره مورد استفاده قرار می‌گیرد و بدین ترتیب افت انرژی و اغتشاش به حداقل مقدار خود می‌رسد.

انواع دیگر طبقه بندی نیز وجود دارد که شامل موارد زیر است:
بر حسب سرعت (مادون صوت، انتقالی، مافوق صوت و یا ماورا صوت). براساس فشار هوا ( اتمسفریک یا با چگالی متغیر) ، بر اساس اندازه (معمولی یا با مقیاس کامل). تعدادی تونل باد نیز وجود دارد که در گروه مشخصی قرار نمی‌گیرند. از انجمله تونلهای شاک، تونل جت پلاسما، تونل hot-shot و تونل metereologic را می توان نام برد.

تجهیزات اولیه در تونل باد
سیسنتمهای اندازه گیری فشار که فشار را به سیگنالهای الکتریکی با فرکانسهای مناسب برای ترانسدیوسرها و استرین‌گیج‌ها تبدیل می کنند. اندازه‌گیری دما، گرادیان دما و انتقال حرارت با ترموکوپل ترمستور و حسگرهای مقاوم انجام می‌شود. سطوح اغتشاشی نیز با سیستمهای لیزری (LDA,Laser Doppler Anemometry)، سیمهای داغ، بادسنجهای دمایی و سیستمهای ردیابی (PIV,Particle Image Velocimmetry) اندازه‌گیری می‌شوند.
تحلیل جهت جریان (خطوط جریان) با سیستمهای بسیار ساده که شامل قرار دادن دسته‌های پرزدار روی سطح مدل است انجام می شود. از روغن و رنگ برای اغتشاش وخطوط جریان روی سطح ، از دود برای مشاهده میدان جریان و از روش Schlieren photography نیز برای مشاهده امواج شاک استفاده می‌شود. روشهای دیگر شامل تکنیکهای shadowgraph و اینترفرومترهای نوری می‌شود. برای سرعتهای بالاتر از روشهای جذبی استفاده می شود.

آشکار سازی جریان روی بال

مشکل تداخل در تونل باد
تداخل در بخشهای مختلف تونل باد بدلیل انسداد مسیر جریان بوسیله مدل یا انعکاس امواج از دیواره در سرعتهای معادل یا مافوق صوت، بوجود می‌آید. انسداد که در تونلهای باد با سایز محدود در هنگام تست مدلهای بزرگ اتفاق می‌افتد، به صورت نسبت مساحت جلو مدل به مساحت قسمت تست تعریف می‌شود. نسبت انسداد باید همیشه از 10 درصد کمتر باشد.
از آنجائیکه وجود مدل در قسمت تست مانع عبور جریان شده و باعث افزایش فشار روی دیواره‌های تونل می‌شود بنابراین گاهی از تونلهای باد با مقطع باز یا تونلهایی با دیواره‌های منفذدار استفاده می‌شود.

انعکاس شاک در تونل باد مافوق صوت
دوره پروازهای مافوق صوت
تونل‌های باد مافوق صوت و مادون صوت چه تفاوتهایی با هم دارند؟
در اواخر دهه 1940 شکستن دیوار صوتی مهمترین مسئله برای هواپیماهایی بود که می‌خواستند سریعتر و سریعتر پرواز کننداز طرفی در این دهه قیمت تولید هواپیماها نیز به سرعت افزایش یافت در نتیجه طراحان در صدد برآمدند تا بصورت ریاضی مدلسازی کرده و بدون ساختن خود هواپیما عملکرد آنرا شبیه‌سازی کنند. بنابراین هر دو مسئله باعث احساس نیاز بیشتری برای طراحی تونلهای باد پیچیده می‌شد.
در یک تونل باد با قدرت هر چه تمامتر و فنهای قویتر، جریان هوا در نازکترین بخش قسمت تست شاک شده و به ماخ 1 که همان سرعت صوت است، می‌رسد. هر اندازه که فنها سریعتر کار می‌کردند باز هم سرعت جریان هوا در این بخش همان ماخ 1 باقی می‌ماند. مسئله مشابهی از این شاک در قسمت نازک موتورهای راکت نیز نیز اتفاق می‌افتد. با این وجود گازهای داغ خروجی از موتور راکت دارای سرعت مافوق صوت خواهند بود. بنابراین در تونلهای باد مافوق صوت نیز از نازل انبساطی مشابهی برای رسیدن به سرعت مافوق صوت استفاده می‌شود. ظاهرا بر خلاف واقع مدل نمونه در تونل باد در قسمت پایین دست جریان در گلوگاه یعنی جایی که شاک اتفاق می‌افتد، قرار می‌گیرد. در این قسمت از نازل مساحت سطح مقطع تونل افزایش می‌یابد ولی سرعت هوا کاهش نمی‌یابد بلکه تمامی انرژی پمپ شده بوسیله فنها که به صورت فشار و انرژی گرمایی ذخیره شده به انرژی جنبشی تبدیل می‌شود. موتور راکت نیز تقریبا همینطور کار می کند فقط انرژی آن بجای فن از طریق سوختن سوخت بدست می‌آید. جریان هوا هنگامیکه از کوچکترین سطح مقطع عبور می‌کند به سرعت مافوق صوت می‌رسد.
توسعه مهمی که در این دوره روی تونلهای باد انجام گرفت ایجاد شکافها یا سوراخهایی روی دیواره تونل بود. یکی از مشکلاتی که درون تونلهای باد وجود دارد اینست که جریان هوایی برخوردی از روی مدل میتواند به دیواره تونل آسیب برساند. جریان به سمت مدل برگشته و باعث بروز خطا در اندازه‌گیری‌های آزمایش می‌شود ری رایت محققی در لنگلی پیشنهاد کرد که با گذاشتن سوراخهایی روی دیواره تونل باد جریان هوای آرامی در اطراف مدل ایجاد کنیم.

خواص تونل باد برای شش رژیم سرعتی
نازل یا بخش انبساطی قسمت تست مافوق صوت برای هر مقدار ماخ مافوق صوتی دارای شکل منحصر به فردی است. بطور مثال نسبت قسمت تست به مساحت گلوگاه برای ماخ 2 برابر با 1.69 و برای ماخ 10 برابر با 536 می‌باشد. بنابراین برای اینکه یک تونل باد مافوق صوت بتواند برد وسیعی از ماخهای مافوق صوت را شامل شود باید شکل نازل در این تونل متغیر باشد. این مسئله بوسیله نازلهای قابل تعویض و یا نازلهای دارای دیواره متغیر و ... حل شدنی است. یک طرح برای طراحی چنین نازلهایی در هنگام عملکرد تونل باد اینست که اساسا یک دیواره نازل ثابت نگه داشته شده در حالیکه دیواره روبرویی آن بصورت محوری لغزیده و حرکت می‌کند و باعث تغییر سطح مقطع نازل می‌شود. بنابراین مسئله قابل تغییر بودن شکل نازل اولین تمایز از سه تفاوت بین تونلهای بااد مافوق صوت و مادون صوت است.
دومین تفاوت بین این دو نوع تونل مقدار انرژی از دست رفته هوای گردش یافته است. در تونلهای باد مافوق صوت فنها تنها نیاز دارند که فشار هوا را تا 10 درصد افزایش دهند تا انرژی از دست رفته توسط دیواره تونل، مدل، تجهیزات و ... را جبران کند. در یک تونل باد ماخ 2 فشار باید تقریبا 100 درصد افزایش یابد. بنابراین یک فن ساده تونل باد مادون صوت باید به کمپرسور چند مرحله‌ای از فنها تبدیل شود. واضح است که برای تولید نیروی به این بزرگی توان بیشتری نیز نیاز است. علت افت انرژی زیاد در تونل باد مافوق صوت اساسا امواج شاک است که بلافاصله در جریان بعد از قسمت تست ایجاد می‌شود. جاییکه سرعت جریان اصلی از مافوق صوت‌به مادون کاهش می‌یابد. افت انرژی از طریق امواج شاک ذاتا در همه جریانهای مافوق صوت‌ وجود دارد بنابراین در تونل باد مافوق صوت فنهای الکتریکی یا کمپرسورها باید این انرژی را تامین کنند.

تونل باد مافوق صوت متغیر نامتقارن
سومین و آخرین تفاوت مهم میان تونل‌های باد مافوق و مادون صوت مربوط به خود جریان هواست. تونل باد نه تنها باید کاملا تمیز شده و فاقد بخار، روغن، گرد و غبار و هر شی خارجی باشد بلکه باید از چگالش یا میعان بخار آب موجود در هوا نیز اجتناب نمود. هنگامیکه جریان هوای تونل در نازل انبساط می‌یابد، گرمای نهان در هوا به انرژی جنبشی تبدیل شده و دمای هوا افت می‌کند و احتمال میعان بخار آب وجود دارد اما با خشک کردن هوا می‌توان از این امر جلوگیری کرد.
ازآنجایی که توان لازم برای به کار انداختن تونلهای باد مافوق صوت بسیار زیاد و در حدود بیش از 50 مگاوات در هر متر مربع از قسمت آزمایش است بنابراین بیشتر تونلها بطور متناوب از انرژی ذخیره شده در تانکرهای فشار بالا یا تانکرهای خلا استفاده می کنند.

تونل باد مافوق صوت
سطح قسمت تست تونلهای مافوق صوت در داقع شبیه به سطح آیینه است . به این دلیل که حدافل خراش یا نقصی در سطح تونل جریان هوای داخل تونل را بر هم زده و باعث کاهش دقت آزمایش می‌شود. وجود ناخواسنه برهم زننده و مغشوش کننده جریان در شکل زیر نشان داده شده است. فقط تعداد کمی ترک یا خراش باعث تولید cries-cross خطوط ماخ فطری خواهد شد. هر خط ماخ یک موج شاک کوچ است که در محل وجود نقص بوجود می‌آید و بسته به سرعت هوای درون تونل زاویه خاصی پیدا می‌کند مثلا در ماخ 1 خطوط ماخ عمود بر جریا است. بطور کلی این زاویه در ماخ برابر arcsin 1/M خواهد بود. برای نشان دادن چگونگی تولید خطوط ماخ توسط ذره‌های کوچک روی دیواره تونل، ذرات ریزی روی نوار Scotch با ضخامت 0.003 اینچ برروی دیواره تونل قرار می‌گیرند و باعث تولید خطوط ماخ می‌شوند. بخشی از نوار درون لایه مرزی مادون صوت قرار می‌گیرد که ضخامت آن 0.3 اینچ یعنی 100 برابر ضخامت نوار است ولی در هر صورت تاثیر ذرات کوچک از میان لایه مرزی حس می‌شود.
به هر حال وجود خطوط ماخ درون تستهای تونل باد ناخوشایند است و بخش تست هر تونل مافوق صوتی باید به اندازه کافی صیقلی باشد .

ذرات کوچک روی دیواره یک تونل باد مافوق صوت باعث تولید خطوط ماخ شده‌اند.
a)در ماخ 2 این خطوط با محور تونل زاویه 30 درجه می‌سازند. b ) خطوط ماخ تولیدی که بخشی از آن در لایه مرزی مادون صوت قرار گرفته است.

افزایش و بهبود عملکرد تونلهای باد مافوق صوت
در حال حاضر فرآیند جدیدی برای شکل هندسی نازل که برای کنترل عدد ماخ در قسمت تست ضروریست، بکار برده می‌شوود. تعیین و حدس شکل نازل در یک ماخ مافوق صوت احتیاج به زحمت زیادی دارد با سیستمهای جدید پیش‌بینی شکل نازل برای ماخهای بین 1.4 تا 4.3 آسانتر خواهد بود. قبل از سال 1991 HSWT مکانیزم کنترل شکل نازل شامل یک سیستم پیچیده cam بود. ایجاد شکل دلخواه برای نازل بسته به پیچیدگی سیستم فرآیند بسیار وقتگیری بوده که دارای دقت کافی نیز نیست. سیستم cam بوسیله یک جک هیدرولیکی و سیستم فیدبک encoder جایگزین شد. روش پیشگویی شکل نازل شامل برونیابی مختصه‌ها از مجموع مختصه‌های ماخ بجا مانده از سیستم موجود می‌باشد. علاوه بر این هیچ روشی برای ست کردن نازلها بصورت متقارن و مشحص کردن ویژگی فیدبک جک هیدرولیکی نسبت به هندسه واقعی نازل در تونل وجود ندارد.بنابراین توسعه روش پیشگویی شکل نازلهای قابل تغییر که فادر به پیشگویی و بکارگذاری دقیق شکل نازلهاست، از اهمیت بالایی برخوردار است.
بدلیل پیچیدگی این امر پروژه به چهار بخش تقسیم شده است:
- توسعه یک کد برنامه نویسی دو بعدی که بتواند به صورت تئوری شکل نازل را برای دستیابی به ماخ مشخص در قسمت تست پیش‌بینی کند.
- طرح یک سیستم سنجش نقشه نازل برای مشخص کردن سیستم کنترل شکل نازل کنونی (NCMS) و بکار گذاری این نازل تئوری روی سیستم.
- چک کردن مجموعه جدید اشکال و تصحیح شکل برای تاثیرات لایه مرزی از طریق روشهای اصلاح با سعی و خطا.
- در نهایت تمامی مراحل بالا با استفاده از مجموعه بزرگی از اطلاعات که در طول کالیبره شدن جمع‌آوری شدند، شکل نهایی نازل را مشخص خواهند کرد.

کاهش اغتشاش در تونل باد
در این قسمت نگاهی اجمالی در مورد تاثیر اغتشاش در تونلهای باد و طراحی مناسب آن برای داشتن اغتشاشهای کم یا زیاد، خواهیم داشت. آزمایشهای انجام شده در تونلهای باد نشان‌دهنده تاثیر پارامترهای مختلف در اندازه توربولانس می‌باشد.
تغییرات مناسب در اندازه، شکل و ضخامت دیواره‌‌های سلولهای لانه زنبوری دارای تاثیرات کمی هستند. اضافه کردن یک صحه لانه زنبوری دیگر هم تاثیر چندانی در کاهش میزان اغتشاش نخواهد داشت. اما با افزایش فاصله صفحه لانه زنبوری و بخش اندازه‌گیری و همچنین کاهش زیاد مساحت در مخروط ورودی مقدار اغتشاش کاهش خواهد یافت.
درک تاثیر اغتشاش در تونل باد بدین ترتیب شروع شد که در سال 1911 ایفل مقاومت هوا را روی یک کره در تونل بادی که جدیدا ساخته بود، اندازه گرفت و مقدار ضریب پسا را 0.18 بدست آورد. یک سال بعد فوپل بیان کرد که مقدار ضریب درگ ایفل کاملا نادرست بوده و ضریب درست برابر 0.44 یعنی حدود سه برابر ضریب ایفل است. اما ایفل با انجام آزمایشهای دیگر روی کره با ابعاد مختلف و در تونل بادهای دیگر ، در صدد نشان دادن صحت ادعای خود برآمد.
اولین سرنخ برای توجیح این تفاوت توسط ویلزبرگر ارائه شد. نتایجی که ویلزبرگر با ایجاد اغتشاش در جلو کره به آن رسیده بود، مشابه نتایج ایفل بود. وی اینکار را از طریق قرار دادن صفحه مش‌بندی شده در مقابل جریان هوا در جلو کره یا با قرار دادن یک رینگ سیمی روی سطح کره روی صفحه‌ای عمود بر جهت باد، انجام داد. پس از انجام آزمایشات بسیار نتیجه نهایی اینگونه بود که ضریب درگ کره در هوا تنها به قطر کره بستگی ندارد بلکه به سرعت، چگالی، لزجت و همچنین شدت توربولانس جریان هوا نیز وابسته است.
جسم دیگری که نتایج بدست آمده روی آن در تونل باد های مختل بسیار متفاوت بود، اجسام خط جریانی بودند. مقدار ضریب درگ بدست آمده در آزمایشگاه بین‌المللی فیزیک دارای مقدار کمتری نسبت به نتایج تونل باد yard دریایی واشنگتن بود.
در سال 1923 آزمایشگاه بین‌المللی فیزیک شروع به انجام یکسری آزمایش مقایسه‌ای روی دو مدل ارشیپ در تعداد زیادی از تونلهای باد دنیا انجام داد. نتایج بدست آمده از تونلهای باد ایالت متحده دارای 50 درصد اختلاف نسبت به نتیجه میانگین بود. علت این اختلافها وجود تفاوت در میزان توربولانس تونلهای باد مختلف بود.
این دو مثال نشاندهنده تاثیر اغتشاش در تونل باد بود ولی کشف تاثیرات خود اغتشاش کمی فدیمیتر است :
اسبرن رینولدز در مطالعات خود روی جریان درون لوله‌ها، مشاهدات اولیه خود را بدین ترتیب به ثبت رسانید : برای اعداد رینولدز پائین، جریان درون لوله آرام بوده که مطابق با قوانین هیدرودینامیک برای جریانهای دائمی یک مایع لزج است. در رینولدزهای بالا جریان چرخیده و علاوه بر حرکت مولکولهای تکی، مومنتم نیز از لایه‌ای به لایه‌ای دیگر درون سیال منتقل می‌شود در آزمایشات معینی انتقال جریان از یک رژیم به رژیم دیگر صرفنظر از سرعت، قطر لوله، لزجت و چگالی مایع در مقادیر مشخصی از اعداد رینولدز اتفاق می‌افتد. هنگامیکه جریان ورودی دارای اغتشاش باشد مقدار عدد رینولدز بحرانی به بزرگی اغتشاش بستگی خواهد داشت. توربولانس جریان ورودی ممکن است بوسیله اشیایی که نزدیک ورودی لوله قرار می‌گیرند، صفحات لانه زنبوری در لوله و یا شکل ورودی خود لوله تولید شود.
ضریب درگ لوله تابعی از توربولانس بعلاوه عدد رینولدز خواهد بود. در رنج مشخصی از اعداد رینولدز این تاثیر خیلی زیاد خواهد بود.
اطلاعات موجود در مورد تونلهای باد و در نتایج حاصل از آزمایشات انجام گرفته در تونلهای مختلف، مشخص نمود که در استاندارد نمودن تونلهای باد مقدار اغتشاش و روشهای کنترل آن در یک تونل باد نیز باید مشخص شود.
آزمایشاتی که روی یک مدل کشتی در تونل باد با اغتشاش بالا انجام گرفت ، حاکی از اینست که در این تونل باد با افزایش رینولدز، ضریب درگ کاهش می‌یابد در حالیکه در تونلهای باد با اغتشاش کم، کاهش ضریب درگ با افزایش رینولدز خیلی کمتر بوده و در بعضی مواقع با افزایش رینولدز ضریب درگ زیاد می‌شود. با اینکه تاثیر توربولانس تنها روی اجسام خاصی چشمگیر است، ولی به هر حال اهمیت شناخت مقدار توربولانس در هر تونل باد در طول آزمایش مشخص است.
نظریه مدرن در مورد نوع تاثیر توربولانس
به عنوان پیش زمینه‌‌ای برای بررسی مزایا و معایب نسبی وجود اغتشاش کم یا زیاد در تونلهای باد، لازمست که در مورد تاثیر توربولانس درکی اجمالی داشته باشیم. برخی از نظریه‌های موجود در این زمینه شامل ترکیبی از نظریات پرنتل، وان کارمن، برگر و دیگران است.
نقطه شروع این نظریات، تئوری لایه مرزی پرنتل است.
در قسمتی از میدان جریان آب یا هوا در رینولدزهای نسبتا بالا، اتلاف انرژی ناچیز بوده و بنابراین تاثیر لزجت نیز ناچیز است. البته لزجت همچنان تاثیر خود را خواهد داشت وگرنه درگ بوجود نمی‌آمد. بنابراین پرنتل فرض کرد که تاثیرات لزجت به لایه های نازک یا لایه‌‌های نزدیک به سطح جسم محدود می‌شود و با این فرضها معادلات حرکت در سیال لزج را مطرح نمود. نتیجه این فرضها، معادلاتی است که توزیع سرعت در یک لایه، ضخامت لایه یا پارامترهای معادل و اصطکاک پوستی روی سطح را در هنگامیکه توزیع فشار در طول جسم مشخص است، می‌دهد.
دو پدیده مانع از کاربرد این فرمولها برای کل لایه مرزی می‌شد. اولین پدیده جدایش بود. این پدیده زمانی اتفاق می‌افتد که فشار لایه مرزی در جریان پایین دست افزایش یافته و ذرات سیال در نزدیکی دیواره در حالیکه توسط فشار به عقب می‌افتند، با اصطکاک یا ذرات مجاور خود نیز رانده می‌شوند. هنگامیکه لایه مرزی ضخیم می‌شود تاثیر این به عقب افتادن غالب شده و در نهایت باعث برگشت جریان می‌شود. برگشت جریان نیز همانطور که در زوایای حمله بالا روی سیلندر یا ایرفویل دیده می‌شود، سبب جدایش جریان از سطح می‌گردد. شروع جدایش بوسیله معادلات پرنتل قابل پیش‌بینی است اما پیشرفت این پدیده باعث انحراف زیادی از فرضهای اولیه پرنتل در استخراج این معادلات می‌شود.
پدیده دومی که در فرضهای اساسی در نظر گرفته نشده است، شروع جریان ادی در لایه مرزی است. جریان بررسی شده توسط معادلات پرنتل جریان آرام است. مومنتم بوسیله حرکت مولکولها که تاثیرشان تابع ضریب لزجت است، از یک لایه به لایه دیگر منتقل می‌شود.
آزمایشات برگر و شاگردش هگ زیجنن نشان داد که جریان چرخشی گشته بطوریکه اغتشاش موجود در جریان تعدیل نشده و زمانیکه عددرینولدزبه مقدار بحرانی مشخصی می‌رسد، انتقال اتفاق می‌افتد. مقدار رینولدز بحرانی به میزان توربولانس جریان بستگی دارد و با افزایش توربولانس کاهش می‌یابد.
اگر شروع چرخش جریان در لایه مرزی قبل از جدایش لایه اتفاق بیفتد، جدایش را تحت تاثطر قرار می‌دهد. در حرکت ادی آشفتگی بیشتری در ذرات هوا وجود دارد و عمل راندن لایه‌های بیرونی روی لایه ‌‌های درونی نزدیک سطح جسم بزرگتر است. بنابراین هوای موجود در لایه توانایی پیشبردن جریان را در مقابل گرادیان فشار معکوس داشته و بدین ترتیب جدایش به تعویق می‌افتد. جدایش به تعویق افتاده باعث تغییرات بسیار در ضریب درگ کره و سیلندر در منطقه می‌شود. بنابراین تاثیر توربولانس در مقاومت کره همان تسریع در شروع جریان ادی در لایه مرزی خواهد بود.
لازم به ذکر است که مکانیزم تفکیک لایه مرزی آرام و تاثیر اغتشاش هنوز بطور کامل مشخص نشده است. نویسنده معتقد است که این مکانیزم ضرورتا با آنچه در پدیده جدایش می‌افتد، یکسان است و اگر هیچ نوسانی در سرعت هوا در لبه لایه مرزی وجود نداشته باشد، این تفکیک اتفاق نمی‌افتد. نوسانات مشاهده شده در سرعت دریک نقطه ثابت ممکن است به عنوان یک نشانه در نظر گرفته شود و اینکه در چه زمانی در طول لبه بیرونی لایه مرزی تغییرات سرعت اتفاق می‌افتد. تغییرات سرعت به تغییرات فشار مرتبط است و در منطقه‌ای که سرعت کاهش می‌یابد فشار افزایش خواهد یافت. بزرگی فشار به دامنه و فرکانس نوسانات سرعت بستگی داشته و با افزایش آنها افزایش می‌یابد. 

فرمت این مقاله به صورت Word و با قابلیت ویرایش میباشد

تعداد صفحات این مقاله   65 صفحه

پس از پرداخت ، میتوانید مقاله را به صورت انلاین دانلود کنید