şükela:  tümü | bugün
  • turbomakinalarda bıçaklar arası cascade düzleminde gerçekleşecek şok dalgasının bıçaklar üzerinde gelişen sınır tabakada yaratacağı etkileşimdir.

    genellikle bıçakların basınç tarafında* değil, emiş tarafında* gerçekleşir. bunun nedeni emiş tarafında hız profilinin basınç tarafına göre daha geniş ve yüksek olmasıdır.

    bilindiği gibi akış şok dalgasına maruz kaldığında aşağıdaki olaylar gerçekleşir.

    1) şok dalgası adyabatiktir. yani toplam sıcaklık şoktan etkilenmez.

    2) şok dalgası tersinmezdir*. yani toplam basınç düşer.

    3) şoka maruz kalan akışın hızı discontinuous bir şekilde düşer.

    4) üçüncü maddeye paralel olarak, şoktan sonra statik basınç discontinuous bir şekilde artar.

    şokta toplam basınç kaybı yaşanacağı için kompresör bıçaklarının normal şoktan ziyade eğik* şoka meyledecek şekilde tasarlanması gerekir. buradaki bütün bokluk subsonic akışa göre tasarlanacak bıçak geometrisinin transonic veya supersonic akışa göre külliyen farklı olmasıdır. bu karşılaştırmanın en açık örneğini supersonic yolcu uçağı concorde ile günümüzün subsonic yolcu uçaklarının dış geometrisi arasında görebilirsiniz.

    bir sınır tabaka şok dalgası tarafından vurulduğunda ani statik basınç artışı yaşanır. sınır tabakanın normal ekseninde herhangi bir basınç gradyanı olmadığı için bu statik basınç artışı sınır tabakaya aynen yansır.

    hız birden düşeceğinden dolayı, lokal reynolds sayısı şoktan sonra aniden düşer. bunun şokun şiddetine ve sınır tabakanın durumuna göre 2 sonucu olabilir.

    1) akış ayrılması: sistem sıçar. radyal kompresörlerde belli koşullar dışında, akış ayrılması hiçbir mühendislik sisteminde istenen bir şey değildir. bu durum shock separation olarak da bilinir. özellikle şok laminer sınır tabaka üzerinde gerçekleşirse, akış ayrılması kesin gibidir. bunun nedeni laminer sınır tabaka içinde yüzeydeki akışın kinetik enerjisinin yüksek hız gradyanı nedeniyle daha yüksek olmasıdır. bu konuda daha fazla bilgi için (bkz: #58222464)

    2) artan sınır tabaka kayıpları: genellikle çalkantılı sınır tabakada yaşansa da, ayrılmanın olmadığı laminer sınır tabakada da gerçekleşir. en etkin karşılaştırma metodu düz tabakadaki momentum sınır tabaka-reynolds sayısı ilişkisidir. düşen reynolds sayısına bağlı olarak toplam basınç kayıpları da artacaktır.

    sistemi tasarlayan mühendisin yapması gereken, şokun mümkün olduğunca eğik olması ve çalkantılı sınır tabakada gerçekleşmesini sağlamaktır. hatta şok firar kenarına* kadar ertelenirse, hem sınır tabaka kayıplarından, hem akış ayrılması riskinden, hem de şok kayıplarından kurtulmak mümkün olabilir.