Strato limite

[AZ055B-)]

Avrei una domanda da porvi,che mi preme da parecchio: Cosa succederebbe se lo strato limite entrasse nelle prese d'aria del motore?So già che gli a/m vengono costruiti in modo che la fusoliera sia "separata" dalle prese d'aria proprio per prevenire questo,ma cosa accadrebbe se venisse costruito un aereo con le prese d'aria attaccate alla fusoliera?

[Achille]

Che intendi per "strato limite"?
http://en.wikipedia.org/wiki/Boundary_layer
Questo?

[ingmb]

Credo che non sia una buona cosa...lo strato limite tenderebbe ad aumentare di spessore compromettendo il flusso d'aria che entra nel motore, quindi la portata di aria ingerita dal compressore non avrebbe più le caratteristiche per cui la turbomacchina è stata pensata. Al limite si potrebbe arrivare allo stallo del compressore o comunque ad un calo inaccettabile di prestazioni.
Per esempio, nel Northrop Grumman B-2 Spirit, i progettisti si sono inventati un sistema di bypass dello strato limite proprio perchè le prese d'aria si trovano sulle ali: nella foto, sotto le prese d'aria si scorgono due piccole fessure seghettate. La soluzione si è resa necessaria anche perchè il flusso d'aria non arriva direttamente al fan in quanto il motore è 'affogato' nell'ala e le prese d'aria sono ad S, questo per evitare che le parti rotanti fossero esposte alle radiazioni elettromagnetiche dei radar (è uno stealth).

[Achille]

Ok però mettiamo che lo strato limite turbolento che si genera sulle ali venga deviato come dici tu, poi non si genera un altro strato limite sulle pareti della presa d'aria? Magari è laminare e non rompe le scatole, però sempre di strato limite si tratta!

[AZ055B-)]

Ok però mettiamo che lo strato limite turbolento che si genera sulle ali venga deviato come dici tu, poi non si genera un altro strato limite sulle pareti della presa d'aria? Magari è laminare e non rompe le scatole, però sempre di strato limite si tratta!

Quoto!O anche li c'è una piccola superficie di separazione dall'ala?

[ingmb]

Ok, sicuramente ci sarà uno strato limite su ogni superficie che viene investita da un flusso, ma l'importante è che lo strato limite non diventi turbolento. Anche se la transizione può avvenire praticamente ovunque, se mantengo uno strato limite laminare su tutte le superfici, il flusso sarà in media irrotazionale. E' esperienza comune che si crea vorticità nelle vicinanze delle pareti, ma finche lo spessore si mantiene contenuto e il BL attaccato, ci sono pochi problemi: anche lo strato limite verrà processato dalla turbomacchina e tutti contenti.
Si cerca di evitare che le prese d'aria ingeriscano flussi già 'trattati' fluidodinamicamente prima della turbomacchina: nel B2 che ho postato, il flusso d'aria ingerita ha già bagnato un bel pezzo di ala prima della presa d'aria, con l'espansione ram che ne consegue. Con un gradiente negativo di pressione, lo strato limite tende ad aumentare di spessore, in effetti se fate caso ai bypass duct non sono proprio piccole fessure. In più l'aria ingerita segue un condotto ad S che, come avete giustamente notato, comporterà la formazione di un ulteriore 'anello' di strato limite. Quindi, visto che quest'ultimo non si può evitare, e alla fine del condotto c'è il compressore che da una bella rimescolata, meglio evitare di elaborare un flusso già vorticoso.
In più i palettaggi del compressore sono studiati per avere un flusso che si presenta ai bordi d'attacco delle palette con certe incidenze, diverse tra radice e tip della pala, ma il più vicine possibile alle condizioni di progetto (laminare). Non bypassare il fluido vorticizzato dall'ala vorrebbe dire randomizzare l'incidenza di una buona parte del flusso al compressore, quindi una situazione di flusso vorticoso 3-dimensionale....non credo sia una passeggiata da studiare.
E' stato necessario adottare questa soluzione per via delle caratteristiche particolari del velivolo, ma nella maggioranza dei casi le prese d'aria sono esposte al free stream e, a meno di velivoli capaci di velocità supersoniche, le prese d'aria sono piuttosto corte. Le tipologie di prese d'aria supersoniche sono poi svariate, ma tutte contemplano che in condizioni trans e supersoniche il flusso subisce una compressione ram, quindi basta garantire che non ci sia transizione da laminare a turbolento all'interno della presa per tenere a bada lo strato limite.
Spero di essere stato chiaro, e soprattutto di non aver scritto boiate......

[AZ055B-)]

Ok, sicuramente ci sarà uno strato limite su ogni superficie che viene investita da un flusso, ma l'importante è che lo strato limite non diventi turbolento. Anche se la transizione può avvenire praticamente ovunque, se mantengo uno strato limite laminare su tutte le superfici, il flusso sarà in media irrotazionale. E' esperienza comune che si crea vorticità nelle vicinanze delle pareti, ma finche lo spessore si mantiene contenuto e il BL attaccato, ci sono pochi problemi: anche lo strato limite verrà processato dalla turbomacchina e tutti contenti.
Si cerca di evitare che le prese d'aria ingeriscano flussi già 'trattati' fluidodinamicamente prima della turbomacchina: nel B2 che ho postato, il flusso d'aria ingerita ha già bagnato un bel pezzo di ala prima della presa d'aria, con l'espansione ram che ne consegue. Con un gradiente negativo di pressione, lo strato limite tende ad aumentare di spessore, in effetti se fate caso ai bypass duct non sono proprio piccole fessure. In più l'aria ingerita segue un condotto ad S che, come avete giustamente notato, comporterà la formazione di un ulteriore 'anello' di strato limite. Quindi, visto che quest'ultimo non si può evitare, e alla fine del condotto c'è il compressore che da una bella rimescolata, meglio evitare di elaborare un flusso già vorticoso.
In più i palettaggi del compressore sono studiati per avere un flusso che si presenta ai bordi d'attacco delle palette con certe incidenze, diverse tra radice e tip della pala, ma il più vicine possibile alle condizioni di progetto (laminare). Non bypassare il fluido vorticizzato dall'ala vorrebbe dire randomizzare l'incidenza di una buona parte del flusso al compressore, quindi una situazione di flusso vorticoso 3-dimensionale....non credo sia una passeggiata da studiare.
E' stato necessario adottare questa soluzione per via delle caratteristiche particolari del velivolo, ma nella maggioranza dei casi le prese d'aria sono esposte al free stream e, a meno di velivoli capaci di velocità supersoniche, le prese d'aria sono piuttosto corte. Le tipologie di prese d'aria supersoniche sono poi svariate, ma tutte contemplano che in condizioni trans e supersoniche il flusso subisce una compressione ram, quindi basta garantire che non ci sia transizione da laminare a turbolento all'interno della presa per tenere a bada lo strato limite.
Spero di essere stato chiaro, e soprattutto di non aver scritto boiate......

Credo di aver capito il succo del discorso,anche se non tutto,sono solo al primo anno di aerospaziale ma buona parte del discorso l'ho capita:mrgreen:
Grazie 1000 per la spiegazione !!

[Achille]

ok, siamo d'accordo!

Solo una domanda: per "compressione ram" intendi compressione spontanea (passami il termine) data dall'aria supersonica che rallenta dentro la presa d'aria?

[ingmb]

Si, per compressione ram intendo quella generata dalle variazioni di sezione del condotto oppure dall'angolazione di rampe poste prima dell'inlet (all'esterno del condotto) nel caso di prese supersoniche: creando una successione di rampe è possibile 'disegnare' la geometria delle onde d'urto per farle incidere tutte in uno stesso punto, che potrebbe essere il bordo inferiore della presa d'aria. Questo discorso però vale per un solo valore del Mach, in genere quello di progetto, in quanto l'angolazione degli urti dipende anche dal Mach incidente...ora quì si sconfina un pò nella gasdinamica compressibile, però sostanzialmente hai capito bene.

[Achille]

Certo certo, ho dato l'esame di propulsione aeronautica proprio giovedì (quindi onde d'urto spine geometrie variabili azzi e ramazzi). Era solo per capire cosa intendevi!
comunque sta cosa del B2 è proprio una figata!