Visualisation de l'écoulement dans un tunnel hydrodynamique : Observation d'un tourbillon sur une aile Delta

Flow Visualization in a Water Tunnel: Observing the Leading-edge Vortex Over a Delta Wing

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Flow Visualization in a Water Tunnel: Observing the Leading-edge Vortex Over a Delta Wing

8.7: Nozzle Analysis: Variations in Mach Number and Pressure Along a Converging and a Converging-diverging Nozzle

8.11: Pitot-static Tube: A Device to Measure Air Flow Speed

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07:01 min

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April 30, 2023

Overview

L’aile delta, montrée dans la figure 1D, est un design populaire dans les avions à grande vitesse en raison de ses superbes performances dans les régimes de vol transsoniques et supersoniques. Ce type d’aile a un petit rapport d’aspect et un angle de balayage élevé, ce qui réduit la traînée à des régimes de vol subsoniques, transsoniques et supersoniques élevés. Le rapport d’aspect est défini comme la portée de l’aile divisée par l’accord moyen.

Un avantage important de l’aile delta est son angle de décrochage élevé. Le décrochage d’une aile delta est retardé par rapport au décrochage d’une aile à rapport d’aspect élevé. C’est parce que l’ascenseur d’une aile delta est renforcée par le vortex d’avant-garde au-dessus de l’aile.

Un moyen efficace d’observer ce phénomène d’écoulement du vortex et d’étudier la dégradation du vortex dans une aile delta est de visualiser le débit dans un tunnel d’eau. En injectant du colorant dans le flux entourant un modèle à partir de ports de teinture à la fine pointe, on peut observer le développement et la dégradation du vortex et mesurer sa position. Les données peuvent également être utilisées pour estimer l’angle de décrochage.

Figure 1. Formes typiques de plandif ile : A) Rectangulaire, avec l’accord constant le long de la travée, B) elliptique, C) conique, avec l’accord variable le long de la travée, et D) aile delta, une aile arrière balayée avec le rapport de cône zéro.

Principles

Lorsqu’une aile delta est soumise à des angles d’attaque légèrement plus élevés, généralement des angles supérieurs à 7 degrés, une séparation d’écoulement se produit à l’avant-garde. Au lieu que la séparation du débit se produise en aval près du bord de fuite, comme cela se produirait dans une aile rectangulaire, le roulis des tourbillons d’avant-garde, comme le montre la figure 2, induise une faible pression sur la surface supérieure de l’aile et améliore l’ascenseur. Ce phénomène est appelé ascenseur vortex et contribue à un angle de décrochage élevé retardé par rapport à l’angle de décrochage d’une aile rectangulaire.

Figure 2. Formation de vortex au-dessus d’une aile delta à un angle modéré d’attaque. A) Vue du haut avec une ligne de stries bleues montrant le noyau et le vortex formant à l’apex de l’aile, et la ligne de stries vertes montrant le rouleau de vortex à partir du bord d’avant à la moitié de l’accord. B) Vue latérale avec le rouleau de vortex. Le vortex provenant de l’apex (colorant bleu) interagit avec le vortex généré à demi-accord (teinture verte).

Ces tourbillons commencent au sommet de l’aile et progressent en aval où, à un moment donné, ils éclatent (rupture du vortex) en raison d’un gradient de pression défavorable élevé. Une fois que la panne de vortex se produit, le vortex ne peut plus induire la basse pression. Pour les angles d’attaque relativement faibles, la dégradation du vortex se produit en aval du bord de fuite. Toutefois, lorsque l’angle d’attaque augmente, l’emplacement de la dégradation du vortex se déplace en amont, à un point où la panne se produit sur la majeure partie de la surface de l’aile. Cela réduit l’ascenseur et provoque le décrochage de l’aile.

Ces modèles de vortex peuvent être observés à l’aide de la visualisation du débit avec du colorant dans un tunnel d’eau. Un flux régulier de colorant est libéré par les ports à des endroits appropriés sur le modèle près du bord d’avant. Le colorant se mélange à l’eau et suit le débit permettant la visualisation des lignes de stries. Le flux teint est suivi, et la formation, le développement et l’interaction de vortex avec d’autres tourbillons et structures d’écoulement sont observés jusqu’à la rupture du vortex.

Le colorant et l’eau dans le tunnel devraient avoir des propriétés physiques similaires, et la pression de rejet à l’ouverture du port devrait être la même que la pression d’écoulement locale pour minimiser les perturbations du débit. Les stries, formées par le colorant, mettent en évidence diverses structures d’écoulement, telles que les tourbillons, les régions laminaires, les régions turbulentes et les régions en transition. Ces structures peuvent être observées et utilisées pour comparer les effets de différentes géométries ou attitudes modèles sur le flux.

Figure 3. Configuration expérimentale de l’aile Delta. A) Aile delta montée dans la poutreC à l’intérieur d’une section d’essai du tunnel d’eau. B) Connexion C-Strut aux murs du tunnel d’eau. C) Récipients de teinture, approvisionnement en air sous pression et trois soupapes pour contrôler le débit de teinture.

Procedure

1. Préparation du tunnel d’eau

Obtenir trois contenants de 500 ml et remplir chaque contenant au moins à moitié plein de colorant. Il devrait y avoir un récipient avec la teinture bleue, un avec le colorant vert et un avec le colorant rouge. La concentration n’est pas importante parce que le débit de colorant sera ajusté en conséquence.
Installer l’aile delta sur son support dans le tunnel d’eau. Fixez le support C-strut au tunnel d’eau avec des vis, en gardant l’angle de lacet à zéro. Voir Figure 3.
Remplissez le tunnel d’eau d’eau.
Placez une caméra pour capturer une vue supérieure de l’aile, et une deuxième caméra pour capturer la vue latérale.

2. Visualiser les lignes de stries au-dessus d’une aile delta

Réglez l’angle d’attaque à zéro en ajustant l’angle sur le C-strut.
Fixez la vitesse d’écoulement du tunnel d’eau à 4 po/s et laissez le débit se stabiliser.
Fournir la pression aux réservoirs de teinture à l’aide de la pompe.
Observez les stries de colorant, puis ajustez le débit de colorant au besoin pour avoir une strie continue. Il n’y a pas de débit fixé pour le colorant. Appliquer toutes les couleurs en même temps. Chaque couleur est appliquée à une région différente de l’aile pour visualiser les interactions vortex. Voir Figure 2.
Appuyez sur l’enregistrement sur chaque caméra pour commencer à capturer des images. Observez les interactions vortex et identifiez le redéploiement du vortex et le noyau de vortex primaire.
Enregistrer au moins 10 s du vortex.
Augmentez l’angle d’attaque à 5 degrés, attendez que le débit et les lignes de stries se stabilisent et enregistrez les tourbillons à 10 s.
Répétez l’expérience en augmentant l’angle d’attaque de 5 degrés par incréments de 0 à 55 degrés.
Si l’eau devient trop trouble, ce qui rend les stries ternes, fermez l’alimentation en colorants, arrêtez le tunnel et remplacez-le par de l’eau douce avant de procéder.
Lorsque tous les essais ont été effectués, éteignez les caméras et fermez l’alimentation en colorant.
Éteignez le tunnel, égouttez l’eau du réservoir et lavez les restes de teinture des parois du tunnel.

Les ailes d’avion, et leur conception, sont essentielles pour définir les caractéristiques de performance d’un aéronef. L’aile delta est un design populaire dans les avions à grande vitesse en raison de ses excellentes performances dans les régimes de vol transsoniques et supersoniques.

L’aile delta a un petit rapport d’aspect, qui est défini comme l’envergure divisée par la longueur moyenne du cordon. Pour une aile delta, c’est la demi-longueur du cordon racinaire. D’autres conceptions communes d’aile, comme l’aile rectangulaire et l’aile balayée-conique, ont des rapports d’aspect plus élevés.

L’aile delta a également un angle de balayage élevé, qui est défini comme l’angle entre la ligne d’accord de 25% et l’axe latéral. Ces caractéristiques de l’aile réduisent la traînée à des régimes de vol sous-soniques, transsoniques et supersoniques élevés. Fait important, l’aile delta a un angle de décrochage élevé par rapport aux ailes à rapport d’aspect élevé.

En aérodynamique, l’angle de décrochage est le point où l’angle d’attaque est trop élevé, ce qui entraîne une diminution de la portance. L’angle de décrochage élevé d’une aile delta est dû à une portance améliorée par un vortex d’avant-garde au-dessus de l’aile, appelé ascenseur vortex. L’élévation du vortex se produit lorsqu’une aile delta est soumise à des angles d’attaque plus élevés, ce qui provoque une séparation du débit au bord d’attaque de l’aile, au lieu de se produire en aval près du bord de fuite, comme ce serait le cas pour une aile rectangulaire.

Le remorquage des tourbillons d’avant-garde induit une basse pression sur la surface supérieure de l’aile. Ce différentiel de pression améliore l’ascenseur. Ces tourbillons partent du sommet de l’aile et progressent en aval. À un moment donné, ils ont éclaté, appelé panne de vortex, en raison du gradient de pression défavorable élevé.

Une fois que la panne de vortex se produit, le vortex ne peut plus induire la basse pression. À de faibles angles d’attaque, la rupture du vortex se produit en aval du bord de fuite. Cependant, à mesure que l’angle d’attaque augmente, l’emplacement de la dégradation du vortex se déplace en amont jusqu’à un point où la dégradation se produit sur la majeure partie de la surface de l’aile. Cela réduit l’ascenseur et provoque le décrochage de l’aile.

Dans cette expérience, nous utiliserons un tunnel d’eau avec teinture pour visualiser ces modèles de vortex sur un modèle d’aile delta et suivre l’emplacement de la dégradation du vortex à différents angles d’attaque.

Pour mener cette expérience, vous aurez besoin d’accéder à un tunnel d’eau. Tout d’abord, obtenir trois contenants de 500 ml et remplir chacun au moins la moitié de teinture. Utilisez un récipient pour le colorant bleu, un autre pour le colorant vert, et le dernier pour le colorant rouge.

Le modèle d’aile delta utilisé dans notre expérience a tubing déjà connecté aux trois récipients de teinture. Il a également trois robinets d’injection de colorant, qui disperseront un colorant différent à trois régions différentes de l’aile. Les mesures de distance sont marquées sur l’aile à l’aide de marques de tiques de 1 cm. L’aile delta doit déjà être fixée à un support C-strut. Connectez-le au tunnel avec des vis, en gardant l’angle de lacet aussi près que 0 que possible.

Une fois l’aile delta en place, remplissez le tunnel d’eau d’eau. Assurez-vous d’attacher un papier avec des marques de tiques pour fournir une référence pour la vue latérale. Ensuite, placez une caméra pour capturer la vue du haut de l’aile. Placez une deuxième caméra pour capturer la vue latérale. Maintenant, appuyez sur ‘Record’ sur chaque caméra pour capturer des images de l’injection de colorant et les tourbillons suivants.

Réglez manuellement l’angle d’attaque à 0 en ajustant l’angle sur la jambe C. Ensuite, placez la vitesse d’écoulement du tunnel d’eau à 4 po/s. Une fois que le débit s’est stabilisé, la pression d’alimentation vers les réservoirs de teinture à l’aide de la pompe manuelle.

Observez les stries de colorant, puis ajustez le débit de teinture à l’aide des trois boutons pour générer une strie continue. L’application des trois couleurs à la fois nous permet de visualiser les interactions vortex dans différentes régions de l’aile. Observez les interactions vortex et identifiez le rouleau de vortex et le noyau de vortex primaire.

Après avoir enregistré au moins 10 secondes du vortex, changez l’angle d’attaque à cinq degrés. Attendez que les lignes d’écoulement et de stries se stabilisent et enregistrez les tourbillons pendant au moins 10 s.

Répétez la mesure en augmentant l’angle d’attaque par incréments de 5 degrés jusqu’à 55 degrés. Enregistrez au moins 10 s du modèle de vortex strié à chaque fois.

Si l’eau devient trop trouble, ce qui donne l’impression que les lignes de stries sont ternes, fermez l’alimentation en colorant et éteignez le tunnel. Égoutter l’eau et la remplacer par de l’eau douce avant de procéder.

Lorsque tous les essais sont terminés, éteignez la caméra et fermez l’alimentation en colorant. Puis éteignez le tunnel et égouttez l’eau. Assurez-vous de laver la teinture du tunnel lorsque vous avez terminé.

De l’expérience, nous pouvons identifier les pannes de vortex à différents angles d’attaque. La distance entre l’apex de l’aile et la dégradation du vortex, étiquetée LB, est mesurée, comme indiqué. Pour plus de simplicité, nous référons cette distance comme un pourcentage de la longueur d’accord du bord de fuite.

Examinons maintenant la distance entre le bord de fuite et la ventilation du vortex pour chaque angle d’attaque. Comme indiqué ici, l’emplacement de la panne de vortex se déplace progressivement en amont à mesure que l’angle d’attaque augmente. Lorsque l’angle d’attaque est égal à 40 degrés, la dégradation du vortex se produit à 96 % de l’emplacement des accords à partir du bord de fuite. En d’autres termes, presque jusqu’au sommet de l’aile. À cette attitude, l’aile delta connaît un décrochage complet. En d’autres termes, il connaît une perte totale de portance.

En résumé, nous avons appris comment le faible rapport d’aspect et l’angle de balayage élevé d’une aile delta contribuent à son soulèvement vortex et au décrochage retardé. Nous avons ensuite observé le phénomène d’écoulement du vortex sur une aile delta modèle dans un tunnel d’eau, et utilisé la ventilation du vortex pour estimer l’angle de décrochage.

Results

À partir de l’expérience, nous pouvons identifier la dégradation du vortex, telle qu’illustrée dans la figure 4. La distance entre l’apex de l’aile et la dégradation du vortex peut être mesurée à l’aide de l’échelle dessinée dans l’aile (figure 4B). Au cours de l’expérience, l’angle d’attaque de l’aile a été augmenté progressivement, et l’emplacement de la dégradation du vortex, l_b, en ce qui concerne l’apex de l’aile, a été mesuré. L’emplacement de la panne, x/c, en ce qui concerne le bord de fuite de l’aile a été graphique ment par rapport à l’angle d’attaque, comme le montre la figure 5. Lorsqu’il s’agit d’une position moyenne en temps de la ventilation du vortex de pointe, on se situe au bord de la fuite de l’aile delta. Avec une augmentation de l’angle d’attaque, l’emplacement de la panne de vortex s’est progressivement déplacé en amont. Au moment où le vortex est à 40 degrés, la rupture du vortex s’est produite à 96 % de l’emplacement de l’accord à partir du bord de fuite, presque au sommet de l’aile delta. À cette attitude, l’aile delta connaît un décrochage complet, une perte totale de portance.

Figure 4. Identification de panne de Vortex. A) Vue latérale de la dégradation du vortex et de la distance de la dégradation du vortex de l’apex de _{l’aile l b}. B) Vue supérieure de la panne de vortex et de la distance de l’apex d’aile _{l b}.

Figure 5. Emplacement de panne de Vortex. Pour les angles d’attaque de l’ilt; 10 degrés, la rupture du vortex s’est produite en aval de l’aile. Pour les angles d’attaque de 40 degrés, le débit se sépare à l’extrémité de l’aile.

Applications and Summary

En utilisant la visualisation du débit dans un tunnel d’eau, les emplacements de dégradation du vortex pour divers angles d’attaque dans une aile delta ont été identifiés. La visualisation des débits dans un tunnel d’eau est effectuée en injectant du colorant à des endroits spécifiques du champ d’écoulement. Le colorant suit le flux, ce qui nous permet d’observer les lignes de stries de flux. Cette méthode est similaire à la technique de visualisation de la fumée qui est utilisée dans une soufflerie. Cependant, la possibilité d’utiliser plusieurs couleurs de colorant sécolores différentes a permis une visualisation facile des structures de flux et des interactions. Un autre avantage de cette méthode est qu’il s’agit d’une technique à faible coût qui fournit des informations 3D du champ de flux.

L’injection de colorant pour la visualisation de flux est une méthode classique avec de nombreuses applications. Par exemple, la célèbre expérience Reynolds sur la turbulence dans le flux des tuyaux a été exécutée à l’aide de colorant pour la visualisation, et elle a identifié des régions d’écoulement laminaires et turbulentes dans des tuyaux circulaires. Cette technique peut être utilisée non seulement pour identifier les régions turbulentes, mais peut également être utilisée pour étudier le mélange qui est favorisé par la turbulence pour étudier d’autres structures de débit.

Les structures de flux, telles que les tourbillons et les bulles de séparation, fournissent des informations importantes sur les phénomènes de la physique qui gouvernent, y compris l’ascenseur vortex. Par conséquent, cette méthode peut être utilisée pour la visualisation des flux pour faciliter la conception et l’optimisation des dispositifs affectés par les champs d’écoulement, tels que les automobiles, les navires, les bâtiments de grande hauteur et les longs ponts.

nom	compagnie	Numéro de catalogue	Commentaires
équipement
Tunnel d’eau de bureau de l’Université	Rolling Hills Research Corporation (en)	Modèle 0710	Section d’essai 7″ x 10″ x 18″ (WxHxL)
			Fenêtre Down Stream 7″ x 9.5″ (WxH)
			Vitesse de flux 2 à 5 po/sec.
Colorant rouge
Colorant vert
Colorant bleu
caméra vidéo
Aile Delta	Sdsu

Transcript

Airplane wings, and their design, are essential to defining performance characteristics of an aircraft. The delta wing is a popular design in high-speed airplanes due to its excellent performance in transonic and supersonic flight regimes.

The delta wing has a small aspect ratio, which is defined as the wingspan divided by the average cord length. For a delta wing, this is 1/2 the root cord length. Other common wing designs, like the rectangular wing and the swept-tapered wing, have higher aspect ratios.

The delta wing also has a high sweep angle, which is defined as the angle between the 25% chord line and the lateral axis. These wing characteristics reduce drag at high subsonic, transonic, and supersonic flight regimes. Importantly, the delta wing has a high stall angle as compared to high aspect ratio wings.

In aerodynamics, the stall angle is the point at which the angle of attack is too high, causing lift to decrease. The high stall angle of a delta wing is due to enhanced lift by a leading-edge vortex over the wing, called vortex lift. Vortex lift occurs when a delta wing is subjected to higher angles of attack, which causes flow separation to take place at the leading edge of the wing, instead of occurring downstream near the trailing edge, as it would for a rectangular wing.

The roll up of the leading-edge vortices induces low pressure on the upper surface of the wing. This pressure differential enhances lift. These vortices start from the wing apex, and progress downstream. At some point, they burst, called vortex breakdown, due to the high adverse pressure gradient.

Once vortex breakdown happens, the vortex cannot induce low pressure anymore. At low angles of attack, the vortex breakdown occurs downstream of the trailing edge. However, as the angle of attack increases, the location of the vortex breakdown moves upstream until a point where the breakdown occurs over most of the wing surface. This reduces lift and causes the wing to stall.

In this experiment, we will use a water tunnel with dye to visualize these vortex patterns on a delta wing model and track the location of vortex breakdown at different angles of attack.

To conduct this experiment, you will need access to a water tunnel. First, obtain three 500-mL containers and fill each at least half full with dye. Use one container for blue dye, another one for green dye, and the last one for red dye.

The delta wing model used in our experiment has tubing already connected to the three dye containers. It also has three dye injection taps, which will disperse a different color dye at three different regions of the wing. Distance measurements are marked on the wing using 1-cm tick marks. The delta wing should already be attached to a C-strut support. Connect it to the tunnel with screws, keeping the yaw angle as close to 0 as possible.

Once the delta wing is in place, fill the water tunnel with water. Make sure you attach a paper with tick marks to provide a reference for the side view. Then, position a camera to capture the top view of the wing. Position a second camera to capture the side view. Now press ‘Record’ on each camera to capture footage of the dye injection and the subsequent vortices.

Manually set the angle of attack to 0 by adjusting the angle on the C-strut. Then, set the water tunnel flow speed to 4 in/s. Once the flow has stabilized, supply pressure to the dye reservoirs using the manual pump.

Observe the streaks of dye, then adjust the dye flow rate using the three knobs to generate a continuous streak. Applying all three colors at once enables us to view the vortex interactions at different regions of the wing. Observe the vortex interactions and identify the vortex roll up and the primary vortex core.

After you’ve recorded at least 10 seconds of the vortex, change the angle of attack to five degrees. Wait for the flow and streak lines to stabilize and record the vortices for at least 10 s.

Repeat the measurement by increasing the angle of attack in 5° increments up to 55°. Record at least 10 s of the streakline vortex pattern each time.

If the water becomes too murky, causing the streak lines to appear dull, close the dye supply and turn off the tunnel. Drain the water and replace it with fresh water before proceeding.

When all of the trials are finished, turn off the camera and close the dye supply. Then turn off the tunnel and drain the water. Be sure to wash the dye off of the tunnel when you are finished.

From the experiment, we can identify vortex breakdowns at different angles of attack. The distance from the wing apex to the vortex breakdown, labeled as LB, is measured, as shown. For simplicity, we reference this distance as a percentage of the chord length from the trailing edge.

Now let’s look at the distance from the trailing edge to the vortex breakdown for each angle of attack. As shown here, the vortex breakdown location gradually moves upstream as the angle of attack increases. When the angle of attack equals 40°, the vortex breakdown occurs at 96% of chord location from the trailing edge. In other words, almost up to the apex of the wing. At this attitude, the delta wing experiences a full stall. In other words, it experiences a total loss of lift.

In summary, we learned how the low aspect ratio and high sweep angle of a delta wing contribute to its vortex lift and delayed stall. We then observed the vortex flow phenomenon on a model delta wing in a water tunnel, and used the vortex breakdown to estimate the stall angle.

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