Anemometria o stałej temperaturze: narzędzie do badania turbulentnego przepływu warstwy granicznej
1. Dynamiczne wyznaczanie odpowiedzi systemu gorącego drutu
Celem tej procedury jest zrozumienie, jak szybko system anemometru może reagować na zmiany sygnału przepływu. Ta zdolność jest mierzona poprzez pomiar odpowiedzi częstotliwościowej, gdy sygnał włącza się i wyłącza, stosując falę prostokątną.
- Zabezpiecz sondę gorącego drutu systemu CTA wewnątrz tunelu aerodynamicznego za pomocą wału wsporczego.
- Ustaw zasilacz prądu stałego, generator sygnału i oscyloskop i podłącz je, jak pokazano na rysunku 2(a). Generator sygnału dostarcza falę prostokątną wejściową do mostka Wheatstone'a, a przebieg wyjściowy jest wizualizowany na oscyloskopie.
- Włącz zasilanie gorącym drutem, oscyloskop i generator sygnału.
- Ustaw generator sygnału tak, aby wyprowadzał falę prostokątną o amplitudzie 150 mV i częstotliwości 10 kHz.
- Obserwuj sygnał wyjściowy w oscyloskopie, aby upewnić się, że częstotliwość i amplituda fali wyjściowej są prawidłowe.
- Zamknij sekcję testową i podłącz port szeregowy. Włącz tunel aerodynamiczny i ustaw prędkość lotu na 40 mil na godzinę.
- Gdy przepływ powietrza się ustabilizuje, zmierz szerokość przeregulowania sygnału, τ, z oscyloskopu. Zobacz rysunek 3, aby zapoznać się z definicją τ.
- Użyj zmierzonej wartości τ, aby uzyskać częstotliwość odcięcia systemu gorącego drutu za pomocą równania: fcut = 1/1,5τ.
- Wyłącz tunel aerodynamiczny.
2. Kalibracja gorącym drutem
Celem tej procedury jest ustalenie korelacji między prędkością lotu a potencjałem elektrycznym mostu Wheatstone'a. Pozwala to na pomiar prędkości przepływu.
- Ustaw sondę z gorącym drutem w pozycji pionowej tak, aby znajdowała się wystarczająco daleko od płaskiej płyty, którą w tym przypadku jest podłoga tunelu aerodynamicznego, tak aby znajdowała się w obszarze swobodnego strumienia.
- Uruchom oprogramowanie sterujące tunelem aerodynamicznym.
- Otwórz oprogramowanie instrumentu wirtualnego i ustaw częstotliwość próbkowania na 10 kHz, a liczbę próbek na 100 000. Parametry te są określane na podstawie charakterystyki przepływu pola przepływu, które ma być mierzone, i mogą się różnić w zależności od znajomości wymogu konwergencji zawartego w docelowych statystykach.
- Ustaw prędkość w tunelu aerodynamicznym na 0 mil na godzinę i zapisz napięcie na moście Wheatstone'a.
- Zwiększ prędkość powietrza w tunelu aerodynamicznym w krokach od 3 mil na godzinę do 15 mil na godzinę. Poczekaj, aż przepływ ustabilizuje się przy każdej prędkości powietrza przed pomiarem napięcia.
- Zwiększ prędkość powietrza w tunelu aerodynamicznym w krokach od 5 mil na godzinę do 60 mil na godzinę i zmierz napięcie przy każdym kroku.
- Po zakończeniu wszystkich pomiarów zmniejsz przepływ powietrza do 30 mil na godzinę, a następnie wyłącz tunel aerodynamiczny.
Rysunek 3. Schemat szerokości przeregulowania sygnału, τ obserwowanej na oscyloskopie podczas testu fali prostokątnej.
3. Pomiar warstwy granicznej
- Korzystając z tej samej konfiguracji, co w poprzedniej sekcji eksperymentalnej, powoli opuść sondę z gorącym drutem, aż dotknie podłogi sekcji testowej, która będzie działać jak płaska płyta.
- Włącz tunel aerodynamiczny i ustaw prędkość lotu na 40 mil na godzinę, częstotliwość próbkowania na 10 kHz, a liczbę próbek na 100 000, jak poprzednio.
- Zapisz odczyt napięcia przy najniższym ustawieniu pionowym, które znajduje się obok płaskiej płyty i w warstwie granicznej.
- Przesuń sondę w pionie, zwiększając wysokość w krokach co 0,05 mm do wysokości 0,50 mm i zapisz odczyt napięcia w pozycji pionowej.
- Zwiększ wysokość sondy w krokach co 0,10 mm do wysokości 1,50 mm i zapisz odczyt napięcia w pozycji pionowej.
- Zwiększ wysokość sondy w krokach co 0,25 mm aż do końcowej wysokości 4,00 mm i zapisz odczyt napięcia w pozycji pionowej.
- Po zakończeniu wszystkich pomiarów zmniejsz prędkość powietrza do 20 mil na godzinę, a następnie wyłącz tunel aerodynamiczny, CTA, zasilacz, oscyloskop i generator funkcyjny.
Źródło: Xiaofeng Liu, Jose Roberto Moreto i Jaime Dorado, Wydział Inżynierii Lotniczej i Kosmicznej, Uniwersytet Stanowy w San Diego, San Diego, Kalifornia
Warstwa graniczna to cienki obszar przepływu bezpośrednio przylegający do powierzchni ciała stałego zanurzonego w polu przepływu. W tym obszarze dominują efekty lepkości, takie jak lepkie naprężenie ścinające, a przepływ jest opóźniony z powodu wpływu tarcia między płynem a powierzchnią ciała stałego. Na zewnątrz warstwy granicznej przepływ jest nielepki, tj. nie ma efektów rozpraszających spowodowanych tarciem, przewodzeniem cieplnym lub dyfuzją masy.
Koncepcja warstwy granicznej została wprowadzona przez Ludwiga Prandtla w 1904 roku, co umożliwia znaczne uproszczenie równania Naviera-Stokesa (NS) dla traktowania przepływu nad ciałem stałym. Wewnątrz warstwy granicznej równanie NS jest zredukowane do równania warstwy granicznej, podczas gdy poza warstwą graniczną przepływ można opisać równaniem Eulera, które jest uproszczoną wersją równania NS.
Rysunek 1. Opracowanie warstwy granicznej na płaskiej płycie.
Najprostszy przypadek rozwoju warstwy granicznej występuje na płaskiej płycie przy zerowym kącie padania. Biorąc pod uwagę rozwój warstwy granicznej na płaskiej płycie, prędkość na zewnątrz warstwy granicznej jest stała, tak że gradient ciśnienia wzdłuż ściany jest uważany za zerowy.
Warstwa graniczna, która naturalnie rozwija się na powierzchni ciała stałego, zwykle przechodzi następujące etapy: po pierwsze, laminarny stan warstwy granicznej; po drugie, stan przejściowy, a po trzecie, turbulentny stan warstwy granicznej. Każdy stan ma swoje własne prawa opisujące strukturę przepływu warstwy granicznej.
Badania nad rozwojem i strukturą warstwy granicznej mają ogromne znaczenie zarówno dla badań teoretycznych, jak i zastosowań praktycznych. Na przykład teoria warstwy granicznej jest podstawą do obliczania oporu tarcia powłoki na statkach, samolotach i łopatach turbomaszyn. Opór tarcia skóry powstaje na powierzchni ciała w warstwie granicznej i jest spowodowany lepkim naprężeniem ścinającym wywieranym na powierzchnię przez cząsteczki płynu w bezpośrednim kontakcie z nią. Tarcie skóry jest proporcjonalne do lepkości płynu i lokalnego gradientu prędkości na powierzchni w kierunku normalnym powierzchni. Opór tarcia skóry występuje na całej powierzchni, dlatego staje się znaczny na dużych obszarach, takich jak skrzydło samolotu. Dodatkowo turbulentny przepływ płynu powoduje większy opór tarcia skóry. Makroturbulentny ruch płynu zwiększa przenoszenie pędu w warstwie granicznej, sprowadzając cząstki płynu o dużym pędzie na powierzchnię.
Demonstracja ta koncentruje się na turbulentnej warstwie granicznej nad płaską płytą, w której przepływ jest nieregularny, na przykład podczas mieszania lub wirowania, a wahania są nakładane na średni przepływ. Zatem prędkość w dowolnym punkcie turbulentnej warstwy granicznej jest funkcją czasu. W tej demonstracji anemometria gorącego drutu o stałej temperaturze (CTA) zostanie wykorzystana do przeprowadzenia badania warstwy granicznej. Następnie metoda wykresu Clausera zostanie wykorzystana do obliczenia współczynnika tarcia skóry w turbulentnej warstwie granicznej.
1. Dynamiczne wyznaczanie odpowiedzi systemu gorącego drutu
Celem tej procedury jest zrozumienie, jak szybko system anemometru może reagować na zmiany sygnału przepływu. Ta zdolność jest mierzona poprzez pomiar odpowiedzi częstotliwościowej, gdy sygnał włącza się i wyłącza, stosując falę prostokątną.
- Zabezpiecz sondę gorącego drutu systemu CTA wewnątrz tunelu aerodynamicznego za pomocą wału wsporczego.
- Ustaw zasilacz prądu stałego, generator sygnału i oscyloskop i podłącz je, jak pokazano na rysunku 2(a). Generator sygnału dostarcza falę prostokątną wejściową do mostka Wheatstone'a, a przebieg wyjściowy jest wizualizowany na oscyloskopie.
- Włącz zasilanie gorącym drutem, oscyloskop i generator sygnału.
- Ustaw generator sygnału tak, aby wyprowadzał falę prostokątną o amplitudzie 150 mV i częstotliwości 10 kHz.
- Obserwuj sygnał wyjściowy w oscyloskopie, aby upewnić się, że częstotliwość i amplituda fali wyjściowej są prawidłowe.
- Zamknij sekcję testową i podłącz port szeregowy. Włącz tunel aerodynamiczny i ustaw prędkość lotu na 40 mil na godzinę.
- Gdy przepływ powietrza się ustabilizuje, zmierz szerokość przeregulowania sygnału, τ, z oscyloskopu. Zobacz rysunek 3, aby zapoznać się z definicją τ.
- Użyj zmierzonej wartości τ, aby uzyskać częstotliwość odcięcia systemu gorącego drutu za pomocą równania: fcut = 1/1,5τ.
- Wyłącz tunel aerodynamiczny.
2. Kalibracja gorącym drutem
Celem tej procedury jest ustalenie korelacji między prędkością lotu a potencjałem elektrycznym mostu Wheatstone'a. Pozwala to na pomiar prędkości przepływu.
- Ustaw sondę z gorącym drutem w pozycji pionowej tak, aby znajdowała się wystarczająco daleko od płaskiej płyty, którą w tym przypadku jest podłoga tunelu aerodynamicznego, tak aby znajdowała się w obszarze swobodnego strumienia.
- Uruchom oprogramowanie sterujące tunelem aerodynamicznym.
- Otwórz oprogramowanie instrumentu wirtualnego i ustaw częstotliwość próbkowania na 10 kHz, a liczbę próbek na 100 000. Parametry te są określane na podstawie charakterystyki przepływu pola przepływu, które ma być mierzone, i mogą się różnić w zależności od znajomości wymogu konwergencji zawartego w docelowych statystykach.
- Ustaw prędkość w tunelu aerodynamicznym na 0 mil na godzinę i zapisz napięcie na moście Wheatstone'a.
- Zwiększ prędkość powietrza w tunelu aerodynamicznym w krokach od 3 mil na godzinę do 15 mil na godzinę. Poczekaj, aż przepływ ustabilizuje się przy każdej prędkości powietrza przed pomiarem napięcia.
- Zwiększ prędkość powietrza w tunelu aerodynamicznym w krokach od 5 mil na godzinę do 60 mil na godzinę i zmierz napięcie przy każdym kroku.
- Po zakończeniu wszystkich pomiarów zmniejsz przepływ powietrza do 30 mil na godzinę, a następnie wyłącz tunel aerodynamiczny.
Rysunek 3. Schemat szerokości przeregulowania sygnału, τ obserwowanej na oscyloskopie podczas testu fali prostokątnej.
3. Pomiar warstwy granicznej
- Korzystając z tej samej konfiguracji, co w poprzedniej sekcji eksperymentalnej, powoli opuść sondę z gorącym drutem, aż dotknie podłogi sekcji testowej, która będzie działać jak płaska płyta.
- Włącz tunel aerodynamiczny i ustaw prędkość lotu na 40 mil na godzinę, częstotliwość próbkowania na 10 kHz, a liczbę próbek na 100 000, jak poprzednio.
- Zapisz odczyt napięcia przy najniższym ustawieniu pionowym, które znajduje się obok płaskiej płyty i w warstwie granicznej.
- Przesuń sondę w pionie, zwiększając wysokość w krokach co 0,05 mm do wysokości 0,50 mm i zapisz odczyt napięcia w pozycji pionowej.
- Zwiększ wysokość sondy w krokach co 0,10 mm do wysokości 1,50 mm i zapisz odczyt napięcia w pozycji pionowej.
- Zwiększ wysokość sondy w krokach co 0,25 mm aż do końcowej wysokości 4,00 mm i zapisz odczyt napięcia w pozycji pionowej.
- Po zakończeniu wszystkich pomiarów zmniejsz prędkość powietrza do 20 mil na godzinę, a następnie wyłącz tunel aerodynamiczny, CTA, zasilacz, oscyloskop i generator funkcyjny.
Warstwa graniczna to cienki obszar przepływu bezpośrednio przylegający do powierzchni ciała stałego w polu przepływu. Obszar przepływu poza warstwą graniczną, zwany obszarem swobodnego strumienia, ma stałą prędkość. Jednak w warstwie granicznej występuje gradient prędkości spowodowany tarciem o powierzchnię. Warstwa graniczna zazwyczaj przechodzi kilka etapów.
Najpierw laminarny stan graniczny, następnie stan przejściowy i wreszcie turbulentny stan warstwy granicznej, który obejmuje nieregularny przepływ i wahania, takie jak mieszanie lub wirowanie. Warstwa graniczna stanowi podstawę do obliczania oporu tarcia poszycia na statku powietrznym.
Opór tarcia skóry powstaje w warstwie granicznej i jest spowodowany lepkim naprężeniem ścinającym wywieranym na powierzchnię. Opór tarcia skóry jest proporcjonalny do lepkości dynamicznej płynu, mu i szybkości odkształcania przy ścinaniu prędkości lokalnego strumienia, która jest gradientem prędkości strumienia w kierunku normalnym. Staje się to więc istotne w przypadku dużych obszarów, takich jak skrzydło samolotu. Ponadto opór tarcia skóry jest większy w przepływie turbulentnym, ponieważ cząsteczki płynu oddziałują z powierzchnią przy dużym pędzie.
Jednym ze sposobów pomiaru właściwości turbulentnej warstwy granicznej jest użycie anemometrii gorącego drutu, która opiera się na dwóch zasadach związanych z chłodzącym wpływem przepływu na rozgrzany drut. Zgodnie z pierwszą zasadą, gdy płyn przepływa po gorącej powierzchni, zmienia się konwekcyjny współczynnik ciepła, co powoduje zmiany temperatury powierzchni.
Drugą zasadą jest prawo Joule'a, które mówi, że rozpraszanie ciepła przez przewodniki elektryczne, Q, jest proporcjonalne do kwadratu prądu elektrycznego I, przyłożonego do przewodnika. Możemy użyć tych dwóch zasad do określenia prędkości przepływu płynu otaczającego rozgrzaną sondę z drutu metalowego, mierząc potencjał elektryczny E, który musi być przyłożony, aby utrzymać stałą temperaturę drutu.
Powszechnie stosowaną techniką gorącego drutu jest anemometria stałej temperatury lub CTA. CTA składa się z bardzo cienkiego metalowego drutu, zwanego sondą, który jest połączony z ramieniem mostka Wheatstone'a. Mostek Wheatstone'a kontroluje potencjał elektryczny i dostosowuje go w razie potrzeby, aby utrzymać stałą temperaturę na przewodzie. Jakiekolwiek chłodzenie jest spowodowane przepływem płynu wokół drutu. Zatem zmiana potencjału jest funkcją współczynnika przenikania ciepła, a co za tym idzie, jest funkcją prędkości.
W tym eksperymencie zademonstrujemy zastosowanie układu anemometrii o stałej temperaturze do pomiaru turbulentnej warstwy granicznej na płaskiej płycie.
Po pierwsze, dowiemy się, w jaki sposób system anemometru o stałej temperaturze (CTA) reaguje na zmiany sygnału przepływu za pomocą tunelu aerodynamicznego. Aby rozpocząć, zabezpiecz sondę gorącego drutu systemu CTA wewnątrz tunelu aerodynamicznego za pomocą wału wsporczego.
Następnie skonfiguruj zasilacz prądu stałego, generator sygnału i oscyloskop. Komponenty są połączone, jak pokazano. Aby rozpocząć, włącz zasilacz gorącym drutem, generator sygnału i oscyloskop. Ustaw generator sygnału tak, aby dostarczał falę prostokątną do mostka Wheatstone'a o amplitudzie 150 mV i częstotliwości 10 kHz.
Obserwuj sygnał wyjściowy w oscyloskopie, aby upewnić się, że częstotliwość i amplituda są prawidłowe. Teraz zamknij sekcję testową, podłącz kabel szeregowy, włącz tunel aerodynamiczny i ustaw prędkość wiatru na 40 mil na godzinę. Gdy przepływ powietrza się ustabilizuje, zmierz szerokość przeregulowania sygnału, tau, obserwowanego na oscyloskopie. Użyj zmierzonej wartości tau, aby obliczyć częstotliwość odcięcia dla systemu gorącego drutu za pomocą tego równania. Następnie wyłącz przepływ powietrza w tunelu aerodynamicznym.
Następnie ustalimy korelację między prędkością wiatru a potencjałem elektrycznym mostu Wheatstone'a. Aby rozpocząć, podnieś sondę CTA w kierunku pionowym, tak aby znalazła się w obszarze swobodnego strumienia. Uruchom oprogramowanie sterujące tunelem aerodynamicznym, a następnie uruchom oprogramowanie instrumentu wirtualnego. Ustaw częstotliwość próbkowania na 10 kHz, a liczbę próbek na 100 000.
Teraz, gdy prędkość powietrza w tunelu aerodynamicznym jest ustawiona na 0 mil na godzinę, zarejestruj napięcie na moście Wheatstone'a. Następnie zwiększ prędkość powietrza w tunelu aerodynamicznym w krokach od 3 mil na godzinę do 15 mil na godzinę, mierząc napięcie przy każdym kroku. Upewnij się, że przepływ powietrza ustabilizuje się przed zarejestrowaniem objętościtage pomiar.
Następnie zwiększ prędkość powietrza w tunelu aerodynamicznym do 60 mil na godzinę w krokach co 5 mil na godzinę, mierząc napięcie przy każdym kroku. Po zakończeniu wszystkich pomiarów zmniejsz prędkość powietrza do 30 mil na godzinę, a następnie wyłącz przepływ powietrza w tunelu aerodynamicznym.
Korzystając z tej samej konfiguracji, co poprzednio, powoli opuść sondę CTA, aż dotknie podłogi sekcji testowej, która będzie działać jak płaska płyta. Ustaw przepływ powietrza na 40 mil na godzinę. Utrzymuj częstotliwość próbkowania na poziomie 10 kiloherców, a liczbę próbek na poziomie 100 000. Zapisz napięcie przy najniższym ustawieniu pionowym, które znajduje się obok płaskiej płyty i w warstwie granicznej.
Teraz przesuwaj sondę w pionie w krokach co 0,05 mm do wysokości 0. 5 mm, rejestrując odczyt napięcia w każdej pozycji. Następnie zwiększaj wysokość sondy w krokach co 0,1 mm do wysokości 1. 5 mm. A następnie w krokach co 0,25 mm aż do końcowej wysokości 4 mm, rejestrując napięcie przy każdym kroku.
Po wykonaniu wszystkich pomiarów zmniejsz prędkość wiatru do 20 mil na godzinę, a następnie wyłącz przepływ powietrza. Następnie wyłącz zasilanie, generator sygnału i oscyloskop.
Pierwszym krokiem w analizie danych jest wykorzystanie danych uzyskanych podczas etapu kalibracji eksperymentu w celu określenia korelacji między napięciem gorącego drutu a prędkością powietrza. Można to zrobić na kilka różnych sposobów, które polegają na dopasowaniu danych do znanych relacji wymiany ciepła i zostały szczegółowo omówione w załączniku do tego filmu.
Po ustaleniu zależności matematycznej użyj pomiarów napięcia, aby obliczyć prędkość na każdej wysokości pionowej. Po dostosowaniu wysokości nominalnej w celu uwzględnienia wszelkich artefaktów spowodowanych przegiętą sondą, należy wykreślić profil prędkości u(y), który można następnie wykorzystać do określenia grubości przemieszczenia warstwy granicznej.
Wartość ta reprezentuje odległość, na jaką płytka musiałaby zostać przesunięta w pionie, aby uzyskać takie samo natężenie przepływu, jakie występuje między powierzchnią a płynem. Możemy również obliczyć grubość pędu, zdefiniowaną jak pokazano, czyli odległość, na jaką płytka musiałaby zostać przesunięta w pionie, aby uzyskać taki sam pęd, jaki istnieje między płynem a płytką.
Na podstawie tych dwóch parametrów możemy obliczyć współczynnik kształtu, H. Współczynnik kształtu służy do określenia charakteru przepływu, gdzie współczynnik kształtu około 1,3 oznacza przepływ w pełni turbulentny, a około 2,6 – przepływ laminarny. Pomiędzy tymi wartościami znajduje się przepływ przejściowy. W przypadku tego eksperymentu współczynnik kształtu został obliczony na poziomie 1,9, co wskazuje na przepływ przejściowy.
Podsumowując, dowiedzieliśmy się o rozwoju przepływu w warstwie granicznej, a następnie użyliśmy anemometrii stałej temperatury, aby przeanalizować turbulentną warstwę graniczną na płaskiej płycie i zaobserwować niskie zachowanie.
CTA zostało skalibrowane w sekcji 2 protokołu poprzez pomiar napięcia gorącego drutu przy różnych prędkościach powietrza. Dane te zostały następnie wykorzystane do określenia matematycznej zależności między mierzoną zmienną, napięciem, a zmienną pośrednią, prędkością powietrza. Istnieje wiele podejść do dopasowania danych eksperymentalnych do matematycznych zależności prędkości, z których kilka omówiono w załączniku. Po ustaleniu zależności matematycznej, prędkość można łatwo obliczyć na ...
Demonstracja pokazuje, jak korzystać z anemometrii o stałej temperaturze, potężnego narzędzia używanego do badania turbulentnego przepływu nad powierzchnią, którą w tym konkretnym przypadku była płaska płyta. Ta metoda jest prostsza i tańsza niż inne metody, takie jak PIV, PTV i LDV, i zapewnia wysoką rozdzielczość czasową. Zastosowanie anemometrii gorącego drutu do turbulentnej warstwy granicznej zapewnia opłacalne i praktyczne podejście do demonstrowania zachowania przepływów turbulentnych.
...
Chapters in this video
0:01
Concepts
3:05
CTA Dynamic Response Determination
4:44
CTA Calibration
6:07
Boundary Layer Survey
7:23
Results
Videos from this collection: