Anemometria o stałej temperaturze: narzędzie do badania turbulentnego przepływu warstwy granicznej
Źródło: Xiaofeng Liu, Jose Roberto Moreto i Jaime Dorado, Wydział Inżynierii Lotniczej i Kosmicznej, Uniwersytet Stanowy w San Diego, San Diego, Kalif…
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.
Zaloguj się lub , aby uzyskać dostęp do pełnej treści. Dowiedz się więcej o dostępie Twojej instytucji do treści JoVE tutaj
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.
View the full transcript and gain access to JoVE Science Education videos
Q1: What is a boundary layer and why does it matter in aeronautical engineering?
A boundary layer is a thin flow region immediately adjacent to a solid surface where viscous effects dominate and friction retards the flow. Outside this region, the free stream has constant velocity. The boundary layer is critical for calculating skin friction drag on aircraft, which results from viscous shear stress on the surface and becomes significant over large areas like airplane wings.
Q2: How does turbulent flow differ from laminar flow in a boundary layer?
Laminar boundary layer flow is smooth and orderly, while turbulent flow involves irregular motion with mixing and eddying. Turbulent flow creates higher skin friction drag because fluid particles interact with the surface at high momentum, enhancing momentum transfer. The boundary layer naturally progresses from laminar to transitional to turbulent states as it develops.
Q3: What principles underlie constant temperature anemometry for measuring flow?
Constant temperature anemometry relies on two principles: first, convective heat coefficient changes when fluid flows over a heated surface, altering surface temperature; second, Joule's law states electrical heat dissipation is proportional to the square of applied current. By measuring the electrical potential needed to maintain constant wire temperature, velocity can be determined since cooling is caused by fluid flow.
Q4: How does a Wheatstone bridge control the hot wire probe in CTA?
The Wheatstone bridge controls and adjusts electrical potential to maintain constant temperature across the thin metallic wire probe. Any cooling caused by fluid flow requires increased electrical potential to restore the wire to its set temperature. This change in potential directly correlates to the heat transfer coefficient and, by extension, to fluid velocity.
Q5: What do boundary layer displacement thickness and momentum thickness represent?
Displacement thickness represents the distance a plate must move vertically to obtain the same flow rate occurring between the surface and fluid. Momentum thickness is the distance the plate must move to have the same momentum existing between fluid and plate. These parameters help characterize boundary layer development and are used to calculate the shape factor, which indicates whether flow is laminar, transitional, or turbulent.
Q6: How is the shape factor used to classify boundary layer flow conditions?
The shape factor, calculated from displacement and momentum thickness, classifies flow regimes. A shape factor around 1.3 indicates fully turbulent flow, approximately 2.6 indicates laminar flow, and values between these indicate transitional flow. This parameter helps engineers understand the nature of boundary layer development and predict skin friction characteristics.
Q7: Why is skin friction drag more significant in turbulent boundary layers?
Skin friction drag is proportional to fluid viscosity and the local velocity gradient at the surface. In turbulent flow, macro-turbulent motion enhances momentum transfer by bringing high-momentum fluid particles down to the surface, increasing shear stress. This effect becomes particularly important over large surfaces like airplane wings, making turbulent boundary layer analysis essential for aircraft design and related studies like airfoil behavior pressure distribution.