$$\rightleftharpoonup{xx}$$
$$\longleftharp{xx}$$,
$$\longrightharp{xx}$$,
Wizualizacja przepływu wokół ciała automatycznego ma kluczowe znaczenie dla zrozumienia i ilościowego określenia struktury przepływu, a także dla teoretyzowania zachowania przepływu płynu. Jednym z rodzajów wizualizacji przepływu jest wizualizacja przepływu powierzchniowego, która wykorzystuje barwiony płyn do obserwacji ścieżki wyznaczonej przez przepływ płynu wokół obiektu.
Wizualizacja przepływu barwnika polega na pokryciu ciała będącego przedmiotem zainteresowania barwnikiem w celu zaobserwowania wzorców przepływu wzdłuż powierzchni ciała. Barwnik jest półlepką mieszaniną fluorescencyjnych cząstek barwnika i oleju. Wysoce lepki charakter oleju pomaga utrzymać wzorce przepływu na powierzchni ciała. Podczas gdy barwnik fluorescencyjny pozwala nam uwidocznić te wzory pod światłem UV.
Jeśli obraz jest wykonywany z długotrwałą ekspozycją, barwnik może być używany do śledzenia ścieżki, jaką przebyła pojedyncza cząstka płynu, gdy porusza się w przepływie. Gdy cząsteczki płynu oznaczone barwnikiem przechodzą przez punkt lub obszar, możemy zaobserwować linię łączącą wszystkie barwione cząstki. Nazywa się to linią smug.
W przepływie naddźwiękowym te linie smug mogą być wykorzystane do identyfikacji punktu separacji przepływu, powstawania wstrząsów i ruchu przepływu po powierzchni.
Przyjrzyjmy się teraz bliżej przepływowi przez kulę. Dołączony przepływ pojawia się jako gładkie linie smug, a kierunek linii smug mówi nam o kierunku przepływu na powierzchni. Separację przepływową można zidentyfikować jako obszar, w którym barwnik zbryla się i wydaje się jaśniejszy. Dzieje się tak, ponieważ barwnik poza punktem separacji przepływu jest niezakłócony.
W przepływie naddźwiękowym możemy również zaobserwować powstawanie fal uderzeniowych na powierzchni ciała, podobnie jak na stateczkach pocisku, pokazane cienką jasną krzywą. Możemy również użyć tej techniki do identyfikacji deformacji na powierzchni, o czym świadczą obszary, w których linie smug są zaburzone.
W tym laboratorium zademonstrujemy technikę wizualizacji przepływu barwnika przy użyciu kilku różnych ciał wystawionych na przepływ naddźwiękowy.
W tym eksperymencie użyjemy naddźwiękowego tunelu aerodynamicznego z odmulaczem o operacyjnym zakresie liczb Macha wynoszącym 1. 5 do 4. Ten tunel aerodynamiczny ma sekcję testową 6 cali x 4 cale. Liczba Macha jest zmieniana poprzez regulację sekcji bloku. Innymi słowy, zmieniając stosunek powierzchni badanego odcinka. Przetestujemy i zaobserwujemy linie smug wokół kilku różnych modeli: klina 2D, klina 3D, stożka, tępego korpusu nosa, kuli i pocisku.
Aby rozpocząć eksperyment, wymieszaj barwnik fluorescencyjny w proszku i olej mineralny w plastikowej misce. Dodawać niewielkie ilości oleju mineralnego do barwnika stopniowo, mieszając w sposób ciągły, aż mieszanina stanie się półlepka, a nie rzadka i rzadka.
Teraz zamontuj żądło nad komorą testową w tunelu aerodynamicznym i zablokuj je na miejscu. Następnie przykręć model klina 2D do uchwytu żądła. Ustal kierunek klina tak, aby powierzchnia klina była skierowana w stronę przezroczystych ścian bocznych sekcji testowej.
Za pomocą pędzla nałóż grubą warstwę barwnika na powierzchnię modelu, upewniając się, że nie ma go tak dużo, że kapie. Następnie dostosuj ustawienie bloku, aby osiągnąć żądaną liczbę mach swobodnego strumienia. Dostosować kąt natarcia alfa na 0? za pomocą niwelatora cyfrowego.
Teraz zamknij i zabezpiecz drzwi sekcji testowej i uruchom tunel aerodynamiczny na 6 sekund. Świec światłem UV na model podczas biegu, aby oświetlić barwnik. To pozwala nam obserwować ewolucję wzorów linii smug.
Po zakończeniu przebiegu uchwyć obraz końcowych wzorców przepływu. Następnie ustaw kąt natarcia na 12?. Pomaluj model barwnikiem jak poprzednio i uruchom tunel aerodynamiczny na 6 sekund. Oświetl linie smug światłem UV i uchwyć obraz za pomocą aparatu.
Powtórz te kroki dla modelu klina 2D przy -12?. Wykonaj test i przechwyć obrazy linii smug dla wszystkich modeli zgodnie z macierzą testową pokazaną tutaj. Po zakończeniu wszystkich testów na każdym modelu wyłącz tunel aerodynamiczny i zdemontuj konfigurację.
Rzućmy teraz okiem na wyniki, zaczynając od linii smug nad klinem 2D. Przy 0?, wzór linii smug pokazuje równomierny przepływ w całym ciele, z wyjątkiem obszaru, w którym w środku występuje deformacja powierzchni powodująca oddzielenie przepływu. Gdy klin jest ustawiony pod kątem do 12?, przepływ wzdłuż powierzchni jest odchylany w górę, podczas gdy przepływ jest odchylany w dół przy -12Ω ustawienie.
Patrząc na klin 3D, widzimy, że wzór przepływu w środku modelu jest podobny do obserwowanego dla klina 2D przy wszystkich ustawieniach kąta. Jednak wzór przepływu na górnej i dolnej krawędzi wykazuje ugięcie, a efekt wiru końcówki obserwuje się na całej ich długości.
Wzory linii smug dla stożka pokazują, że dla wszystkich kątów natarcia przepływ zakrzywia się wokół ciała. Możemy również zaobserwować, że separacja przepływu zachodzi na końcu stożka, jak wskazuje obszar, w którym barwnik się zbryla.
W przypadku modelu tępego nosa obserwujemy przyczepiony przepływ po całym ciele pod kątem natarcia 0?.? Przy 11 i -11?, przepływ zakrzywia się wokół ciała, podążając za konturem powierzchni i rozdziela się wzdłuż linii, w której barwnik się łączy.
Podczas gdy wzorce przepływu z przodu modelu pocisku są podobne do tępego korpusu nosa, smugi na płetwach wykazują różne cechy. Przy 0?, linie smug na górnych i dolnych płetwach pokazują przyczepiony przepływ z przodu płetwy ze stopniowym oddzielaniem się zachodzącym w układzie krzyżowym. Obserwujemy również, że przepływ odrywa się znacznie wcześniej u nasady płetw w porównaniu z końcówkami.
Jeśli spojrzymy na zlajony barwnik na krawędzi natarcia płetwy środkowej, zobaczymy, że wzory smug wskazują na szok łukowy z kształtem wstrząsu zaznaczonym przez barwnik. Na 11? kąt natarcia, obserwujemy w pełni przyczepiony przepływ na dolnej płetwie, ale oddzielony przepływ blisko nasady górnej płetwy. Podobne do 0? w przypadku, obecność centralnej płetwy powoduje wstrząs dziobowy na krawędzi natarcia statecznika.
Wreszcie, w przypadku kuli, zróżnicowaliśmy liczbę machów, a nie kąt natarcia, ponieważ wzorce przepływu pozostają takie same niezależnie od kąta odchylenia. Widzimy, że wraz ze wzrostem liczby machów, punkt separacji przesuwa się w kierunku rufy ciała, pokazując zmniejszającą się separację przepływu. Wynika to z faktu, że przepływy o większej prędkości mają większy pęd, co pomaga przepływowi pokonać niekorzystny gradient ciśnienia nad kulą. Prowadzi to do wyższego stopnia przyłączenia przepływu przy zwiększonej liczbie machów.
Podsumowując, dowiedzieliśmy się, w jaki sposób można wykorzystać linie smug do identyfikacji punktu separacji przepływu, powstawania wstrząsów i ruchu przepływu po powierzchni. Następnie wystawiliśmy kilka ciał na działanie przepływu naddźwiękowego w tunelu aerodynamicznym i obserwowaliśmy smugi, które tworzyły się na każdej powierzchni pod różnymi kątami natarcia.
