Visualização de fluxo em um túnel de água: observando o vórtice de ponta sobre uma asa 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

8.1: Real-time Flight Control: Embedded Sensor Calibration and Data Acquisition

8.4: Cross Cylindrical Flow: Measuring Pressure Distribution and Estimating Drag Coefficients

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07:01 min

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October 13, 2017

Overview

Fonte: Jose Roberto Moreto, Gustaaf Jacobs e Xiaofeng Liu, Departamento de Engenharia Aeroespacial, Universidade Estadual de San Diego, San Diego, Califórnia

A asa delta, mostrada na Figura 1D, é um design popular em aviões de alta velocidade devido ao seu excelente desempenho em regimes de voo transônicos e supersônicos. Este tipo de asa tem uma pequena proporção e ângulo de alta varredura, o que reduz o arrasto em regimes de voo subsônicos, transônicos e supersônicos. A proporção é definida como o comprimento da asa dividido pelo acorde médio .

Uma vantagem importante da asa delta é seu ângulo de cabine alta. A cabine de uma asa delta está atrasada em comparação com a parada de uma asa de alta proporção. Isso ocorre porque o elevador de uma asa delta é reforçado pelo vórtice de borda superior sobre a asa.

Uma maneira eficaz de observar esse fenômeno de fluxo de vórtice e estudar a quebra do vórtice em uma asa delta é visualizando o fluxo em um túnel de água. Ao injetar corante no fluxo em torno de um modelo de portas de corante na borda principal, o desenvolvimento e a quebra do vórtice podem ser observados e sua posição medida. Os dados também podem ser usados para estimar o ângulo da cabine.

Figura 1. Formas típicas de planform de asa: A) Retangular, com acordes constantes ao longo do vão, B) elíptico, C) afilado, com acordes variáveis ao longo do vão, e asa delta D, uma asa varrida à popa com razão zero taper.

Principles

Quando uma asa delta é submetida a ângulos de ataque ligeiramente mais altos, geralmente ângulos superiores a 7°, uma separação de fluxo ocorre na borda superior. Em vez da separação de fluxo que ocorre rio abaixo perto da borda de arrasto, como aconteceria em uma asa retangular, o rolo para cima dos vórtices de borda superior, como mostrado na Figura 2, induz baixa pressão na superfície superior da asa e melhora o elevador. Este fenômeno é chamado de elevação de vórtice e contribui para um ângulo de cabine alto atrasado em comparação com o ângulo de uma asa retangular.

Figura 2. Formação de vórtice sobre uma asa delta em um ângulo moderado de ataque. A) Vista superior com uma linha de listras azul mostrando o núcleo e o vórtice formando no ápice da asa, e a linha verde mostrando o vórtice rollup da borda principal em meio acorde. B) Vista lateral com o rolo do vórtice. O vórtice originário do ápice (corante azul) interage com o vórtice gerado a meio acorde (corante verde).

Estes vórtices começam no ápice da asa e progridem rio abaixo onde em algum momento eles explodem (quebra do vórtice) devido a um gradiente de alta pressão adversa. Uma vez que a quebra do vórtice ocorre, o vórtice não pode mais induzir baixa pressão. Para ângulos de ataque relativamente baixos, a quebra do vórtice ocorre rio abaixo da borda de arrasto. No entanto, quando o ângulo de ataque aumenta, a localização da quebra do vórtice se move rio acima, a um ponto onde a quebra ocorre sobre a maior parte da superfície da asa. Isso reduz o elevador e faz com que a asa pare.

Esses padrões de vórtice podem ser observados usando visualização de fluxo com corante em um túnel de água. Um fluxo constante de corante é liberado através de portas em locais apropriados no modelo perto da borda principal. O corante se mistura com a água e segue o fluxo permitindo a visualização de linhas de listras. O fluxo tingido é rastreado, e a formação, desenvolvimento e interação com outros vórtices e estruturas de fluxo são observados até que o vórtice se desfaça.

O corante e a água do túnel devem ter propriedades físicas semelhantes, e a pressão de liberação na abertura do porto deve ser a mesma que a pressão de fluxo local para minimizar os distúrbios ao fluxo. As linhas de traço, formadas pelo corante, destacam diversas estruturas de fluxo, como vórtices, regiões laminar, regiões turbulentas e regiões de transição. Essas estruturas podem ser observadas e utilizadas para comparar os efeitos de diferentes geometrias ou modelar atitudes no fluxo.

Figura 3. Configuração experimental da asa Delta. A) Asa Delta montada no suporte C dentro de uma seção de teste de túnel de água. B) Conexão C-Strut com as paredes do túnel de água. C) Recipientes de corante, fonte de ar pressurizada e três válvulas para controlar a vazão de corante.

Procedure

1. Preparando o túnel de água

Obtenha três recipientes de 500 mL e encha cada recipiente pelo menos meio cheio com corante. Deve haver um recipiente com corante azul, um com corante verde e outro com corante vermelho. A concentração não é importante porque a taxa de fluxo de corante será ajustada em conformidade.
Instale a asa delta em seu suporte no túnel de água. Conecte o suporte de suporte C ao túnel de água com parafusos, mantendo o ângulo de guinada a zero. Veja a Figura 3.
Encha o túnel de água com água.
Posicione uma câmera para capturar uma visão superior da asa, e uma segunda câmera para capturar a visão lateral.

2. Visualizando linhas de listras sobre uma asa delta

Ajuste o ângulo de ataque para zero, ajustando o ângulo no suporte C.
Defina a velocidade de fluxo do túnel de água para 4 in/s e deixe que o fluxo se estabilize.
Pressão de abastecimento para os reservatórios de corante usando a bomba.
Observe as listras de corante e ajuste a taxa de fluxo de corante conforme necessário para ter uma raia contínua. Não há uma taxa de fluxo definida para o corante. Aplique todas as cores ao mesmo tempo. Cada cor é aplicada a uma região diferente da asa para visualizar interações de vórtice. Veja a Figura 2.
Pressione o registro de cada câmera para começar a capturar imagens. Observe as interações do vórtice e identifique o roll-up do vórtice e o núcleo do vórtice primário.
Registo pelo menos 10 s do vórtice.
Aumente o ângulo de ataque para 5°, espere o fluxo e as linhas de listras para estabilizar, e registos para 10 s.
Repita o experimento aumentando o ângulo de ataque em incrementos de 0 a 55°.
Se a água ficar muito turva, fazendo com que as linhas de listras pareçam maçante, feche o suprimento de corante, pare o túnel e substitua-o por água doce antes de prosseguir.
Quando todos os testes tiverem sido realizados, desligue as câmeras e feche o fornecimento de corante.
Desligue o túnel, escorra a água do tanque e lave os restos de corante das paredes do túnel.

Asas de avião, e seu design, são essenciais para definir características de desempenho de uma aeronave. A asa delta é um design popular em aviões de alta velocidade devido ao seu excelente desempenho em regimes de voo transônicos e supersônicos.

A asa delta tem uma pequena proporção, que é definida como a envergadura dividida pelo comprimento médio do cabo. Para uma asa delta, este é 1/2 o comprimento do cabo raiz. Outros desenhos de asas comuns, como a asa retangular e a asa afilada varrida, têm proporções mais altas.

A asa delta também tem um ângulo de varredura alto, que é definido como o ângulo entre a linha de acordes de 25% e o eixo lateral. Essas características das asas reduzem o arrasto em regimes de voo subsônicos, transônicos e supersônicos. É importante ressaltar que a asa delta tem um ângulo alto em comparação com as asas de alta proporção.

Na aerodinâmica, o ângulo da cabine é o ponto em que o ângulo de ataque é muito alto, fazendo com que o elevador diminua. O ângulo de cabine alto de uma asa delta é devido ao levantamento aprimorado por um vórtice de borda superior sobre a asa, chamado elevação de vórtice. O elevador de vórtice ocorre quando uma asa delta é submetida a ângulos mais altos de ataque, o que faz com que a separação do fluxo ocorra na borda principal da asa, em vez de ocorrer rio abaixo perto da borda de arrasto, como faria para uma asa retangular.

O roll up dos vórtices de ponta induz baixa pressão na superfície superior da asa. Este diferencial de pressão aumenta o elevador. Estes vórtices começam a partir do ápice da asa, e progride rio abaixo. Em algum momento, eles estouraram, chamados de quebra de vórtice, devido ao gradiente de alta pressão adversa.

Uma vez que a quebra do vórtice acontece, o vórtice não pode mais induzir baixa pressão. Em ângulos baixos de ataque, a quebra do vórtice ocorre rio abaixo da borda arrastada. No entanto, à medida que o ângulo de ataque aumenta, a localização da quebra do vórtice se move rio acima até um ponto onde a quebra ocorre sobre a maior parte da superfície da asa. Isso reduz o elevador e faz com que a asa pare.

Neste experimento, usaremos um túnel de água com corante para visualizar esses padrões de vórtice em um modelo de asa delta e rastrear a localização da quebra do vórtice em diferentes ângulos de ataque.

Para realizar este experimento, você precisará de acesso a um túnel de água. Primeiro, obtenha três recipientes de 500 mL e encha cada um pelo menos metade cheio com corante. Use um recipiente para corante azul, outro para corante verde, e o último para corante vermelho.

O modelo de asa delta usado em nosso experimento já tem tubos já conectados aos três recipientes de corante. Ele também tem três torneiras de injeção de corante, que dispersarão um corante de cor diferente em três regiões diferentes da asa. As medidas de distância são marcadas na asa usando marcas de carrapato de 1 cm. A asa delta já deve ser anexada a um suporte C-strut. Conecte-o ao túnel com parafusos, mantendo o ângulo da guinada o mais próximo possível de 0.

Uma vez que a asa delta esteja no lugar, encha o túnel de água com água. Certifique-se de anexar um papel com marcas de carrapato para fornecer uma referência para a visão lateral. Em seguida, posicione uma câmera para capturar a visão superior da asa. Posicione uma segunda câmera para capturar a visão lateral. Agora pressione ‘Gravar’ em cada câmera para capturar imagens da injeção de corante e dos vórtices subsequentes.

Ajuste manualmente o ângulo de ataque para 0, ajustando o ângulo no suporte C. Em seguida, coloque a velocidade de fluxo do túnel de água para 4 in/s. Uma vez estabilizado o fluxo, forneça pressão aos reservatórios de corante usando a bomba manual.

Observe as listras de corante e ajuste a taxa de fluxo de corante usando os três botões para gerar uma raia contínua. Aplicar as três cores ao mesmo tempo nos permite ver as interações do vórtice em diferentes regiões da asa. Observe as interações do vórtice e identifique o vórtice enrolado e o núcleo do vórtice primário.

Depois de registrar pelo menos 10 segundos do vórtice, mude o ângulo de ataque para cinco graus. Aguarde que o fluxo e as linhas de raia se estabilizem e registrem os vórtices por pelo menos 10 s.

Repita a medição aumentando o ângulo de ataque em incrementos de 5° até 55°. Registo pelo menos 10 s do padrão de vórtice streakline cada vez.

Se a água ficar muito turva, fazendo com que as linhas de raia pareçam maçante, feche o fornecimento de corante e desligue o túnel. Escorra a água e substitua-a por água doce antes de prosseguir.

Quando todos os testes terminarem, desligue a câmera e feche o fornecimento de corante. Em seguida, desligue o túnel e escorra a água. Certifique-se de lavar o corante do túnel quando terminar.

A partir do experimento, podemos identificar quebras de vórtice em diferentes ângulos de ataque. A distância do ápice da asa até a quebra do vórtice, rotulada como LB, é medida, como mostrado. Para simplificar, referenciamos essa distância como uma porcentagem do comprimento do acorde da borda arrastada.

Agora vamos olhar para a distância da borda arrastada para a quebra do vórtice para cada ângulo de ataque. Como mostrado aqui, o local de quebra do vórtice gradualmente se move rio acima à medida que o ângulo de ataque aumenta. Quando o ângulo de ataque equivale a 40°, a quebra do vórtice ocorre em 96% da localização do acorde a partir da borda da trilha. Em outras palavras, quase até o ápice da asa. Com essa atitude, a asa delta experimenta uma cabine completa. Em outras palavras, ele experimenta uma perda total de elevador.

Em resumo, aprendemos como a baixa proporção e o ângulo de varredura elevado de uma asa delta contribuem para o seu vórtice e a parada atrasada. Em seguida, observamos o fenômeno de fluxo de vórtice em uma asa delta modelo em um túnel de água, e usamos a quebra do vórtice para estimar o ângulo da cabine.

Results

A partir do experimento, podemos identificar a quebra do vórtice, como ilustrado na Figura 4. A distância do ápice da asa até a quebra do vórtice pode ser medida usando a escala desenhada na asa (Figura 4B). Durante o experimento, o ângulo de ataque da asa foi aumentado gradualmente, e o local de quebra do vórtice, l_b, em relação ao ápice da asa, foi medido. O local de decomposição, x/c, com relação à borda de trailing da asa foi grafado contra o ângulo de ataque, como mostrado na Figura 5. Quando α ≈ 10°, a posição média de tempo da quebra do vórtice de borda principal está localizada na borda da ala delta. Juntamente com um aumento no ângulo de ataque, a localização da quebra do vórtice gradualmente se moveu rio acima. Quando α ≈ 40°, a quebra do vórtice ocorreu em 96% de localização de acordes a partir da borda de trilha, quase no ápice da asa delta. Com essa atitude, a asa delta experimenta uma parada completa, uma perda total de elevador.

Figura 4. Identificação de colapso do vórtice. A) Visão lateral da quebra do vórtice e a distância de quebra do vórtice do apex l_bda asa . B) Visão superior da quebra do vórtice e da distância do ápice da asa l_b.

Figura 5. Localização de decomposição do vórtice. Para ângulos de ataque 40°, o fluxo se separa na ponta da asa.

Applications and Summary

Usando a visualização de fluxo em um túnel de água, foram identificados os locais de decomposição do vórtice para vários ângulos de ataques em uma asa delta. A visualização de fluxo em um túnel de água é realizada injetando corante em locais específicos do campo de fluxo. O corante segue o fluxo, o que nos permite observar as linhas de fluxo. Este método é semelhante à técnica de visualização da fumaça que é usada em um túnel de vento. No entanto, a capacidade de usar múltiplas cores de corante diferentes permitiu uma visualização fácil das estruturas de fluxo e interações. Outra vantagem desse método é que é uma técnica de baixo custo que fornece informações 3D do campo de fluxo.

A injeção de corante para visualização de fluxo é um método clássico com inúmeras aplicações. Por exemplo, o famoso experimento reynolds sobre turbulência no fluxo de tubos foi executado usando corante para a visualização, e identificou regiões de fluxo laminar e turbulentas em tubos circulares. Essa técnica pode ser usada não só para identificar as regiões turbulentas, mas também pode ser usada para estudar a mistura que é promovida pela turbulência para estudar outras estruturas de fluxo.

Estruturas de fluxo, como vórtices e bolhas de separação, fornecem informações importantes sobre os fenômenos que regem a física, incluindo o elevador de vórtice. Portanto, este método pode ser usado para visualização de fluxo para auxiliar na concepção e otimização de dispositivos afetados por campos de fluxo, como automóveis, navios, edifícios altos e pontes longas.

Nome	Companhia	Número do catálogo	Comentários
Equipamento
Túnel de água da área de trabalho da universidade	Rolling Hills Research Corporation	Modelo 0710	Seção de teste 7″ x 10″ x 18″ (WxHxL)
			Janela de fluxo 7″ x 9,5″ (WxH)
			Velocidade de fluxo de 2 a 5 in./seg.
Corante vermelho
Corante verde
Corante azul
Câmera de vídeo
Asa 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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