$$\rightleftharpoonup{xx}$$
$$\longleftharp{xx}$$,
$$\longrightharp{xx}$$,
Визуализация потока вокруг автотела имеет решающее значение для понимания и количественной оценки структуры потока, а также для теоретического обоснования поведения потока жидкости. Один из типов визуализации потока называется визуализацией поверхностного потока, при котором окрашенная жидкость используется для наблюдения за траекторией, проложенной потоком жидкости вокруг объекта.
Визуализация потока красителя включает в себя покрытие исследуемого тела красителем для наблюдения за узорами потока вдоль поверхности тела. Краситель представляет собой полувязкую смесь флуоресцентных частиц красителя и масла. Высокая вязкость масла помогает поддерживать текучесть на поверхности тела. В то время как флуоресцентный краситель позволяет нам визуализировать эти узоры под ультрафиолетовым светом.
Если изображение получено с длительной экспозицией, краситель можно использовать для отслеживания траектории, пройденной одной частицей жидкости при ее движении в потоке. Когда частицы жидкости, помеченные красителем, проходят через точку или область, мы можем наблюдать линию, соединяющую все окрашенные частицы. Это называется стриктлайном.
В сверхзвуковом потоке эти полосы могут быть использованы для определения точки разделения потока, образования ударной волны и движения потока по поверхности.
Теперь давайте подробнее рассмотрим поток над сферой. Присоединенные линии потока проявляются в виде плавных линий полос, а направление линий полос сообщает нам направление потока на поверхности. Разделение потока можно определить как область, где краситель слипается и выглядит ярче. Это связано с тем, что краситель за пределами точки разделения потока не нарушается.
В сверхзвуковом потоке мы также можем наблюдать образование ударных волн на поверхности тела, как на плавниках ракеты, о чем свидетельствует тонкая яркая кривая. Мы также можем использовать этот метод для идентификации деформаций на поверхности, о чем свидетельствуют области, где линии полос нарушены.
В этой лаборатории мы продемонстрируем технику визуализации потока красителя с использованием нескольких различных тел, подвергшихся воздействию сверхзвукового потока.
Для этого эксперимента мы будем использовать продувочную сверхзвуковую аэродинамическую трубу с рабочим диапазоном чисел Маха 1. 5 к 4. Эта аэродинамическая труба имеет испытательный участок размером 6 x 4 дюйма. Число Маха изменяется путем регулировки сечения блока. Другими словами, путем изменения соотношения площадей тестового участка. Мы будем тестировать и наблюдать полосы вокруг нескольких различных моделей: 2D-клина, 3D-клина, конуса, тупого носового корпуса, сферы и ракеты.
Чтобы начать эксперимент, смешайте в пластиковой миске порошок флуоресцентного красителя и минеральное масло. Добавляйте небольшое количество минерального масла в краситель частями, непрерывно перемешивая, пока смесь не станет полувязкой, а не жидкой и жидкой.
Теперь установите жало над испытательной камерой в аэродинамической трубе и зафиксируйте его на месте. Затем прикрутите 2D-модель клина к креплению для жала. Зафиксируйте направление клина так, чтобы поверхность призмы была обращена к прозрачным боковым стенкам испытательного участка.
С помощью малярной кисти нанесите толстый слой красителя на поверхность модели, следя за тем, чтобы его не было так много, чтобы он стекал. Затем отрегулируйте настройку блока, чтобы достичь желаемого числа Маха свободного потока. Изменить угол атаки альфа на 0? с использованием цифрового уровня.
Теперь закройте и зафиксируйте дверцу испытательной секции и запустите аэродинамическую трубу в течение 6 секунд. Посветите ультрафиолетовым светом на модель во время бега, чтобы осветить краситель. Это позволяет нам наблюдать за эволюцией узоров полос.
После завершения прогона сделайте снимок окончательных схем потока. Далее отрегулируйте угол атаки на 12?. Покрасьте модель красителем, как и раньше, и запустите аэродинамическую трубу в течение 6 секунд. Осветите линии полос ультрафиолетовым светом и сделайте снимок с помощью камеры.
Повторите эти шаги для 2D-модели клина при значении -12?. Выполните тест и запишите изображения полос для всех моделей в соответствии с тестовой матрицей, показанной здесь. Когда все испытания на каждой модели будут завершены, выключите аэродинамическую трубу и разберите установку.
Теперь давайте посмотрим на результаты, начиная с линий полос над 2D-клином. При значении 0° полосовая линия показывает равномерный поток по всему телу, за исключением области, где в центре имеется поверхностная деформация, вызывающая разделение потока. Когда клин наклонен на 12°, поток вдоль поверхности отклоняется вверх, в то время как поток отклоняется вниз при -12? оправа.
Глядя на 3D-призму, мы видим, что структура потока в центре модели аналогична той, которая наблюдается для 2D-клина при всех настройках угла. Однако рисунок течения на верхней и нижней кромках демонстрирует прогиб, а по всей их длине наблюдается вихревой эффект вершины.
Узоры полос для конуса показывают, что при всех углах атаки поток изгибается вокруг тела. Мы также можем наблюдать, что разделение потока происходит в конце конуса, на что указывает область, где краситель слипается.
Для модели тупого носа мы наблюдаем прикрепленный поток по всему телу под углом атаки 0?.? При 11 и -11° поток изгибается вокруг тела, следуя контуру поверхности, и разделяется вдоль линии, где краситель сливается.
В то время как рисунок потока в передней части модели ракеты аналогичен таковому на тупом носовом корпусе, линии полос на плавниках демонстрируют различные особенности. При 0° линии полос на верхнем и нижнем плавниках показывают прикрепленный поток в передней части плавника с постепенным разделением, происходящим в виде креста. Мы также видим, что поток отделяется намного раньше у корней плавников по сравнению с кончиками.
Если мы посмотрим на сросшийся краситель на передней кромке центрального плавника, мы увидим, что узоры на полосах указывают на ударную волну в носу, а форма ударной волны обозначена красителем. В 11? Угол атаки, мы наблюдаем полностью прикрепленный поток на нижнем плавнике, но отделенный поток вблизи корня верхнего плавника. Похоже на 0? В корпусе наличие центрального плавника вызывает ударную волну в носовой части плавника.
Наконец, для сферы мы варьировали число Маха в отличие от угла атаки, поскольку характер потока остается неизменным независимо от угла отклонения. Мы видим, что по мере увеличения числа Маха точка отделения смещается к кормовой части тела, демонстрируя уменьшение разделения потока. Это связано с тем, что потоки с более высокой скоростью имеют больший импульс, что помогает потоку преодолеть противоположный градиент давления над сферой. Это приводит к более высокой степени присоединения потока с увеличенным числом Маха.
Таким образом, мы узнали, как линии полос могут быть использованы для определения точки разделения потока, образования ударной волны и движения потока по поверхности. Затем мы подвергли несколько тел воздействию сверхзвукового потока в аэродинамической трубе и наблюдали полосы, которые образовывались на каждой поверхности под разными углами атаки.
