Overview
A visualização de fluxo ao redor ou em um corpo é uma ferramenta importante na pesquisa aerodinâmica. Fornece um método para estudar qualitativa e quantitativamente a estrutura de fluxo, e também ajuda os pesquisadores a teorizar e verificar o comportamento do fluxo de fluidos. A visualização do fluxo pode ser dividida em duas categorias: visualização fora da superfície e visualização do fluxo de superfície. As técnicas de visualização do fluxo fora da superfície envolvem determinar as características de fluxo ao redor do corpo de interesse. Eles incluem, mas não se restringem à velocimetria de imagem de partículas (PIV), imagem schlieren e visualização do fluxo de fumaça. Essas técnicas podem fornecer dados qualitativos e quantitativos sobre o fluxo ao redor de um corpo. No entanto, essas técnicas são geralmente caras e difíceis de configurar. As técnicas de visualização do fluxo de superfície, por outro lado, envolvem revestir o corpo de interesse com um corante para estudar o fluxo na superfície. Essas técnicas, que são mais invasivas na prática, incluem a visualização do fluxo de corante e, mais recentemente, o uso de tinta sensível à pressão, que dá uma imagem detalhada do fluxo na superfíciedocorpo. Isso permite que os pesquisadores visualizem diferentes características de fluxo, incluindo bolhas laminar, transições de camada de fronteira e separação de fluxo. A visualização do fluxo de corante, técnica de interesse no experimento atual, fornece uma imagem qualitativa do fluxo de superfície e é um dos métodos mais simples e econômicos de visualização do fluxo de superfície, especificamente para visualização de fluxos gasosos em um corpo.
Neste experimento, o comportamento do fluxo de superfície em seis corpos é estudado em fluxo supersônico. Os padrões de streakline são obtidos utilizando a técnica de visualização do fluxo de corante, e os caminhos de fluxo, grau de fixação e separação do fluxo, e localização e tipo de choques são identificados e estudados a partir das imagens de fluxo.
Principles
Na visualização do fluxo de corante, as partículas fluidas são marcadas com um corante para obter o caminho que é traçado pelas partículas à medida que o fluxo é introduzido. O corante é uma mistura semi-viscosa de partículas de corante fluorescente e óleo. O corante fluorescente colore as partículas fluidas e as ilumina quando elas estão excitadas por uma fonte de luz UV, e o óleo ajuda a manter os padrões de fluxo na superfície, mesmo depois que o corpo não está mais exposto ao fluxo. A técnica de visualização do fluxo de corante fornece uma maneira muito simples, barata e rápida de analisar os padrões de fluxo sobre qualquer superfície.
Dependendo do método de imagem, a visualização do fluxo de corante pode ser usada para encontrar as linhas de listras como resultado do fluxo de fluidos. Se a imagem for tirada com exposição prolongada, o corante pode ser usado para rastrear o caminho tomado por uma única partícula de fluido à medida que se move no fluxo. Na técnica usada no experimento atual, todas as partículas fluidas que passam por um ponto ou área são marcadas com um corante, e a linha que une todas as partículas tingidas após o corpo ter sido colocado em um fluxo ativo é a linha de listras. Aqui, um único quadro capturado no final do experimento de visualização de fluxo fornece informações suficientes para estudar o fluxo geral da superfície no corpo. A visualização de corantes através de linhas de listras, além de fornecer detalhes sobre o movimento do fluxo ao longo da superfície, também ajuda a identificar características de fluxo de superfície. O uso da visualização de corantes no fluxo supersônico pode identificar separação de fluxo, formação de choque e movimento de fluxo pela superfície do corpo, todas elas características que ajudam a otimizar o corpo aerodinamicamente.
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Procedure
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Observando linhas de listras no fluxo supersônico
- Misture o pó de corante fluorescente e o óleo mineral em uma tigela de plástico. Adicione pequenas quantidades de óleo mineral ao corante em incrementos, misturando-se continuamente até que uma mistura semi-viscosa seja obtida. A mistura não deve ser escorrendo.
- Monte a picada acima da câmara de teste do túnel de vento supersônico e bloqueie-a no lugar. Um túnel de vento supersônico com um 6 em x 4 na seção de teste e uma faixa de número mach operacional de 1,5 a 4 foi usado nesta demonstração, como mostrado na Figura 1. O número mach é variado ajustando a configuração do bloco (alterando a razão de área da seção de teste).
- Enrosque o modelo de cunha 2D no suporte da picada e fixe a direção da cunha de modo que a superfície da cunha esteja voltada para as paredes laterais transparentes da seção de teste do túnel de vento. Todos os modelos são mostrados na Figura 2.
- Use um pincel para aplicar uma quantidade suficiente da mistura de corante no modelo. Certifique-se de que o corante não escorre do modelo. Consulte a Figura 3 para referência.
- Ajuste a configuração do bloco para o número mach de fluxo livre desejado.
- Feche e proteja os painéis do túnel de vento.
- Corra o túnel de vento por 6 segundos.
- Depois que a corrida estiver completa, brilhe uma luz UV sobre o modelo para iluminar o corante. Capture a imagem streakline com uma câmera.
- Ajuste o ângulo de ataque ou número de Mach de acordo com a matriz de teste listada na Tabela 1 para o modelo e repita as etapas 1.4 - 1.9.
- Repita as etapas 1.3 - 1.9 para todos os modelos listados na Tabela 1.
- Quando todos os modelos tiverem sido testados, desligue o túnel de vento e desmonte a configuração.
Figura 1. Túnel de vento supersônico.
Figura 2. Modelos de túnel de vento (da esquerda para a direita) cunha 2D, cunha 3D, cone, corpo do nariz contundente, esfera e míssil.
Tabela 1. Matriz de Teste.
| Modelo | Ângulo de ataque (q) ou configuração Mach Number (M) |
| Cunha 2D 10° | φ = 0, 12 e -12° |
| Cunha 3D 10° | φ = 0, 12 e -12° |
| Cone | φ = 0, 13 e -13° |
| Corpo do nariz contundente | φ = 0, 11 e -11° |
| Míssil | φ = 0 e 11° |
| Esfera | M = 2, 2,5 e 3 |
Figura 3. Imagem representativa de corante fluorescente pintado na cunha 2D.
Visualizar o fluxo ao redor de um corpo automático é fundamental para entender e quantificar a estrutura de fluxo, bem como para teorizar o comportamento do fluxo de fluidos. Um tipo de visualização de fluxo é chamado de visualização de fluxo de superfície que usa um fluido tingido para observar o caminho traçado pelo fluxo de fluido em torno de um objeto.
A visualização do fluxo de corante envolve o revestimento do corpo de interesse com um corante para observar padrões de fluxo ao longo da superfície do corpo. O corante é uma mistura semi-viscosa de partículas de corante fluorescente e óleo. A natureza altamente viscosa do óleo ajuda a manter os padrões de fluxo na superfície do corpo. Enquanto o corante fluorescente nos permite visualizar esses padrões sob uma luz UV.
Se a imagem for tirada com exposição prolongada, o corante pode ser usado para rastrear o caminho tomado por uma única partícula de fluido à medida que se move no fluxo. À medida que partículas de fluidos marcadas por corante passam por um ponto ou área, podemos observar a linha unindo todas as partículas tingidas. Isso é chamado de streakline.
No fluxo supersônico, essas linhas de listras podem ser usadas para identificar o ponto de separação do fluxo, formação de choque e movimento de fluxo através da superfície.
Agora vamos dar uma olhada mais de perto no fluxo sobre a esfera. O fluxo anexado aparece como linhas lisas e a direção das linhas de listras nos diz a direção do fluxo na superfície. A separação do fluxo pode ser identificada como a região onde o corante se agrupa e parece mais brilhante. Isso porque o corante além do ponto de separação do fluxo não é perturbado.
Em fluxo supersônico, também podemos observar a formação de ondas de choque na superfície do corpo como nas barbatanas de um míssil mostrado por uma fina curva brilhante. Também podemos usar essa técnica para identificar deformidades em uma superfície, como evidenciado por regiões onde as linhas de listras são perturbadas.
Neste laboratório, demonstraremos a técnica de visualização do fluxo de corante usando vários corpos diferentes expostos ao fluxo supersônico.
Para este experimento, usaremos um túnel de vento supersônico com uma faixa de mach operacional de 1. 5 a 4. Este túnel de vento tem um 6 em x 4 na seção de teste. O número mach é variado ajustando a seção do bloco. Em outras palavras, alterando a razão de área da seção de teste. Vamos testar e observar as linhas de listras em torno de vários modelos diferentes: uma cunha 2D, uma cunha 3D, um cone, um corpo de nariz sem corte, uma esfera e um míssil.
Para começar o experimento, misture o pó de corante fluorescente e o óleo mineral em uma tigela de plástico. Adicione pequenas quantidades de óleo mineral ao corante em incrementos misturando continuamente até que a mistura seja semi-viscosa e não fina e escorrendo.
Agora, monte a picada acima da câmara de teste do túnel de vento e bloqueie-a no lugar. Em seguida, enrosque o modelo de cunha 2D no suporte da picada. Fixar a direção da cunha para que a superfície da cunha esteja voltada para as paredes laterais transparentes da seção de teste.
Use um pincel para aplicar uma camada grossa de corante na superfície do modelo, garantindo que não haja tanto que ele escorre. Em seguida, ajuste a configuração do bloco para atingir o número de mach de fluxo livre desejado. Ajuste o ângulo de ataque alfa para 0° usando um nível digital.
Agora, feche e proteja a porta da seção de teste e execute o túnel de vento por 6 s. Brilhe uma luz UV no modelo durante a corrida para iluminar o corante. Isso nos permite observar a evolução dos padrões streakline.
Uma vez que a execução esteja completa, capture uma imagem dos padrões finais de fluxo. Em seguida, ajuste o ângulo de ataque para 12°. Pinte o modelo com corante como antes e execute o túnel de vento por 6 s. Ilumine as linhas com a luz UV e capture a imagem com uma câmera.
Repita estas etapas para o modelo de cunha 2D a -12°. Execute o teste e capture imagens streakline para todos os modelos de acordo com a matriz de teste mostrada aqui. Quando todos os testes forem concluídos em cada modelo, desligue o túnel de vento e desmonte a configuração.
Agora vamos dar uma olhada nos resultados começando com as linhas de fenda sobre a cunha 2D. A 0°, o padrão streakline mostra fluxo uniforme por todo o corpo, exceto na região onde há uma deformidade superficial no centro fazendo com que o fluxo se separe. Quando a cunha é inclinada para 12°, o fluxo ao longo da superfície é desviado para cima enquanto o fluxo é desviado para baixo na configuração -12°.
Olhando para a cunha 3D, podemos ver que o padrão de fluxo no centro do modelo é semelhante ao observado para a cunha 2D em todas as configurações angulares. No entanto, o padrão de fluxo nas bordas superior e inferior mostram deflexão e o efeito vórtice de ponta é observado ao longo de seu comprimento.
Padrões streakline para o cone mostram que para todos os ângulos de ataque, o fluxo se curva ao redor do corpo. Observa-se também que a separação do fluxo ocorre no final do cone, conforme indicado pela região onde o corante se agrupa.
Para o modelo de nariz contundente, observamos o fluxo ligado por todo o corpo em um ângulo de ataque de 0°. A 11 e -11°, o fluxo se curva ao redor do corpo seguindo o contorno da superfície e se separa ao longo da linha onde o corante se coalesce.
Enquanto os padrões de fluxo na frente do modelo de míssil são semelhantes aos do corpo do nariz contundente, as linhas nas barbatanas mostram características variadas. Em 0°, as linhas de listras nas aletas superior e inferior mostram fluxo anexado na frente da barbatana com separação gradual ocorrendo em um padrão cruzado. Também observamos que o fluxo se destaca muito mais cedo na raiz das barbatanas em comparação com as pontas.
Se olharmos para o corante coalesced na borda principal da barbatana central, podemos ver que os padrões streakline indicam um choque de arco com a forma do choque marcado pelo corante. Em um ângulo de ataque de 11°, observamos fluxo totalmente ligado na barbatana inferior, mas fluxo separado perto da raiz da barbatana superior. Semelhante ao caso 0°, a presença da barbatana central causa um choque de arco na borda principal da barbatana.
Finalmente, para a esfera, variamos o número de mach em oposição ao ângulo de ataque, pois os padrões de fluxo permanecem os mesmos, independentemente do ângulo de deflexão. Podemos ver que à medida que o número de mach aumenta, o ponto de separação se move em direção à popa do corpo mostrando diminuição da separação do fluxo. Isso se deve ao fato de que fluxos de velocidade mais altos têm mais impulso, o que ajuda o fluxo a superar o gradiente de pressão adversa sobre a esfera. Isso leva a um maior grau de fixação de fluxo com o aumento do número de mach.
Em resumo, aprendemos como as linhas de listras podem ser usadas para identificar o ponto de separação do fluxo, formação de choque e movimento do fluxo através de uma superfície. Em seguida, expôs vários corpos ao fluxo supersônico em um túnel de vento e observamos as linhas de listras que se formaram em cada superfície em diferentes ângulos de ataque.
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Results
Os padrões de fluxo streakline para os seis modelos e condições listados na Tabela 1 são mostrados abaixo. Para a cunha 2D, observa-se um padrão de fluxo uniforme sobre o corpo, como mostrado na Figura 4, exceto na região onde há uma deformidade superficial, o que faz com que o fluxo se separe. Quando angulado a 12°, o fluxo ao longo da superfície é desviado para cima. Este efeito é espelhado quando o modelo é angular a -12°. Em geral, todos os casos mostram fluxo anexado em toda a superfície, exceto dentro e atrás da região da deformidade superficial.
Figura 4. Padrões de fluxo de linha de listras sobre a cunha 2D (da esquerda para a direita) para Ɵ = 0°, 12°e -12°.
Observações da Figura 5 mostram que, embora os padrões de fluxo no centro da cunha 3D sejam semelhantes aos observados para a cunha 2D em todas as três configurações angulares, os padrões de fluxo próximos às bordas superior e inferior mostram deflexão de fluxo. Isso pode ser atribuído aos vórtices de ponta nas bordas da cunha. Enquanto existem efeitos de ponta para a cunha 2D, a maior distância entre o centro da cunha e a borda nega o efeito da ponta no fluxo central da cunha. Além disso, as linhas de listras não mostram separação de fluxo.
Figura 5. Padrões de fluxo de linha de listras sobre a cunha 3D (da esquerda para a direita) para Ɵ = 0°, 12°e -12°.
Padrões de fluxo streakline para o cone, mostrados na Figura 6,mostram fluxo simplificado e anexado através do corpo para todos os ângulos de ataque com o fluxo curvando-se na direção da deflexão. Observamos também que a separação do fluxo ocorre no final do cone, conforme indicado pela região onde o corante se agrupa.
Figura 6. Padrões de fluxo de linha de listras sobre o cone (da esquerda para a direita) para Ɵ = 0°, 13°e -13°.
A Figura 7 compara os padrões de fluxo sobre uma borda cega em três ângulos de ataque. Quando Ɵ = 0°, vemos fluxo ligado sobre todo o corpo. Em Ɵ = 11 e -11°, o fluxo se curva ao redor do corpo (seguindo o contorno da superfície), mas se separa ao longo da linha onde o corante coalesce.
Figura 7. Padrões de fluxo de linha de listras sobre o corpo do nariz contundente (da esquerda para a direita) para Ɵ = 0°, 11°e -11°.
Embora os padrões de fluxo na frente do míssil sejam semelhantes aos observados no corpo do nariz contundente, as linhas de listras nas aletas do míssil(Figura 8) mostram características interessantes de fluxo. Em Ɵ = 0°, as linhas de listras nas aletas superior e inferior mostram fluxo anexado na frente da barbatana com separação gradual ocorrendo em um padrão cruzado, que se origina das pontas e raízes da barbatana. Observamos também que o fluxo se destaca muito mais cedo na raiz das barbatanas em comparação com as pontas. Outra observação interessante é feita estudando o corante coalesced na borda principal da barbatana central. Os padrões streakline indicam um choque de arco com a forma do choque marcado pelo corante. Quando o míssil está angulado a 11°, observamos fluxo totalmente ligado na barbatana inferior, mas fluxo separado perto da raiz da barbatana superior. Semelhante ao caso 0°, a presença da barbatana central causa um choque de arco na borda principal das aletas.
Figura 8. Padrões de fluxo streakline sobre o míssil (da esquerda para a direita) para Ɵ = 0° e 11°.
Para a esfera, como o número mach foi variado, os padrões de fluxo ao redor da esfera permaneceram os mesmos, independentemente do ângulo de deflexão. Observações da Figura 9 mostram que, à medida que o número de Mach aumenta, a região de separação (indicada pela área onde o corante não é perturbado) diminui. Isso ocorre porque fluxos de velocidade mais elevados têm mais impulso, o que, por sua vez, permite que o fluxo supere o gradiente de pressão adversa sobre a esfera. Isso causa um maior grau de apego ao fluxo com o aumento do número de Mach.
Figura 9. Padrões de fluxo de linha de listras sobre a esfera (da esquerda para a direita) M = 2, 2,5 e 3.
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Applications and Summary
Padrões de fluxo de linha de streakline sobre seis corpos em fluxo supersônico foram estudados utilizando visualização de fluxo de corante superficial. Padrões de fluxo sobre as cunhas 2D e 3D mostraram que os efeitos da ponta desempenham um papel dominante na determinação da estrutura de fluxo de superfície. O fluxo sobre o cone mostrou-se totalmente ligado para uma faixa de deflexão de ±13°. O modelo de nariz contundente foi o primeiro corpo a mostrar uma linha de separação clara quando desviado em um ângulo de 11°, um padrão que também foi observado na seção inicial do míssil. Os padrões de fluxo nas aletas do míssil indicam características interessantes, como separação de fluxo e formação de choque. Também deduzimos o tipo de choque (choque de arco) que se formou na borda principal da barbatana. Finalmente, variando o número de Mach para fluxo sobre uma esfera mostrou que o ponto de separação de fluxo se move para a popa na esfera com maior velocidade de fluxo. No geral, o experimento demonstrou a simplicidade e eficácia da visualização do fluxo de corante streakline, uma técnica usada por engenheiros aeroespaciais em processos de design rápido para obter veículos aerodinâmicos e eficientes.
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