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Visualisation du flux de teinture de surface : une méthode qualitative pour observer les modèles streakline dans le flux supersonique

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La visualisation du flux autour d'un corps automatique est essentielle à la compréhension et à la quantification de la structure du débit ainsi qu'à la théorie du comportement du flux de fluide. Un type de visualisation de flux est appelé visualisation de flux de surface qui utilise un fluide teint pour observer le chemin tracé par le flux fluide autour d'un objet.

La visualisation du débit de teinture consiste à recouvrir le corps d'intérêt d'un colorant pour observer les schémas d'écoulement le long de la surface du corps. Le colorant est un mélange semi-visqueux de particules fluorescentes de colorant et d'huile. La nature très visqueuse de l'huile aide à maintenir les schémas d'écoulement sur la surface du corps. Alors que le colorant fluorescent nous permet de visualiser ces modèles sous une lumière UV.

Si l'image est prise avec une exposition prolongée, le colorant peut être utilisé pour suivre le chemin emprunté par une seule particule fluide au fur et à mesure qu'elle se déplace dans le flux. Lorsque les particules de liquide marquées par le colorant traversent un point ou une zone, nous pouvons observer la ligne reliant toutes les particules teintées. C'est ce qu'on appelle la ligne de stries.

Dans le flux supersonique, ces stries peuvent être utilisées pour identifier le point de séparation du flux, la formation de choc et le mouvement du flux à travers la surface.

Maintenant, regardons de plus près le flux au-dessus de la sphère. Le flux attaché apparaît sous forme de lignes lisses et la direction des lignes de stries nous indique la direction du flux à la surface. La séparation des flux peut être identifiée comme la région où le colorant s'agglutine et apparaît plus lumineux. C'est parce que le colorant au-delà du point de séparation de flux n'est pas perturbé.

Dans le flux supersonique, nous pouvons également observer la formation d'ondes de choc à la surface du corps comme sur les nageoires d'un missile montré par une mince courbe lumineuse. Nous pouvons également utiliser cette technique pour identifier les déformations sur une surface comme en témoignent les régions où les stries sont perturbées.

Dans ce laboratoire, nous allons démontrer la technique de visualisation du flux de teinture en utilisant plusieurs corps différents exposés à l'écoulement supersonique.

Pour cette expérience, nous allons utiliser une soufflement en soufflerie supersonique avec une gamme de numéro Mach en exploitation de 1. 5 à 4. Cette soufflerie a un 6 dans x 4 dans la section d'essai. Le nombre mach est varié en ajustant la section de bloc. En d'autres termes, en modifiant le rapport de zone de la section d'essai. Nous allons tester et observer les lignes de stries autour de plusieurs modèles différents: un coin 2D, un coin 3D, un cône, un corps de nez émoussé, une sphère et un missile.

Pour commencer l'expérience, mélanger la poudre de colorant fluorescent et l'huile minérale dans un bol en plastique. Ajouter de petites quantités d'huile minérale au colorant par incréments en mélangeant continuellement jusqu'à ce que le mélange soit semi-visqueux et non mince et coulant.

Maintenant, montez la piqûre au-dessus de la chambre d'essai de soufflerie et verrouillez-la en place. Ensuite, visser le modèle de coin 2D sur la monture de piqûre. Fixez la direction du coin de sorte que la surface de coin soit face aux parois latérales transparentes de la section d'essai.

Utilisez un pinceau pour appliquer une épaisse couche de colorant à la surface du modèle en veillant à ce qu'il n'y ait pas tellement qu'il s'égoutte. Ensuite, ajustez le réglage du bloc pour atteindre le nombre de mach flux libre souhaité. Ajustez l'angle d'attaque alpha à 0 degrés à l'aide d'un niveau numérique.

Maintenant, fermez et fixez la porte de la section d'essai et faites fonctionner la soufflerie pendant 6 s. Allumez une lumière UV sur le modèle pendant la course pour éclairer le colorant. Cela nous permet d'observer l'évolution des schémas de strie.

Une fois la course terminée, capturez une image des schémas de débit final. Ensuite, ajustez l'angle d'attaque à 12 degrés. Peignez le modèle avec de la teinture comme avant et exécutez la soufflerie pendant 6 s. Illuminez les lignes de stries avec la lumière UV et capturez l'image avec une caméra.

Répétez ces étapes pour le modèle de coin 2D à -12 degrés. Exécutez le test et capturez des images streakline pour tous les modèles selon la matrice de test montrée ici. Lorsque tous les essais ont été effectués sur chaque modèle, arrêtez la soufflerie et démontez la configuration.

Maintenant, nous allons jeter un oeil aux résultats à partir de la ligne de stries sur le coin 2D. À 0 degrés, le modèle de strie montre un débit uniforme dans tout le corps, sauf dans la région où il y a une déformation de surface au centre, ce qui provoque la séparation du débit. Lorsque le coin est incliné à 12 degrés, le débit le long de la surface est dévié vers le haut tandis que le débit est dévié vers le bas au réglage de -12 degrés.

En regardant le coin 3D, nous pouvons voir que le modèle de flux au centre du modèle est similaire à celle observée pour le coin 2D à tous les réglages d'angle. Cependant, le modèle d'écoulement sur les bords supérieurs et inférieurs montre la déviation et l'effet de vortex de pointe est observé le long de leur longueur.

Les motifs streakline pour le cône montrent que pour tous les angles d'attaque, les courbes de flux autour du corps. Nous pouvons également observer que la séparation du débit se produit à l'extrémité du cône comme indiqué par la région où le colorant s'agglutine.

Pour le modèle de nez émoussé, nous observons un flux attaché dans tout le corps à un angle d'attaque de 0 degrés.  À 11 et -11 degrés, le débit se courbe autour du corps en suivant le contour de la surface et se sépare le long de la ligne où le colorant se resse.

Tandis que les modèles de flux à l'avant du modèle de missile sont semblables à ceux du corps émoussé de nez, les lignes de stries sur les ailerons montrent des dispositifs variés. À 0 degrés, les stries sur les nageoires supérieures et inférieures montrent un débit attaché à l'avant de la nageoire avec une séparation graduelle se produisant dans un modèle de croix. Nous observons également que le débit se détache beaucoup plus tôt à la racine des nageoires par rapport aux pointes.

Si nous regardons le colorant fusionné au bord d'attaque de la nageoire centrale, nous pouvons voir que les motifs de strie indiquent un choc d'arc avec la forme du choc marqué par le colorant. À un angle d'attaque de 11 degrés, nous observons un écoulement entièrement attaché sur la nageoire inférieure, mais le flux séparé près de la racine de la nageoire supérieure. Semblable au cas de 0, la présence de la nageoire centrale provoque un choc d'arc au bord d'attaque de la nageoire.

Enfin, pour la sphère, nous avons varié le nombre de mach par opposition à l'angle d'attaque car les schémas de débit restent les mêmes indépendamment de l'angle de déviation. Nous pouvons voir qu'à mesure que le nombre de mach augmente, le point de séparation se déplace vers l'arrière du corps montrant une diminution de la séparation du débit. Cela est dû au fait que les flux de vitesse plus élevés ont plus d'élan qui aide le flux à surmonter le gradient de pression défavorable sur la sphère. Cela conduit à un degré plus élevé d'attachement de flux avec un nombre de mach accru.

En résumé, nous avons appris comment les lignes de stries peuvent être utilisées pour identifier le point de séparation du flux, la formation des chocs et le mouvement du flux à travers une surface. Nous avons ensuite exposé plusieurs corps à un flux supersonique dans une soufflerie et observé les lignes de stries qui se sont formées sur chaque surface à différents angles d'attaque.

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