Visualizzazione del flusso di colorante superficiale: un metodo qualitativo per osservare le linee di flusso nel flusso supersonico

La visualizzazione del flusso intorno o su un corpo è uno strumento importante nella ricerca aerodinamica. Fornisce un metodo per studiare qualitativamente e quantitativamente la struttura del flusso e aiuta anche i ricercatori a teorizzare e verificare il comportamento del flusso del fluido. La visualizzazione del flusso può essere suddivisa in due categorie: visualizzazione fuori dalla superficie e visualizzazione del flusso superficiale. Le tecniche di visualizzazione del flusso fuori dalla superficie comportano la determinazione delle caratteristiche del flusso attorno al corpo di interesse. Includono, ma non sono limitati alla velocimetria dell'immagine delle particelle (PIV), all'imaging di Schlieren e alla visualizzazione del flusso di fumo. Queste tecniche possono fornire dati qualitativi e quantitativi sul flusso intorno a un corpo. Tuttavia, queste tecniche sono generalmente costose e difficili da configurare. Le tecniche di visualizzazione del flusso superficiale, d'altra parte, comportano il rivestimento del corpo di interesse con un colorante per studiare il flusso sulla superficie. Queste tecniche, che sono più invasive nella pratica, includono la visualizzazionedelflusso del colorante e, più recentemente, utilizzano vernici sensibili alla pressione, che forniscono un'immagine dettagliata del flusso sulla superficie del corpo. Ciò consente ai ricercatori di visualizzare diverse caratteristiche di flusso, tra cui bolle laminari, transizioni dello strato limite e separazione del flusso. La visualizzazione del flusso del colorante, la tecnica di interesse nell'esperimento corrente, fornisce un quadro qualitativo del flusso superficiale ed è uno dei metodi di visualizzazione del flusso superficiale più semplici ed economici, in particolare per visualizzare i flussi gassosi su un corpo.

In questo esperimento, il comportamento del flusso superficiale su sei corpi è studiato nel flusso supersonico. I modelli di streakline sono ottenuti utilizzando la tecnica di visualizzazione del flusso del colorante e i percorsi del flusso, il grado di attaccamento e separazione del flusso e la posizione e il tipo di shock sono identificati e studiati dalle immagini di flusso.

Nella visualizzazione del flusso del colorante, le particelle fluide sono contrassegnate con un colorante per ottenere il percorso tracciato dalle particelle all'introduzione del flusso. Il colorante è una miscela semi-viscosa di particelle di colorante fluorescente e olio. Il colorante fluorescente colora le particelle fluide e le illumina quando sono eccitate da una fonte di luce UV, e l'olio aiuta a mantenere i modelli di flusso sulla superficie, anche dopo che il corpo non è più esposto al flusso. La tecnica di visualizzazione del flusso del colorante fornisce un modo molto semplice, economico e rapido per analizzare i modelli di flusso su qualsiasi superficie.

A seconda del metodo di imaging, la visualizzazione del flusso del colorante può essere utilizzata per trovare le linee striate come risultato del flusso del fluido. Se l'immagine viene scattata con un'esposizione prolungata, il colorante può essere utilizzato per tracciare il percorso intrapreso da una singola particella fluida mentre si muove nel flusso. Nella tecnica utilizzata nell'esperimento corrente, tutte le particelle fluide che passano attraverso un punto o un'area sono contrassegnate con un colorante e la linea che unisce tutte le particelle tinte dopo che il corpo è stato posto in un flusso attivo è la linea striata. Qui, un singolo fotogramma catturato alla fine dell'esperimento di visualizzazione del flusso fornisce informazioni sufficienti per studiare il flusso superficiale generale sul corpo. La visualizzazione del colorante tramite linee striature, oltre a fornire dettagli sul movimento del flusso lungo la superficie, aiuta anche a identificare le caratteristiche del flusso superficiale. L'utilizzo della visualizzazione del colorante nel flusso supersonico può identificare la separazione del flusso, la formazione di shock e il movimento del flusso attraverso la superficie del corpo, tutte caratteristiche che aiutano a ottimizzare aerodinamicamente il corpo.

1. Osservare le linee striature nel flusso supersonico
   1. Mescolare il colorante fluorescente in polvere e l'olio minerale in una ciotola di plastica. Aggiungere piccole quantità di olio minerale al colorante a incrementi, mescolando continuamente fino ad ottenere una miscela semi-viscosa. La miscela non deve essere che cola.
   2. Montare la puntura sopra la camera di prova supersonica della galleria del vento e bloccarla in posizione. In questa dimostrazione è stata utilizzata una galleria del vento supersonica con un 6 in x 4 nella sezione di prova e un intervallo di numero di Mach operativo da 1,5 a 4, come mostrato nella Figura 1. Il numero di Mach viene variato regolando l'impostazione del blocco (modificando il rapporto di area della sezione di test).
   3. Avvitare il modello di cuneo 2D sul supporto di puntura e fissare la direzione del cuneo in modo che la superficie del cuneo sia rivolta verso le pareti laterali trasparenti della sezione di prova della galleria del vento. Tutti i modelli sono mostrati nella Figura 2.
   4. Utilizzare un pennello per applicare una quantità sufficiente della miscela di coloranti sul modello. Assicurarsi che il colorante non goccioli fuori dal modello. Vedere la Figura 3 per riferimento.
   5. Regolare l'impostazione del blocco per il numero di Mach free-stream desiderato.
   6. Chiudere e fissare i pannelli della galleria del vento.
   7. Esegui la galleria del vento per 6 secondi.
   8. Al termine della corsa, fai brillare una luce UV sul modello per illuminare il colorante. Cattura l'immagine streakline con una fotocamera.
   9. Regolare l'angolo di attacco o il numero di Mach in base alla matrice di prova elencata nella Tabella 1 per il modello e ripetere i passaggi 1.4 - 1.9.
   10. Ripetere i passaggi 1.3 - 1.9 per tutti i modelli elencati nella Tabella 1.
   11. Quando tutti i modelli sono stati testati, chiudere la galleria del vento e smantellare il set-up.

Figura 1. Galleria del vento supersonica di spurco.

Figura 2. Modelli in galleria del vento (da sinistra a destra) cuneo 2D, cuneo 3D, cono, corpo del naso smussato, sfera e missile.

Tabella 1. Matrice di test.

Figura 3. Immagine rappresentativa del colorante fluorescente dipinto sul cuneo 2D.

I modelli di flusso della linea striatura per i sei modelli e le condizioni elencati nella Tabella 1 sono mostrati di seguito. Per il cuneo 2D, si osserva un modello di flusso uniforme sul corpo, come mostrato nella Figura 4, tranne nella regione in cui vi è una deformità superficiale, che causa la separazione del flusso. Quando inclinato a 12°,il flusso lungo la superficie viene deviato verso l'alto. Questo effetto viene specchiato quando il modello è angolato a -12°. In generale, tutti i casi mostrano un flusso attaccato su tutta la superficie, ad eccezione della regione della deformità superficiale e dietro di esse.

Figura 4. Modelli di flusso striata sul cuneo 2D (da sinistra a destra) per Ɵ = 0°, 12° e -12°.

Le osservazioni della Figura 5 mostrano che mentre i modelli di flusso al centro del cuneo 3D sono simili a quelli osservati per il cuneo 2D in tutte e tre le impostazioni angolari, i modelli di flusso vicino ai bordi superiore e inferiore mostrano una deflessione del flusso. Questo potrebbe essere attribuito ai vortici di punta ai bordi del cuneo. Mentre gli effetti punta esistono per il cuneo 2D, la maggiore distanza tra il centro del cuneo e il bordo annulla l'effetto della punta sul flusso del cuneo centrale. Inoltre, le linee striature non mostrano alcuna separazione del flusso.

Figura 5. Modelli di flusso striata sul cuneo 3D (da sinistra a destra) per Ɵ = 0°, 12° e -12° .

I modelli di flusso streakline per il cono, mostrati nella Figura 6, mostrano un flusso aerodinamico e attaccato attraverso il corpo per tutti gli angoli di attacco con il flusso che curva nella direzione della deflessione. Osserviamo anche che la separazione del flusso avviene all'estremità del cono, come indicato dalla regione in cui il colorante si aggredisce.

Figura 6. Modelli di flusso striata sul cono (da sinistra a destra) per Ɵ = 0°, 13° e -13°.

La Figura 7 confronta i modelli di flusso su un bordo smussato a tre angoli di attacco. Quando Ɵ = 0°, vediamo un flusso attaccato su tutto il corpo. A Ɵ = 11 e -11°, il flusso curva attorno al corpo (seguendo il contorno della superficie) ma si separa lungo la linea in cui il colorante si fonde.

Figura 7. Modelli di flusso striata sul corpo del naso smussato (da sinistra a destra) per Ɵ = 0°, 11° e -11°.

Mentre i modelli di flusso nella parte anteriore del missile sono simili a quelli osservati sul corpo del naso smussato, le linee striate sulle alette del missile(Figura 8)mostrano caratteristiche di flusso interessanti. A Ɵ = 0°, le linee striate sulle alette superiore e inferiore mostrano un flusso attaccato nella parte anteriore della pinna con separazione graduale che si verifica in uno schema a croce, che ha origine dalle punte e dalle radici delle pinne. Osserviamo anche che il flusso si stacca molto prima alla radice delle pinne rispetto alle punte. Un'altra osservazione interessante viene fatta studiando il colorante coalescente sul bordo anteriore della pinna centrale. I motivi striata indicano un bow shock con la forma dell'urto contrassegnato dal colorante. Quando il missile è inclinato a 11°,osserviamo un flusso completamente attaccato sulla pinna inferiore ma un flusso separato vicino alla radice della pinna superiore. Simile al caso 0°, la presenza della pinna centrale provoca uno shock di prua sul bordo d'avanguardia delle pinne.

Figura 8. Modelli di flusso streakline sopra il missile (da sinistra a destra) per Ɵ = 0° e 11°.

Per la sfera, poiché il numero di Mach era variato, i modelli di flusso attorno alla sfera rimanevano gli stessi, indipendentemente dall'angolo di deflessione. Le osservazioni della Figura 9 mostrano che all'aumentare del numero di Mach, la regione di separazione (indicata dall'area in cui il colorante non è disturbato) diminuisce. Questo perché i flussi a velocità più elevata hanno più quantità di moto, che a sua volta consente al flusso di superare il gradiente di pressione avverso sulla sfera. Ciò causa un grado più elevato di attaccamento del flusso con l'aumento del numero di Mach.

Figura 9. Modelli di flusso striata sulla sfera (da sinistra a destra) M = 2, 2,5 e 3.

I modelli di flusso streakline su sei corpi nel flusso supersonico sono stati studiati utilizzando la visualizzazione del flusso del colorante di superficie. I modelli di flusso sui cunei 2D e 3D hanno mostrato che gli effetti della punta svolgono un ruolo dominante nel determinare la struttura del flusso superficiale. Il flusso sopra il cono è stato dimostrato essere completamente attaccato per un intervallo di deflessione di ±13°. Il modello del naso smussato è stato il primo corpo a mostrare una chiara linea di separazione quando deviato con un angolo di 11 °, un modello che è stato osservato anche nella sezione iniziale del missile. I modelli di flusso sulle alette del missile indicano caratteristiche interessanti, come la separazione del flusso e la formazione di shock. Abbiamo anche dedotto il tipo di shock (bow-shock) che si è formato sul bordo anteriore della pinna. Infine, variando il numero di Mach per il flusso su una sfera, è emerso che il punto di separazione del flusso si sposta a poppa sulla sfera con l'aumentare della velocità del flusso. Nel complesso, l'esperimento ha dimostrato la semplicità e l'efficacia della visualizzazione del flusso di colorante streakline, una tecnica utilizzata dagli ingegneri aerospaziali nei processi di progettazione rapida per ottenere veicoli aerei più snelli ed efficienti.