Visualisation de l'écoulement de colorants en surface : Une méthode qualitative pour visualiser les lignes de courant dans un écoulement supersonique

La visualisation des flux autour ou sur un corps est un outil important dans la recherche aérodynamique. Il fournit une méthode pour étudier qualitativement et quantitativement la structure du débit, et il aide également les chercheurs à théoriser et vérifier le comportement du flux de fluide. La visualisation des flux peut être divisée en deux catégories : la visualisation hors surface et la visualisation du débit de surface. Les techniques de visualisation du débit hors-surface consistent à déterminer les caractéristiques d'écoulement autour du corps d'intérêt. Ils comprennent, mais ne sont pas limités à la vélocimétrie d'image de particules (PIV), l'imagerie De Schlieren, et la visualisation du flux de fumée. Ces techniques peuvent fournir des données qualitatives ainsi que quantitatives sur le flux autour d'un corps. Cependant, ces techniques sont généralement coûteuses et difficiles à mettre en place. Les techniques de visualisation du débit de surface, d'autre part, impliquent le revêtement du corps d'intérêt avec un colorant pour étudier le flux sur la surface. Ces techniques, qui sont plus invasives dans la pratique, comprennent la visualisation du flux de teinture et, plus récemment, l'utilisation de peinture sensible à la pression, qui donne une image détaillée de l'écoulement sur la surfaceducorps. Cela permet aux chercheurs de visualiser différentes caractéristiques de débit, y compris les bulles laminaires, les transitions de couche limite et la séparation des flux. La visualisation du débit de teinture, la technique d'intérêt pour l'expérience actuelle, fournit une image qualitative du débit de surface et est l'une des méthodes de visualisation de flux de surface les plus simples et les plus rentables, spécifiquement pour visualiser les flux gazeux sur un corps.

Dans cette expérience, le comportement du flux de surface sur six corps est étudié dans le flux supersonique. Les modèles de ligne de stries sont obtenus en utilisant la technique de visualisation du flux de teinture, et les trajectoires de débit, le degré d'attachement et de séparation du débit, ainsi que l'emplacement et le type de chocs sont identifiés et étudiés à partir des images de débit.

Dans la visualisation du flux de colorant, les particules de fluide sont marquées d'un colorant pour obtenir le chemin tracé par les particules au fur et à mesure de l'introduction du débit. Le colorant est un mélange semi-visqueux de particules fluorescentes de colorant et d'huile. Le colorant fluorescent colore les particules de fluide et les illumine lorsqu'elles sont excitées par une source de lumière UV, et l'huile aide à maintenir les schémas d'écoulement à la surface, même après que le corps n'est plus exposé au débit. La technique de visualisation du flux de teinture fournit un moyen très simple, bon marché et rapide d'analyser les schémas de débit sur n'importe quelle surface.

Selon la méthode d'imagerie, la visualisation du débit de teinture peut être utilisée pour trouver les lignes de stries à la suite de l'écoulement du fluide. 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. Dans la technique utilisée dans l'expérience actuelle, toutes les particules de fluide passant à travers un point ou une zone sont marquées avec un colorant, et la ligne reliant toutes les particules teintées après que le corps a été placé dans un flux actif est la ligne de stries. Ici, un seul cadre capturé à la fin de l'expérience de visualisation du débit fournit suffisamment d'informations pour étudier le flux de surface général sur le corps. La visualisation des teintures via des lignes de stries, en plus de fournir des détails sur le mouvement d'écoulement le long de la surface, permet également d'identifier les caractéristiques du flux de surface. L'utilisation de la visualisation des colorants dans le flux supersonique peut identifier la séparation du flux, la formation de choc et le mouvement du flux à travers la surface du corps, qui sont tous des caractéristiques qui aident à optimiser le corps aérodynamique.

1. Observation des lignes de stries dans le flux supersonique
   1. 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 qu'un mélange semi-visqueux soit obtenu. Le mélange ne doit pas être liquide.
   2. Montez la piqûre au-dessus de la chambre d'essai supersonique de soufflerie et verrouillez-la en place. Une soufflerie supersonique avec un 6 en x 4 dans la section d'essai et une gamme de nombre mach en fonctionnement de 1,5 à 4 a été utilisée dans cette démonstration, comme le montre la figure 1. Le nombre mach est varié en ajustant le réglage de bloc (modification du rapport de zone de la section d'essai).
   3. Vissez le modèle de coin 2D sur la monture de piqûre et fixez la direction du coin de telle sorte que la surface de coin fait face aux parois latérales transparentes de la section d'essai de soufflerie. Tous les modèles sont présentés à la figure 2.
   4. Utilisez un pinceau pour appliquer une quantité suffisante du mélange de colorant sur le modèle. Assurez-vous que le colorant ne s'égoutte pas du modèle. Voir La figure 3 pour référence.
   5. Ajustez le réglage de bloc pour le numéro Mach en flux libre souhaité.
   6. Fermez et sécurisez les panneaux de soufflerie.
   7. Exécuter la soufflerie pendant 6 secondes.
   8. Une fois la course terminée, allumez une lumière UV sur le modèle pour éclairer le colorant. Capturez l'image de stries avec un appareil photo.
   9. Ajuster l'angle d'attaque ou le nombre mach selon la matrice d'essai indiquée dans le tableau 1 pour le modèle et les étapes répétées 1.4 - 1.9.
   10. Répéter les étapes 1.3 - 1.9 pour tous les modèles énumérés dans le tableau 1.
   11. Lorsque tous les modèles ont été testés, fermez la soufflerie et démantelez la configuration.

Figure 1. Soufflez la soufflerie supersonique.

Figure 2. Modèles de soufflerie (de gauche à droite) coin 2D, coin 3D, cône, corps émoussé, sphère et missile.

Tableau 1. Matrice d'essai.

Figure 3. Image représentative de colorant fluorescent peint sur le coin 2D.

Les schémas de débit de ligne de stries pour les six modèles et les conditions énumérées dans le tableau 1 sont indiqués ci-dessous. Pour le coin 2D, un modèle d'écoulement uniforme est observé sur le corps, comme le montre la figure 4, sauf dans la région où il y a une déformation de surface, ce qui provoque la séparation du flux. Lorsqu'il est incliné à 12degrés,le flux le long de la surface est dévié vers le haut. Cet effet est reflété lorsque le modèle est incliné à -12euros. En général, tous les cas montrent un flux attaché sur toute la surface, sauf à et derrière la région de la déformation de la surface.

Figure 4. Modèles d'écoulement de ligne sur le coin 2D (de gauche à droite) pour '0 ', 12 ', et -12 '.

Les observations de la figure 5 montrent que, bien que les modèles d'écoulement au centre du coin 3D soient semblables à ceux observés pour le coin 2D aux trois paramètres d'angle, les modèles d'écoulement près des bords supérieurs et inférieurs montrent une déviation du débit. Cela pourrait être attribué aux tourbillons de pointe sur les bords du coin. Bien que les effets de pointe existent pour le coin 2D, la plus grande distance entre le centre de coin et le bord nie l'effet de la pointe sur le flux central de coin. En outre, les lignes de stries ne montrent aucune séparation de flux.

Figure 5. Modèles d'écoulement de streakline sur le coin 3D (de gauche à droite) pour '0 ', 12 ', et -12'.

Les schémas d'écoulement de streakline pour le cône, montrés dans la figure 6, montrent le flux rationalisé et attaché à travers le corps pour tous les angles d'attaque avec le flux courbé dans la direction de la déviation. Nous observons également que la séparation du débit se produit à l'extrémité du cône, comme indiqué par la région où le colorant s'agglutine.

Figure 6. Modèles d'écoulement de streakline sur le cône (de gauche à droite) pour '0 ', 13 ', et -13 '.

La figure 7 compare les schémas d'écoulement sur un bord émoussé à trois angles d'attaque. Lorsque le corps entier s'écoule de 0, nous voyons un flux attaché sur l'ensemble du corps. À 11 et -11 degrés, le débit se courbe autour du corps (suivant le contour de la surface) mais se sépare le long de la ligne où le colorant se ressépare.

Figure 7. Schémas d'écoulement de streakline sur le corps émoussé du nez (de gauche à droite) pour 0 , 11 et -11 degrés.

Alors que les schémas d'écoulement à l'avant du missile sont similaires à ceux observés sur le corps du nez émoussé, les lignes de stries sur les nageoires du missile (Figure 8) montrent des caractéristiques de flux intéressantes. À 0 degrés, les stries sur les nageoires supérieures et inférieures montrent un écoulement attaché à l'avant de la nageoire avec une séparation graduelle se produisant dans un modèle de croix, qui provient des extrémités et des racines de la nageoire. Nous observons également que le débit se détache beaucoup plus tôt à la racine des nageoires par rapport aux pointes. Une autre observation intéressante est faite en étudiant le colorant fusionné au bord d'avant de la nageoire centrale. Les motifs de strie indiquent un choc d'arc avec la forme du choc marqué par le colorant. Lorsque le missile est incliné à 11degrés,nous observons un écoulement entièrement attaché sur la nageoire inférieure, mais le flux séparé près de la racine de la nageoire supérieure. À l'instar du cas0, la présence de la nageoire centrale provoque un choc d'arc à l'avant-garde des nageoires.

Figure 8. Schémas d'écoulement de streakline au-dessus du missile (de gauche à droite) pour 0 et 11 degrés.

Pour la sphère, comme le nombre de Mach était varié, les schémas de débit autour de la sphère sont restés les mêmes, quel que soit l'angle de déviation. Les observations de la figure 9 montrent qu'à mesure que le nombre de Mach augmente, la région de séparation (indiquée par la zone où le colorant n'est pas perturbé) diminue. C'est parce que les flux de vitesse plus élevés ont plus d'élan, ce qui permet à son tour le flux de surmonter le gradient de pression défavorable sur la sphère. Cela provoque un degré plus élevé d'attachement de flux avec l'augmentation du nombre de Mach.

Figure 9. Schémas d'écoulement streakline sur la sphère (de gauche à droite) M 2, 2,5 et 3.

Des modèles de flux streakline sur six corps dans le flux supersonique ont été étudiés utilisant la visualisation de flux de colorant de surface. Les modèles de débit sur les coins 2D et 3D ont montré que les effets de pointe jouent un rôle dominant dans la détermination de la structure du débit de surface. Il a été démontré que le débit au-dessus du cône était entièrement attaché pour une plage de déviation de 13 degrés. Le modèle de nez émoussé a été le premier corps à montrer une ligne de séparation claire lorsqu'il a été dévié à un angle de 11 degrés, un modèle qui a également été observé dans la section initiale du missile. Les schémas de débit sur les nageoires de missile indiquent des caractéristiques intéressantes, telles que la séparation des flux et la formation de choc. Nous avons également déduit le type de choc (choc d'arc) qui s'est formé au bord d'attaque de la nageoire. Enfin, la variation du nombre de Mach pour le flux sur une sphère a montré que le point de séparation du flux se déplace vers l'arrière sur la sphère avec une vitesse de débit croissante. Dans l'ensemble, l'expérience a démontré la simplicité et l'efficacité de la visualisation du flux de colorants stries, une technique utilisée par les ingénieurs aérospatiaux dans les processus de conception rapide pour obtenir des véhicules aérospatiaux plus rationalisés et plus efficaces.