Experimental investigation of induced supersonic boundary layer transition

Abstract

Turbulence onset within an initially laminar flow is one of the most common phenomenon in Fluid Mechanics, yet is an open field of research. This is due to the many and diverse causes that can trigger turbulence, which often add to each other, change their effect upon the flow velocity, and are difficult to single out in real-world situations. This is why laminar-toturbulent transition experiments have been and still are a fundamental tool for the researcher. This thesis work has addressed the study of turbulence onset in supersonic flows from an experimental point of view. Two test campaigns have been carried out each in a dedicated supersonic wind tunnel. The first aimed at tracking turbulence onset triggered by a single tetrahedral roughness element. It has been carried out in a multiple-Mach-number supersonic wind tunnel whose qualification campaign has been completed within this thesis work. Two roughness heights were tested, both for two Mach numbers, 1.6 and 2.3. The second test campaign has investigated the effects of an oblique shock wave impinging onto a Mach-2 transitional boundary layer. The transitional state of a boundary layer is that state during which the boundary layer passes from fully laminar to fully turbulent. This passage can be either induced or natural, and it was represented in this thesis work by the trigger wake and by the boundary layer flow downstream of the release point of an electric spark, respectively. Surface sensors, as thin-films and piezoelectric pressure transducers, were used to measure steady and unsteady highfrequency flow evolutions. Different wall temperatures were set for the thin-films insert as to allow the experimental estimation of the recovery temperature. Convective heat-flux trends have been extracted from the steady measurements, which, together with the recovery temperature trends, allowed the calculation of the Stanton number trends. All these quantities let to conclude on the general state of the boundary layer investigated in the first test campaign. The post-processing of the unsteady measurements yielded temperature and pressure fluctuations spectra and RMS streamwise evolutions, along with spectral time evolution at a given position. For the first test campaign, they allowed the characterization of the unsteadiness produced by the roughness within the supersonic boundary layer at different downstream locations. In so doing, they helped conclude on the state of the boundary layer, thus on the effectiveness of the roughness in triggering transition to turbulence. For the second test campaign, they allowed to single out the unsteady effects of the shock impinging downstream of the single roughness and downstream of the electric spark release point. In this way, differences in the shock effect between the roughness configuration and the clean-plate configuration have been highlighted, and the effects of different spark release frequencies compared.

El desarrollo de la turbulencia en el interior de un flujo inicialmente laminar, a pesar de ser uno de los fenómenos más comunes en la mecánica de fluidos, continúa siendo un campo abierto de investigación. Esto es debido a las muchas y diversas causas que condicionan la transición de flujo laminar a régimen turbulento, a menudo actuando de modo combinado, cuyo efecto cambia con la velocidad del flujo y las cuales son difíciles de aislar en situaciones reales. Este es el motivo por el cual los experimentos que estudian la transición de régimen laminar a turbulento han sido y continúan siendo una herramienta fundamental para el investigador. Esta tesis doctoral ha abordado el estudio del comienzo de la turbulencia en flujos supersónicos desde un punto de vista experimental. Dos series de experimentos fueron realizados, cada uno en un túnel de viento supersónico específico. La primera serie tuvo como objetivo el seguimiento del inicio de la turbulencia causado por un único elemento de rugosidad de forma hexaédrica. Este tipo de experimentos fue realizado en un túnel de viento supersónico capaz de operar en un cierto rango de números de Mach, cuya caracterización fue completada en paralelo a esta investigación. Los experimentos fueron realizados a dos números de Mach, 1.6 y 2.3, y dos niveles de rugosidad diferentes variando la temperatura de pared. El objetivo de la segunda serie de medidas consistió en investigar los efectos del impacto de una onda de choque oblicua en una capa límite transitoria, en un flujo a Mach 2. El estado transitorio de una capa límite es aquel durante el cual la capa límite pasa de enteramente laminar a enteramente turbulenta. Esta transformación puede ser tanto natural como inducida. Ambos escenarios han sido reproducidos en esta tesis. La transformación natural ha sido representada mediante la presencia de un elemento de rugosidad, mientras que la transformación inducida se corresponde con el desarrollo de la capa límite aguas abajo del punto de liberación de chispas eléctricas. Para medir la evolución de flujos estacionarios y no estacionarios de alta frecuencia se emplearon sensores superficiales tales como thin-films y transductores piezoeléctricos de presión. Para determinar experimentalmente la temperatura de recuperación (recovery temperature) se aplicaron distintas temperaturas de pared a la pieza contenedora de los thin-films. De las medidas estacionarias se extrajeron las diferentes distribuciones del flujo de calor por convección, las cuales, junto con la distribución de la temperatura de recuperación, permitieron el cálculo de la distribución espacial del número de Stanton. Estos resultados permitieron llegar a una conclusión sobre el estado general de la capa límite investigada en la primera serie de experimentos. Las medidas no estacionarias proporcionaron espectros de fluctuación de temperatura y presión, y evoluciones longitudinales de residuos cuadráticos medios (MSR), así como espectros de evolución temporal en una posición dada. Estos datos permitieron caracterizar, en la primera serie de experimentos, la inestabilidad producida por la rugosidad en la capa límite supersónica en distintas posiciones aguas abajo. Ayudaron, por tanto, a determinar el estado de la capa límite y, co n ello, concluir en la efectividad de la rugosidad para provocar la transición a régimen turbulento. En la segunda serie de experimentos se pudieron señalar los efectos no estacionarios de la onda de choque incidiendo aguas debajo del elemento de rugosidad, y los efectos no estacionarios de la onda incidente aguas abajo del punto de liberación de chispas eléctricas. De este modo, se han identificado las diferencias entre el efecto de una onda de choque en presencia de un elemento de rugosidad y en el caso de la configuración limpia, y se han comparado los efectos del uso de diferentes frecuencias de descargas eléctricas