Определение адиабатной температуры стенки в высокоскоростных потоках газа с использованием тепловизионной съемки

Malastowski, N.S.; Kiselev, N.A.; Zditovets, A.G.; Vinogradov, Y.A.

doi:10.26583/sv.17.5.08

Научная визуализация, 2025, том 17, номер 5, страницы 72 - 82, DOI: 10.26583/sv.17.5.08

Определение адиабатной температуры стенки в высокоскоростных потоках газа с использованием тепловизионной съемки

Авторы: Н.С. Маластовский¹, Н.А. Киселёв², А.Г. Здитовец³, А.Ю. Виноградов⁴

Научно-исследовательский институт механики МГУ имени М.В. Ломоносова, Москва, Россия

¹ ORCID: 0000-0002-1285-1748, nik_malans@mail.ru

² ORCID: 0009-0009-5552-5457, kiselev.nick.a@yandex.ru

³ ORCID: 0000-0002-4532-1014, zditovets@mail.ru

⁴ ORCID: 0009-0004-8647-0405, vinograd@imec.msu.ru

Аннотация

В работе представлен способ бесконтактного определения адиабатной температуры стенки в высокоскоростных потоках газа. Он основан на обработке последовательности термограмм, полученной тепловизором, в разработанной программе на языке Python 3.10. Данный способ показал высокую эффективность при работе с большими массивами опытных данных с точки зрения минимизации временных и вычислительных затрат. Адиабатная температура стенки определялась как на стационарном режиме течения непосредственно в эксперименте, так и на нестационарном режиме - с помощью экстраполяции зависимости плотности теплового потока от текущей температуры исследуемой теплообменной поверхности. Продемонстрирована эффективность такого подхода при исследовании безмашинного энергоразделения в сжимаемых газовых потоках.

Ключевые слова: высокоскоростные потоки, теплообмен, пограничный слой, адиабатная температура стенки, термометрия, бесконтактные методы.

1. Введение

К настоящему времени вопросы совершенствования методов экспериментальных исследований теплообмена в высокоскоростных газовых потоках не потеряли своей актуальности. Это связано с тем, что проведение зондовых измерений в таких потоках в значительной степени затруднено из-за малых физических толщин пограничных слоев. Зачастую в экспериментальных работах авторы ограничиваются низкоскоростными потоками, в которых скорость редко превышает 10 м/с [1]. Исходя из подобия процессов, определяющих формирование пограничных слоев, результаты, полученные для таких условий, обобщаются и для высокоскоростных течений, с введением поправок на сжимаемость, неизотермичность и т.п. В этой связи закономерным выглядит рост интереса к косвенным – бесконтактным методам определения величин, определяющих теплообмен на поверхностях раздела сред: тепловым потокам, коэффициентам теплоотдачи и температурам теплоизолированной (адиабатной) стенки [2].

К подобным методам следует отнести тепловизионную съемку (инфракрасную термографию), которая позволяет регистрировать температуры поверхностей, обтекаемых потоком газа. Как и другие методы экспериментальных исследований, инфракрасная термография имеет особое значение при валидации математических моделей, встроенных в промышленное программное обеспечение [3]. Однако в отличии от классических задач обработки изображений, нашедших применение в теплофизике и механике жидкости и газа, например, при анализе законов эволюции пузырьков пара в потоке жидкости [4–6] или при отслеживании распространения возмущений – скачков уплотнения и иных неоднородностей [7,8], значения в каждой точке термограммы связаны между собой в рамках общей задачи теплопроводности. Эта связь дает дополнительные возможности для исследований тепловых режимов технических объектов [9], и оценки влияния теплообмена на параметры газовых потоках [10].

Изображение, полученное тепловизором, само по себе представляет целостный набор данных, зачастую не требующий применения специальных методов, характерных для системы компьютерного зрения [11]. В этом случае главным становится интерпретация и дальнейшее использование полученных изображений для установления взаимосвязей между физическими процессами, определяющими текущее состояние температурного поля исследуемых объектов.

На поверхностях раздела (газ-твердое тело) наиболее рациональным способом описания теплообмена является задание граничных условий третьего рода – коэффициента теплоотдачи и адиабатной температуры стенки. Определение адиабатной температуры стенки также имеет важное значение при описании влияния сжимаемости и неизотермичности в пограничных слоях высокоскоростных газовых потоков. Уже в работе [12] было показано, что при обтекании плоской теплоизолированной пластины температура торможения потока может изменяться по толщине пограничного слоя. Как следствие газ, непосредственно прилегающий к поверхности теплоизолированного тела, имеет температуру, отличную от температуры ядра потока. Эту температуру, величина которой даже для простейшего случая течения вдоль плоской пластины зависит от температуры торможения, чисел Маха, Рейнольдса и Прандтля, принято называть адиабатной температурой стенки T_aw. В инженерных задачах зачастую она может быть выражена в следующем виде:

(1)

где r - коэффициент восстановления температуры, M – число Маха, T<₀ – температура торможения в невозмущенном потоке (вне теплового пограничного слоя), k – показатель адиабаты. Из многочисленных экспериментальных данных [13,14], значение коэффициента восстановления температуры на плоской пластине практически не зависит от чисел Маха и Рейнольдса и для развитого ламинарного и турбулентного воздушного потока составляет 0.85±0.01 и 0.89±0.01 соответственно. При обработке экспериментальных данных в случае турбулентного потока его значение обычно задается в диапазоне r =0.89-1.0, в случае ламинарного - 0.85 [15–22]. Однако для более сложных видов течений коэффициент восстановления может существенно отличаться от этих значений и зачастую требует экспериментального определения.

Знание величины адиабатной температуры стенки важно при оценке эффективности температурного разделения в устройствах безмашинного энергоразделения [23]. Принцип их работы основан на отличии адиабатной температуры стенки T<_aw от температуры торможения потока и зависимости этой разницы от числа Маха M набегающего потока [24] и других внешних условий. Потоки, имеющие одинаковую температуру торможения, но различные температуры адиабатной стенки и разделенные теплопроводной перегородкой будут участвовать в теплообмене друг с другом. С точки зрения проектирования подобных устройств экспериментальное определение температуры адиабатной стенки представляется важной практической задачей, решение которой может быть достигнуто с использованием тепловизионной съемки.

Адиабатную температуру стенки в лабораторных условиях можно получить непосредственно из термограмм теплоизолированных объектов. Однако значительно чаще процесс обработки результатов включает в себя восстановления тепловых потоков для анализа условий теплообмена на характерных для данного случая режимах течения газовой среды, когда присутствует разница между адиабатной и измеряемой температурами стенки [25–28]. Для таких задач могут применяться различные алгоритмы, учитывающие в том числе: высокую теплопроводность материала стенки канала [25], экстремальные режимы течения – до значений чисел Маха порядка 7.5 [26], сложную геометрическую конфигурацию исследуемого объекта [27,28].

Таким образом, разработка и совершенствование методов извлечения информации из последовательности термограмм, полученных при проведении теплофизических экспериментов, является актуальной прикладной задачей, решение которой направлено на совершенствование знаний в области теплообмена в высокоскоростных потоках газовых сред.

2. Постановка задач исследования

В работе выполнены два исследования, связанные с определением адиабатной температуры стенки, обтекаемой сжимаемым воздушным потоком. В первом исследовании регистрируется квази-стационарное температурное поле теплоизолированных объектов (круговых цилиндров), во втором - нестационарное температурное поле охлаждаемой поверхности сверхзвукового канала. Как отмечалось выше, в случае теплоизолированных объектов при длительной выдержке и достижении квази-стационарного режима, температура их поверхности становится равной адиабатной температуре стенки. Однако для определения адиабатной температуры стенки в условиях теплообмена между стенкой и газом требуется экстраполяция зависимости плотности теплового потока от температуры стенки [2].

В обоих случаях для получения детализированной информации о полях адиабатной температуры стенки регистрировались температурные поля исследуемых поверхностей с помощью тепловизора INFRATEC 8800. В первом исследовании проводилось измерение квазистационарных режимов течения с кадровой частотой 0.2 Гц, во втором случае - 30 герц. Пространственное разрешение изображения составляло порядка 2 пикселей на 1 мм.

Сбор данных и первоначальная обработка термограмм осуществлялась в ПО «IRBIS-3» [29], далее выполнялся автоматизированный подбор оптических параметров объектов и окружающей среды, а после масштабирование и поворот изображений в разработанной программе на языке Python 3.10, в том числе для последующего использования данных при восстановлении тепловых потоков путем решения задачи теплопроводности [30].

3. Экспериментальное исследование

3.1. Теплоизолированные объекты в стационарном воздушном потоке.

Исследование проводилось на дозвуковой аэродинамической установке, рабочая часть которой представляет собой прямоугольный канал сечением 250×174 мм, осевая протяженность дозвукового сопла – 690 мм, осевое расстояние от входа в сопло до исследуемых цилиндров – 1575 мм (рисунок 1).

Сжатый воздух подавался в форкамеру установки из газгольдеров, которые наполнялись при помощи компрессоров осушенным атмосферным воздухом до давления 7 атм. В форкамере воздух «успокаивался» проходя через хонейкомб и систему детурбулизирующих сеток. Изменение числа Маха в рабочей части осуществлялось за счет регулировки уровня давления воздуха в форкамере. Число Рейнольдса и число Маха не могли изменяться независимо. Число Маха набегающего на цилиндры потока менялось в диапазоне M=0.35-0.60. Верхний предел числа Маха соответствовал режиму «запирание» рабочей части аэродинамической установки. После рабочей части воздух поступал в диффузор и далее в атмосферу.

В качестве исследуемых теплоизолированных объектов в потоке газа использовались цилиндры круглого поперечного сечения (диаметр D = 20 мм), изготовленные из оргстекла – материала с низким (порядка 0.16 Вт/м К) коэффициентом теплопроводности. Цилиндры располагались на расстоянии 885 мм от среза сопла и распространялись на всю высоту канала. Плоскость, проходящая через оси цилиндров, была перпендикулярна направлению скорости набегающего потока. В экспериментах регистрировалось поле температур в окрестности задней критической линии цилиндров. В этой области наблюдается наибольшее отклонение адиабатной температуры стенки от температуры торможения набегающего потока. Одна из целей экспериментального исследования – определить зависимость адиабатной температуры стенки в окрестности задней критической линии цилиндров от числа Маха набегающего потока и относительного расстояния между цилиндрами [31].

Рисунок 1. Общий вид (со стороны тепловизора) экспериментальной установки 1: 1 – форкамера; 1 – профилированное сопло; 2 – рабочий канал, 3 – исследуемые круговые цилиндры; 4-5 – крепление цилиндров в аэродинамической трубе.

Эксперимент проводился следующим образом. Число Маха в рабочей части плавно изменялось от значений соответствующих режиму запирания (M=0.6) до М=0.35. Скорость изменения числа Маха в рабочем канале была незначительна: в диапазоне чисел Маха 0.6-0.45 она составляла Мах/сек и изменялась из-за превышения скорости опорожнения газгольдеров над скоростью их наполнения компрессором, в диапазоне 0.45-0.35 она практически не менялась и переход от одного значения числа Маха к другому осуществлялся внешней регулировкой давления в форкамере. Во всем диапазоне изменении числа Маха температура торможения набегающего потока изменялась не более чем на два градуса. Временной интервал для установления стационарных показаний температуры составил 5 секунд (рисунок 2 а.), при этом число Маха снижалось на величину 0.0055. Запись термограмм производилась непрерывно с частотой 0.2 Гц. При обработке результатов измерений выполняется их проецирование на цилиндрическую поверхность исследуемых стержней для дальнейшего анализа (рисунок 2 б.).

Рисунок 2. Температуры поверхности теплоизолированных объектов. а) зависимость адиабатная температура стенки от числа Маха в окрестности задней критической линии, б) адиабатная температура стенки цилиндра

На основе полученной зависимости T_aw (M) определяется зависимости коэффициента восстановления температур (1) от числа Маха набегающего потока, в рамках анализа эффекта аэродинамического охлаждения [31]. Регистрируемое поле температур поверхности плохообтекаемого тела позволяет не только исследовать распределение коэффициентов восстановления по окружности цилиндра, но и их неравномерность в направлении оси цилиндра, вызванную взаимодействием с пограничным слоем, формирующимся на стенках канала.

3.2. Стенка, охлаждаемая стационарным сверхзвуковым потоком.

Экспериментальные исследования проводились на малоразмерной аэродинамической установке (Рисунок 3) [32].

Сжатый воздух поступает в форкамеру (2), где происходит выравнивание потока в хонейкомбе. В форкамере регистрируются давление (3) и температура торможения (4). После форкамеры (и шестикратного поджатия) установлена заслонка (5), направляющая поток воздуха либо в канал, либо напрямую в атмосферу. После дополнительного поджатия в диффузоре (в 4.2 раза) воздух поступает в исследуемый щелевой канал (6). Расчетное число Маха на выходе из сверхзвукового сопла – M=2.0.

Нижняя и верхняя стенки канала – плоские, при этом нижняя выполнена нагреваемой, а верхняя – сменной. Нагрев осуществляется за счет прокачки нагретого жидкого теплоносителя вдоль тыльной поверхности нижней стенки. Верхняя стенка имеет Zn-Se окно (7), прозрачное в ИК-области излучения, что обеспечивает возможность регистрации поля температур. Окно охватывает участок канала 0.05…0.26 м.

Рисунок 3. Экспериментальная установка 2: 1 - тепловизор, 2 – форкамера, 3, 4 – отборники температуры и давления торможения, 5 – заслонка, 6 – исследуемый канал, 7 – верхняя стенка и Zn-Se окно, 8 – диффузор

В условиях наличия теплообмена с сопряженными деталями и окружающей средой не удается напрямую определить адиабатную температуру стенки. Здесь могут применяться методы восстановления граничных условий и экстраполяции температуры стенки до ее адиабатного значения. Однако они чувствительны к точности переноса данных на расчетную модель.

В рамках исследования разработана прикладная программа полуавтоматического масштабирования и поворота исходных термограмм для переноса содержащихся в них данных в качестве граничных условий задачи теплопроводности на конечно-элементную сетку. Разработка программы осуществлялась в интегрированной среде программирования PyCharm. В качестве основных библиотек по работе с данными используются: NumPy которая предоставляет поддержку работы с многомерными массивами и матрицами, Matplotlib для создания и извлечения информации из графических объектов, а также SciPy для интерполяции полученных термограмм на расчетную сетку.

Условия проведения эксперимента, связанные с предварительным подогревом канала, а также различная теплопроводность элементов крепления и стенок канала позволяют отчетливо фиксировать указанные объекты на изображении - термограмме (рисунок 4 а). Таким образом, в качестве шаблонных объектов могут быть использованы изотермы элементов крепления канала, расположенных с шагом 20 мм по длине и 45 мм по ширине. Пользователю предоставляется возможность последовательно выделить ограниченную область вокруг интересующих объектов (элемента крепления канала - для позиционирования изображения достаточно четырех), далее для вновь открывшегося окна с изображением поля температур осуществляется извлечение данных о изолиниях (элементов matplotlib.collections) как объектах состоящих из набора точек с помощью метода get_paths(). Для наиболее гладких изолиний, образующих концентрические окружности осуществляется поиск их центра, который в конечном счете определяет расположение элемента крепления на термограмме. После последовательной обработки нескольких элементов, удается определить угол поворота (установки канала/камеры), а также масштабы по длине и ширине канала. Так как в процессе видеофиксации положение объекта в кадре не меняется, полученные параметры применяются ко всем записанным термограммам.

Рисунок 4. Процедура обработки термограмм: а) – масштабирование изображения по изотермам реперных объектов, б) – итоговая термограмма для интерполяции на конечно-элементную сетку

Далее данные скорректированных термограмм интерполируются на конечно-элементную модель, размер элемента в которой выбирается соизмеримым с пространственным разрешением тепловизора (рисунок 5). Значения интерполировались встроенными средствами Python (библиотека SciPy) на базе триангуляции Делоне.

Рисунок 5. Интерполяция данных термограмм на КЭ модель стенки канала:

Результаты изменений (температура стенки канала) и расчетов (плотность теплового потока и адиабатная температура стенки) приведены на рисунке 6.

С момента открытия заслонки (6 – рисунок 3) сначала происходит запирание сопла и далее скачек уплотнения начинает смещаться к выходу из канала. Этот процесс можно наблюдать как по изменению значений температур стенки, полученным из термограмм так и по восстановленным тепловым потокам (рисунок 6 а).

Рост величины адиабатной температуры стенки на расстоянии 75 мм от критического сечения для конкретного установившегося режима течения позволяет идентифицировать положение скачка уплотнения (рисунок 6 б). При этом температура стенки и плотность теплового потока продолжают непрерывно снижаться во времени на установившемся режиме течения.

а.

б.

Рисунок 6. Значения на стенке канала: а) Изменение температуры поверхности и плотности теплового потока во время эксперимента, б) Адиабатная температура стенки поверхности канала

Распределение адиабатной температуры стенки по длине канала можно описать следующим образом: при разгоне потока в сопле происходит ее снижение от +10 °С до уровня +2 °С в критическом сечении и далее в сверхзвуковой части сопла до -5°С, в области сверхзвукового течения за соплом значения изменяются в пределах (-5, -1) °С. В скачке и ниже по потоку происходит ее частичное восстановление до +2 °С.

4. Заключение

Показаны возможности бесконтактной тепловизионной съемки при исследовании параметров теплообмена между телом и высокоскоростным газовым потоком. Разработана прикладная программа обработки последовательности термограмм, которая позволяет автоматизировать процесс работы с большими массивами экспериментальных данных.

Приведены два способа измерения адиабатной температуры стенки. Первый способ позволяет непосредственно в эксперименте измерить адиабатную температуру стенки и не требует создания начального температурного перепада между исследуемой поверхностью и потоком. Второй связан с обработкой последовательности термограмм, регистрирующих охлаждение/нагрев исследуемой поверхности, и требует создания начального температурного перепада, однако, позволяет существенно снизить продолжительность эксперимента по определению адиабатной температуры стенки и, кроме того, определить величины тепловых потоков и коэффициентов теплоотдачи.

Описанные способы получения адиабатных температур стенки позволяют проводить исследования влияния параметров потока и рельефа поверхности на распределения коэффициента восстановления температуры, в том числе с целью оценки эффективности физических процессов, сопровождающих безмашинное энергоразделение.

Благодарности

Исследование выполнено за счет гранта Российского научного фонда № 24-79-10035, https://rscf.ru/project/24-79-10035/.

Конфликт интересов

Авторы заявляют, что у них нет конфликта интересов.

Список литературы

1. Escudier M.P., Abdel-Hameed A., Johnson M.W., Sutcliffe C.J. Laminarisation and re-transition of a turbulent boundary layer subjected to favourable pressure gradient // Exp. Fluids. 1998. Vol. 25, № 5–6. P. 491–502.

2. Mee D.J., Chiu H.S., Ireland P.T. Techniques for detailed heat transfer measurements in cold supersonic blowdown tunnels using thermochromic liquid crystals // Int. J. Heat Mass Transf. 2002. Vol. 45, № 16. P. 3287–3297.

3. Kiselev N.A., Malastowski N.S., Vinogradov Y.A., Zditovets A.G. Experimental and numerical study of heat transfer under laminarization condition in a small size supersonic nozzle // Int. J. Therm. Sci. 2023. Vol. 187. P. 108182.

4. Bartkus G. V., Kuznetsov V. V. Experimental Study of Gas-Liquid Flow Patterns in Slit Channel with Cross-Junction Mixer // J. Eng. Thermophys. 2021. Vol. 30, № 1. P. 14–18.

5. Vavilov S.N., Vasil’ev N. V., Zeigarnik Y.A. Vapor Explosion: Experimental Observations // Therm. Eng. 2022. Vol. 69, № 1. P. 66–71.

6. Vasil’ev N.V., Vavilov S.N., Zeigarnik Y.A., Lidzhiev E.A. Visualization of the Structure of Vapor-Liquid Flow During Subcooled R113 Refrigerant Boiling Under Preburnout Conditions // Sci. Vis. 2024. Vol. 16, № 3. P. 79–86.

7. Doroshchenko I.A., Znamenskaya I.A., Sysoev N.N., Lutsky A.E. High-speed Flow Structures Detection and Tracking in Multiple Shadow Images with Matching to CFD using Convolutional Neural Networks // Sci. Vis. 2022. Vol. 14, № 4.

8. Boiko A.V., Ivanov A.V., Borodulin V.I., Mischenko D.A. Quantification technique of transition to turbulence in boundary layers using infrared thermography // Int. J. Heat Mass Transf. 2022. Vol. 183. P. 122065.

9. Алифанов О.М., Будник С.А., Ненарокомов А.В., Салосина М.О. Исследование теплофизических свойств перспективных теплоизоляционных материалов для космической техники // Теплофизика высоких температур. 2023. Vol. 61, № 4. P. 559–566.

10. Kiselev N.A., Malastowski N.S., Zditovets A.G., Vinogradov Y.A. Reynolds analogy violation for a compressible turbulent boundary layer with pressure gradient in a small-size supersonic slot channel // Int. J. Therm. Sci. Elsevier Masson SAS, 2024. Vol. 200, № November 2023. P. 108973.

11. Devyatkov V. V., Alfimtsev A.N., Taranyan A.R. Multicamera Human Re-Identification based on Covariance Descriptor // Pattern Recognit. Image Anal. 2018. Vol. 28, № 2. P. 232–242.

12. Pohlhausen E. Der Warmeaustausch zwischen festen Korpern und Flussigkeiten mit kleiner reibung und kleiner Warmeleitung // ZAMM - Zeitschrift fur Angew. Math. und Mech. 1921. Vol. 1, № 2. P. 115–121.

13. Johnson H.., Rubesin M.W. Aerodynamic heating and convective heat transfer - Summary of literature survey // Trans. ASME. 1949. Vol. 71, № 5. P. 447–456.

14. Леонтьев А.И., Лущик В.Г., Макарова М.С., Попович С.С. Коэффициент восстановления температуры в сжимаемом пограничном слое // Теплофизика высоких температур. 2022. Vol. 60, № 3. P. 1–26.

15. Hurst C., Schulz A., Wittig S. Comparison of calculated and measured heat transfer coeffiecients for transonic and supersonic boundary-layer flows // Proc. ASME Turbo Expo. 1994. Vol. 4, № April 1995. P. 248–254.

16. Nash-Webber J.L., Oates G.C. An Engineering Approach to the Design of Laminarizing Nozzle Flows // J. Basic Eng. 1972. Vol. 94, № 4. P. 897–903.

17. Schoenman L., Block P. Laminar boundary-layer heat transfer in low-thrust rocket nozzles // J. Spacecr. Rockets. 1968. Vol. 5, № 9. P. 1082–1089.

18. Stoll J., Straub J. Film cooling and heat transfer in nozzles // J. Turbomach. 1988. Vol. 110, № 1. P. 57–65.

19. Mutama K.R., Iacovides H. The Investigation of developing flow and heat transfer in a long converging duct // J. Heat Transfer. 1993. Vol. 115, № 4. P. 897–903.

20. Back L.H., Cuffel R.F. Turbulent Boundary Layer and Heat Transfer Measurements Along a Convergent-Divergent Nozzle // J. Heat Transfer. 1971. Vol. 93, № 4. P. 397.

21. Back L.H., Massier P.F., Gier H.L. Convective heat transfer in a convergent-divergent nozzle // Int. J. Heat Mass Transf. 1964. Vol. 7, № 5. P. 549–568.

22. Back L.H., Cuffel R.F., Massier P.F. Laminarization of a Turbulent Boundary Layer in Nozzle Flow—Boundary Layer and Heat Transfer Measurements With Wall Cooling // J. Heat Transfer. 1970. Vol. 92, № 3. P. 333–344.

23. Leontiev A.I., Zditovets A.G., Kiselev N.A., Vinogradov Y.A., Strongin M.M. Experimental investigation of energy (temperature) separation of a high-velocity air flow in a cylindrical channel with a permeable wall // Exp. Therm. Fluid Sci. 2019. Vol. 105. P. 206–215.

24. Rubesin M.W. A modified Reynolds analogy for the compressible turbulent boundary layer on a flat plate // NACA TN 2917.

25. Modenini D., Schrijer F.F.J. Heat transfer measurements in a supersonic wind tunnel through inverse temperature data reduction: Application to a backward facing step // Quant. Infrared Thermogr. J. 2012. Vol. 9, № 2. P. 209–230.

26. Avallone F., Greco C.S., Schrijer F.F.J., Cardone G. A low-computational-cost inverse heat transfer technique for convective heat transfer measurements in hypersonic flows // Exp. Fluids. Springer Berlin Heidelberg, 2015. Vol. 56, № 4.

27. Sousa J.F.L., Lavagnoli S., Paniagua G., Villafane L. Three-dimensional (3D) inverse heat flux evaluation based on infrared thermography // Quant. Infrared Thermogr. J. 2012. Vol. 9, № 2. P. 177–191.

28. Sousa J., Villafane L., Paniagua G. Thermal analysis and modeling of surface heat exchangers operating in the transonic regime // Energy. 2014. Vol. 64, № January. P. 961–969.

29. Thermography software IRBIS® 3 active , 2025. Accessed: February 16th, 2025. [Online]. Available: https://www.infratec.eu/thermography/thermographic-software/irbis3-active/.

30. Kiselev N.A., Malastovskii N.S., Zditovets A.G., Vinogradov Y.A. Experimental Study of the Heat Transfer at Compressible Gas Flow with a Favorable Pressure Gradient // High Temp. 2023. Vol. 61, № 4. P. 535–543.

31. Zditovets A.G., Kiselev N.A., Popovich S.S., Vinogradov Y.A. Experimental investigation of the Eckert-Weise effect (aerodynamic cooling) of pair side-by-side circular cylinders in a compressible cross-flow // Int. J. Heat Mass Transf. 2024. Vol. 233. P. 126061.

32. Zditovets A.G., Kiselev N., Vinogradov Y.A., Popovich S. Adiabatic wall temperature in the supersonic flow of moist air with spontaneous condensation // Exp. Therm. Fluid Sci. 2024. Vol. 150. P. 111057.

Determination of Adiabatic Wall Temperature in High-Speed Gas Flows Using Infrared Thermography

Authors: N.S. Malastowski¹, N.A. Kiselev², A.G. Zditovets³, Y.A. Vinogradov⁴

Lomonosov Moscow State University, Institute of Mechanics, Moscow, Russia

¹ ORCID: 0000-0002-1285-1748, nik_malans@mail.ru

² ORCID: 0009-0009-5552-5457, kiselev.nick.a@yandex.ru

³ ORCID: 0000-0002-4532-1014, zditovets@mail.ru

⁴ ORCID: 0009-0004-8647-0405, vinograd@imec.msu.ru

Abstract

This paper presents a method for the non-contact determination of the adiabatic wall temperature in high-speed gas flows. The method is based on the processing of a sequence of thermograms obtained using an IR camera, within a program developed in Python 3.10. The approach demonstrated high efficiency when handling large datasets, particularly concerning minimizing temporal and computational demands. The adiabatic wall temperature was determined under both steady-state conditions, directly in the experiment, and transient conditions, through the extrapolation of the heat flux as a function of the current temperature of the examined surface. The effectiveness of this method was demonstrated in the investigation of non-mechanical energy separation in compressible gas flows.

Keywords: high-speed flows, heat transfer, boundary layer, adiabatic wall temperature, thermometry, non-contact methods.

References

4. Bartkus G. V., Kuznetsov V. V. Experimental Study of Gas-Liquid Flow Patterns in Slit Channel with Cross-Junction Mixer // J. Eng. Thermophys. 2021. Vol. 30, № 1. P. 14–18.

5. Vavilov S.N., Vasil’ev N. V., Zeigarnik Y.A. Vapor Explosion: Experimental Observations // Therm. Eng. 2022. Vol. 69, № 1. P. 66–71.

9. Alifanov, O. M., Budnik, S. A., Nenarokomov, A. V., Salosina, M. O. (2023). Study of the Thermophysical Properties of Promising Thermal Insulation Materials for Space Engineering. High Temperature, 61(4), 517–524. https://doi.org/10.1134/S0018151X23040016

11. Devyatkov V. V., Alfimtsev A.N., Taranyan A.R. Multicamera Human Re-Identification based on Covariance Descriptor // Pattern Recognit. Image Anal. 2018. Vol. 28, № 2. P. 232–242.

13. Johnson H.., Rubesin M.W. Aerodynamic heating and convective heat transfer - Summary of literature survey // Trans. ASME. 1949. Vol. 71, № 5. P. 447–456.

14. Leontiev, A. I., Lushchik, V. G., Makarova, M. S., Popovich, S. S. (2022). Temperature Recovery Factor in a Compressible Turbulent Boundary Layer. High Temperature, 60(3), 409–431. https://doi.org/10.1134/S0018151X22030117