方法論記事

流れ可視化手法によるデルタ翼上の流れ構造に関する実験的研究

DOI：

10.3791/57244

⸱

2018年4月23日

 ,  , 
1Department of Mechanical Engineering, Hong Kong Polytechnic University

この記事について

サマリー

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

ここでは、変更された煙流動の可視化手法を使用してデルタ翼に渦の非定常流れを観察し、前縁渦内訳場所の振動のメカニズムを調査するためのプロトコルを提案する.

要約

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

デルタ翼上の流れ場は一対のカウンター回転前縁渦 (レフ) によって支配されることが知られています。しかし、そのメカニズムはよくわかりません。流れの可視化は、時空間の複雑な流れ場を説明するために有望な非侵入型の方法です。基本的な流れの可視化のセットアップは、ハイパワー レーザーとレーザー シート、カメラ、トレーサー粒子ジェネレーター、データ プロセッサを生成する光学レンズで構成されます。風洞セットアップ、関連する、デバイスの仕様および対応するパラメーターの設定、取得するフロー機能に依存します。

通常のスモーク ワイヤ流れの可視化では、スモーク ワイヤを使用して、フローの streaklines を示します。ただし、このメソッドのパフォーマンスは、ときに複雑な流れ場において、空間解像度が低いによって制限されます。したがって、改善された煙流動可視化技術が開発されました。この手法は、同時に大規模なグローバル レフ流れ場と小規模なせん断層流れの構造を示しています後詳細な粒子画像流速測定法 (PIV) 計測の貴重な参考情報を提供します。

本稿では、デルタ翼の非定常流動現象を研究する改良された煙の流れの可視化・ PIV 計測のアプリケーションに示します。風洞のセットアップ、データ集録、データ処理など、プロシージャおよび実験を行うための注意事項が表示されます。代表の結果は、これらの 2 つの流れの可視化手法が定性的・定量的三次元流れ場を調査するための効果的なテクニックであることを示します。

概要

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

可視化技術による流場計測、流体工学の基本的な手法です。異なる可視化技術の中でスモーク ワイヤ流れの可視化風洞実験と水槽実験で染料の可視化、質的フロー構造を説明するために最も広く使用されています。PIV レーザー ドップラー計 (LDA) は、2 つの標準的な定量的方法1.

スモーク ワイヤ流れの可視化、煙 streaklines を電熱線で油滴から生成、実験中に外側の煙の発電機/コンテナーから注入します。ハイパワー ライトまたはレーザー シートは、煙の streaklines を照らすに使用されます。画像はさらに分析のために記録されます。これは非常に役に立つ流れ可視化方法2が簡単です。ただし、この手法の有効性は、煙の線、複雑な三次元流れ場、流れの比較的高い速度と煙の発生3の効率の期間が短いなどの様々 な要因によって限定されます。

PIV 計測に混入粒子流れの断面はレーザー シートに照らされた、この断面内の粒子のインスタント位置が高速カメラで撮影されました。非常に小さな時間間隔内で画像のペアが記録されます。画像を尋問エリアのグリッドに分割し、相互相関関数による尋問エリアの粒子の平均運動を計算する、この観測断面で瞬時速度ベクトル マップを得ることが。ただし、観測窓、速度地図、平面直交速度、画像のペア間の時間間隔で速度マグニチュードの解像度のサイズなどの要因のための妥協に到達する必要があることをまた知られています。大きさと粒子密度4。したがって、多くの予備的実験は、実験の設定を最適化するために必要かもしれない。高価なと PIV 計測だけで5,6の未知の複雑な流れを調査する時間がかかるでしょう。上記の懸念を考慮した煙の流れの可視化・ PIV 計測を結合するための戦略を提案し、細長いデルタ翼の複雑な流れを研究に紹介します。

レフ流れデルタ翼の数多くの研究は、実施7、8流れの可視化技術の主要なツールとして使用されています。多くの興味深い流れ現象がみ: スパイラル タイプと泡タイプ渦故障9,10, 非定常せん断層構造11,12、レフ内訳場所13 の振動、ピッチングとヨーイングの効果角度14,,1516でフロー構造にしています。ただし、デルタ翼の流れのいくつかの非定常現象の基になるメカニズムは、不明7残ります。この作品ではスモーク ワイヤの代わりに、PIV 計測で使用される同じシード粒子を用いた煙の流れの可視化を改善する.この改善は大幅可視化の操作を簡素化し、画像の品質を向上させます。PIV 計測改良された煙の流れの可視化から結果に基づき, 定量的情報の獲得に興味のそれらの流れに焦点を当てください。

ここでは、詳細な説明は、風洞実験で流れの可視化実験を実施してデルタ翼の非定常流動現象を調査する方法について説明に提供されます。改良された煙の流れの可視化と PIV 計測の 2 つの可視化方法は、この実験で一緒に使用されます。プロシージャには、デバイスの設定とパラメーターの調整のステップ バイ ステップ ガイドが含まれています。典型的な結果は、時空間の複雑な流れ場を測定するためのこれらの 2 つの方法を組み合わせることの利点を示します。

アクセスが制限されています。このコンテンツを表示するにはログインするか、トライアルを開始してください。

プロトコル

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

1. 風洞セットアップ

  1. デルタ翼モデル
    1. 75 ° のスイープ角度φで弦長c 280 mm、150 mm のルート スパンb 5 mm の厚さのアルミニウムからデルタ翼モデルを構築します。両方の縁を分離点17の修正に 35 ° で面取りがある (図 1a参照)。
  2. 風洞実験施設
    1. 2.4 m (長さ) × 0.6 m (幅) × 0.6 m (高さ) 実験中に光アクセスを許可するガラスの壁が装備されているテスト セクションの閉ループ低速風洞実験における実験を行います。このような施設の乱流強度は 0.4% 未満にする必要があります。
      注意: 本研究で使用して風洞、香港理工大学で上記の特徴を持つ。また、典型的な飛行範囲は、デルタ翼の弦長に基づく主流速度U∞ 2.64 m/s 〜 10.56 m/s 2 × 105、5 × 104からレイノルズ数、日時に対応するため、無人機 (UAV)。
    2. 、必要に応じて、レーザー シートと、カメラの縦の断面、スパン断面直交断面の流れ構造を観察するのに 3 さまざまな配置 (図 1b-d を参照) を使用します。セットアップの回路図は図 1 bに示します。
      注: このプロトコルは、セットアップと詳細の縦の断面で測定を示しています。
  3. デルタ翼をインストールします。
    1. 迎え角 (AoA)、 αを調整するために使用される円運動ガイドにあるスティングのデルタ翼の後縁を修正します。円形のガイドの中心は、風トンネルのテスト セクションの中央線です。したがって、デルタ翼のセンターは常にテスト セクションの中心にすることができます。Αに AoA を調整 = 34 °。
    2. あらゆるヨー角を最小限に抑え、ロール角、角度計、3 軸制御レーザー レベルの読み方を確認することでデルタ翼モデルを慎重に調整します。現在の研究では、これらの 2 つの角度の不確実性は 0.1 ° 未満です。
  4. レーザー シートを設定します。
    1. PIV 計測と煙の流れの可視化の流れ構造を照らすため別々 に 2 つのレーザーを使用します。
      1. PIV 計測用デュアル パルス レーザー波長 532 nm、パルスごとの (調節可能な) 600 の mJ の最大エネルギー。トランジスタ-トランジスタ ロジック (TTL) 信号 (図 1b参照) にシンクロナイザーとそれを制御します。
      2. 波長 532 の連続レーザーを使用する煙の流れの可視化の nm と 1 W のパワーこの連続レーザーは独立して動作します。セットアップのインストール時に安全のためレーザー光をフィルターに透過率 10% 中性密度フィルターを使用します。
    2. 適切なレーザーのゴーグルを着用します。
    3. 風洞にレーザービームを導入する反射ミラーを調整します。レーザー光軸とミラー間の角度がfigure-protocol-1、レーザービームをデルタ翼表面に対して垂直にします。確実にx位置周りレーザービーム/c ≅ 0.25、後で視野 (FOV) の中心となります。
    4. 図 1 bに示すように、レーザー シートを形成する (最初の連続レーザー) レーザー光学をインストールします。凸型レンズを使用して、レーザー ビーム径 (板厚も) を制御します。円筒のレンズは、レーザー光をレーザー シートに展開します。
      注: 現在の研究では、円筒のレンズの焦点距離は 700 mm、円筒のレンズの直径は 12 mm。
    5. モデルのレーザー ラインを測定することによってレーザー シートの厚さを確認してください。レーザー シート厚さが適していない場合凸のレンズの位置を調整 (ここでは、テストでは約 100 mm のレーザー シートの有効幅 1 mm 程度)。レーザー シートの厚さは 1) レーザー シートと 2) PIV 計測におけるスナップショットのペア間の時間間隔に法線方向の速度成分に依存していることに注意してください。
    6. デルタ翼で、その表面のレーザー シートを一致にキャリブレーション ターゲット プレートを置きます。現在の研究では FOV が風洞座標に直交ではないために、この手順は不可欠です。
  5. カメラのセットアップ
    1. レーザーをオフにカメラを設定するときに。、レーザーで、この実験の各独立部分の 2 つのカメラを使用します。
      1. PIV 計測、2048 × 2048 ピクセルの解像度と高速の CCD カメラを使用します。このカメラは、シンクロナイザーとデュアル パルスによって制御レーザー (図 1b参照)。このカメラのデータは、コンピューターに直接送信されます。
      2. 煙の流れの可視化のため煙の流れの可視化の間に 4,000 × 6,000 ピクセルのスナップショットの解像度 720 × 1280 ピクセルの解像度で 50 Hz ビデオ録画と商業のデジタル カメラを使用します。それは手動で運営されます。
    2. カメラの位置 (最初の商業デジタル カメラ) を移動すると、目的の視野を得る。キャリブレーション ターゲット板に集中するカメラのレンズを調整します。フィールド全体が焦点を当てていることを確認します。ない場合は、カメラの座標を直交キャリブレーション ターゲット板にできない場合があります。したがって、調整するカメラの位置を慎重に18。
    3. カメラがよくセットした後、いくつかのフレームを取る。後、キャリブレーション ターゲット板のこれらのフレームは、実際のサイズとフレームのピクセルの間のスケール ファクターを調整して xyz 座標の参照位置を識別するために使用されます。その後、キャリブレーション ターゲット プレートを取り外します。
  6. (例えば、3 m/s) の低速風洞および風洞に油の粒子を注入します。2.5 バーでエアロゾル発生器の圧力を設定し、30 の動作済みシードの流れの可視化手法の s。この後、全体の風洞は、通常直径約 1 μ m で油の粒子を均一にシードされます。
    注: 現在の研究では、風洞実験における推定オイル粒子密度濃度は約figure-protocol-2の煙の流れの可視化;風洞実験における全体的な流れ密度の変化は、したがって、 figure-protocol-3 。
  7. PIV ソフトウェア セットアップ
    1. PIV ソフトウェアと PIV システムの制御 (材料の表を参照してください)。このソフトウェアは、図 1 bに示すように、レーザーやカメラに TTL 信号を送信するシンクロナイザを一望できます。
    2. 500 の総サンプル数を 5 Hz でサンプリング周波数を設定します。PIV のフレーム間の時間間隔は 80 μ s。 時間間隔は FOV、流速のサイズに依存していることに注意。50-75% の重複に関する 2 つのフレームで尋問エリアがあることを確認します。

2. 実験の実行

  1. 煙の流れの可視化を向上
    1. 目的の主流速度で風洞をオンに (U = 2.64 m/s)。主流速度を安定させるために 10 分のためにそれを実行します。日時= 50,000、主流速度がU = 2.64 m/s。
    2. 連続レーザーをオンにします。5-10 フロー構造のスナップショットをキャプチャするのにには、デジタル カメラを使用します。
    3. レーザー シート レフ コアの縦の断面でかどうかを確認 (図 3に示すように典型的な構造を参照してください)。もしそうなら、マーク後の PIV 計測のための参照としてデルタ翼のモデルにこの位置そうでなければ、光学レンズを調整することによってレーザー シートの位置を変更し、手順 1.4.6 - 1.5.3 校正をリセットします。
    4. それらのイメージを確認し、フォーカスと明るさをチェックします。画像の品質に満足できない場合は、レンズまたは ISO 設定の絞りを調整します。
    5. 多くのスナップショット (通常約 20) と動画の撮影 (約 40 秒) 適切なセットアップを。レーザーの電源を切り、コンピューターにデータを転送します。
  2. PIV 計測
    1. 2.1.3 ステップとステップ 2.1.5 からスナップショットの結果から知られている参照の位置に基づいて、興味深い地域を選択 (x/c≒ 0.3) 渦構造を観察することができます fov。連続レーザーと PIV 計測用 CCD カメラとデュアル パルス レーザーとデジタル カメラを交換してください。
    2. 1.4.6 - 1.5.3 PIV 計測のためのキャリブレーションを記録するための手順を繰り返します。
    3. 目的の主流速度Uで風洞をオン = 2.64 m/s. 主流速度が安定する 10 分のためにそれを実行します。
    4. デュアル パルス レーザーで最高の電力レベルを調整し、スタンドします。ソフトウェアを使用して 100 のデータ集録を開始 s。データの記録が終了したら、レーザー ヘッドを無効に。
    5. ソフトウェアで取得した画像を確認し、レーザー シート分布、粒子密度 (通常必要な尋問各地区 6-10 粒子)、フォーカス、およびダブル フレーム (尋問の 25-50% の間の粒子変位をチェックエリア)。
    6. 2.2.5 の手順で説明するよう、画像の品質が、満足のいく場合。 PC のハード ディスクにデータを保存し、上記の手順を繰り返すことによって以外の場合を実行します。そうでなければ、手順 1.7 および 2.2、慎重に調整してセットアップ。

3. データ処理

  1. 煙可視化を向上
    注: 次の手順、3.1.1-3.1.4、MATLAB コードによって自動的に行われます (符号化する補足のファイルを参照してください)。
    1. ビデオをフレームのシーケンスに変換します。RGB 形式のフレームをグレースケールに変換します。デルタ翼表面が水平になるには、フレームを回転させます。後の処理が (図 2 a) の関心の領域を選択します。
    2. 明るさと流れの構造を強調するためコントラストを調整します。バイナリ イメージ (図 2 b) に画像を変換に適応的しきい値を適用します。
    3. 各列のバイナリ値を追加し、合計が突然変化する位置を見つけます。この位置は渦の内訳場所 (図 2 c) です。
    4. 渦崩壊の場所およびそれらの対応する時間を記録します。こうして破壊振動の時間的変化が得られます。
    5. 実際のサイズ ピクセルからの時間履歴を変換して基準位置を識別するためにピクセルのサイズの尺度 (1.5.3 の手順でキャリブレーション ターゲット プレートを使用して画像から測定) を使用します。内訳振動の時間履歴をプロットします。
  2. PIV 計測
    1. PIV ソフトウェアを実行します。スケール ファクターと座標の基準位置を設定するのには、2.2.2 の手順で取得した画像を使用します。粒子をハイライトし、削減ノイズ18画像処理ライブラリを介して取得したデータを前処理します。
    2. 32 × 32 ピクセルの最小グリッド サイズと 50% の最小重複適応尋問エリア メソッドを使用します。イメージの領域を選択し、適応の相互相関の 3 x 3 ベクトル検証を設定します。
    3. 結果は速度ベクトル場として与えられる、青いベクトル正しいベクトルが、緑色のものは置換のベクトルと赤い物が悪いベクトル。
    4. その周辺地域のベクトルを比較することによってローカルの速度を推定する平均の検証メソッドを移動 3 x 3 を適用します。近所の人たちの平均近所の人たちからあまり逸脱ベクトルを交換してください。
    5. 時間の歴史、例えば時間平均速度、標準偏差、速度成分間の相関の流動特性を取得する速度マップのベクトル統計を計算します。流れ場、例えば、渦度、せん断応力と旋回力の内部機能を示すベクトル マップからスカラーのデリバティブを計算します。

アクセスが制限されています。このコンテンツを表示するにはログインするか、トライアルを開始してください。

結果

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

図 2dレフ内訳場所の履歴が表示されます。黒い曲線はポートサイド レフを表し、赤色の曲線は右舷レフを。タイム スケールが自由な流れの速度と弦の長さで無次元化です。これら二つの相関係数の時刻歴はr = −0.53、レフ内訳場所の振動の強い反対称相互作用を示します。この結果は、他の仕事とよく13,19,20を同意します。

図 3 αで縦の断面でレフ流れの構造を示しています = 34 ° とRe = 75,000。元の画像は、1/500 秒の露出時間との RGB 形式でデジタル カメラによって捕獲されま...

アクセスが制限されています。このコンテンツを表示するにはログインするか、トライアルを開始してください。

ディスカッション

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

この記事は、2 つの流れの可視化手法、改善された煙の流れの可視化と PIV 計測、定性的・定量的デルタ翼上の流れ構造を調査するを示します。実験の一般的な手順がステップバイ ステップで説明します。これらの 2 つの方法の設定は、関連するデバイスが異なるほぼ同じです。これらの 2 つの流れの可視化手法の基本原理は、レーザー シートを介して流における粒子を照らすためです。改良された煙の流れの可視化は、不明な流れの概要を取得するために便利です、同時グローバル流動構造と小さなローカル構造を取得できます。定量的 PIV 解析は興味深い流れ場の詳細なベクトル地図を提供します。したがって、これらの流れの可視化方法を組み合わせることは大いに研究効率を改善できます。

通常スモーク ワイヤ流れの可視化と比較して、ここに示す煙流動可視化手法がむしろ効率的に行われます。粒子が均一に分散されているために、小流量構造、簡単に識別されます。複雑な三次元流れのこのメソッドを使用するを設定する空間の任意の位置で異なる断面の流れを観察する一方、レーザー シートは、伝統的なスモーク ワイヤ法で、煙で常に配置必要があります...

アクセスが制限されています。このコンテンツを表示するにはログインするか、トライアルを開始してください。

開示事項

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

著者が明らかに何もありません。

謝辞

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

著者は香港研究助成評議会 (no を感謝したい.GRF526913)、香港の技術革新と技術委員会 (いいえ。ITS/334/15FP)、および米国のオフィスの海軍研究のグローバル (いいえ。N00014-16-1-2161) の金融支援。

アクセスが制限されています。このコンテンツを表示するにはログインするか、トライアルを開始してください。

材料

この記事で使用された材料の一覧
名前会社カタログ番号コメント
532 nm Nd:YAGレーザーQuantel LaserEvergreen 600mJ
高速カメラDantec DynamicHiSense 4M
カメラレンズタムロンSP AF180mm F/3.5 Di
PIV 記録・処理ソフトDantec DynamicDynamicStudio
シリンドリカルレンズニューポートΦ=12 mm
凸レンズニューポートf=700 mm
減光フィルターニューポート
キャリブレーション ターゲットカスタムメイド
エアロゾル発生器TSITSI 9307-6
パルス発生器バークレー Nucleonics CorpBNC 575
連続レーザーAPGL-FN-532-1W
デジタルカメラニコンニコン D5200
画像処理Matlabカスタムコード
風洞サポートカスタムメイド
レーザーレベルBOSCHGLL3-15X
角度計BOSCHGAM220

参考文献

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,
  1. Smits, A. J. Flow visualization: Techniques and examples. , World Scientific. (2012).
  2. Barlow, J. B., Rae, W. H., Pope, A. Low-speed wind tunnel testing. , Wiley. New York. (1999).
  3. Merzkirch, W. Flow visualization. , Academic Press. (1987).
  4. Raffel, M., Willert, C. E., Wereley, S., Kompenhans, J. Particle image velocimetry: A practical guide. , Springer. (2007).
  5. Westerweel, J., Elsinga, G. E., Adrian, R. J. Particle Image Velocimetry for Complex and Turbulent Flows. Annu Rev Fluid Mech. 45 (1), 409-436 (2013).
  6. Meinhart, C. D., Wereley, S. T., Santiago, J. G. PIV measurements of a microchannel flow. Exp Fluids. 27 (5), 414-419 (1999).
  7. Gursul, I. Review of unsteady vortex flows over slender delta wings. J Aircraft. 42 (2), 299-319 (2005).
  8. Gursul, I., Gordnier, R., Visbal, M. Unsteady aerodynamics of nonslender delta wings. Prog Aerosp Sci. 41 (7), 515-557 (2005).
  9. Lowson, M. Some experiments with vortex breakdown. JRoy Aeronaut Soc. 68, 343-346 (1964).
  10. Payne, F. M., Ng, T., Nelson, R. C., Schiff, L. B. Visualization and wake surveys of vortical flow over a delta wing. AIAA J. 26 (2), 137-143 (1988).
  11. Lowson, M. V. The three dimensional vortex sheet structure on delta wings. Fluid Dynamics of Three-Dimensional Turbulent Shear Flows and Transition. , 11.11-11.16 (1989).
  12. Riley, A. J., Lowson, M. V. Development of a three-dimensional free shear layer. J Fluid Mech. 369, 49-89 (1998).
  13. Menke, M., Gursul, I. Unsteady nature of leading edge vortices. Phys Fluids. 9 (10), 2960(1997).
  14. Yayla, S., Canpolat, C., Sahin, B., Akilli, H. Yaw angle effect on flow structure over the nonslender diamond wing. AIAA J. 48 (10), 2457-2461 (2010).
  15. Menke, M., Gursul, I. Nonlinear response of vortex breakdown over a pitching delta Wing. J Aircraft. 36 (3), 496-500 (1999).
  16. Sahin, B., Yayla, S., Canpolat, C., Akilli, H. Flow structure over the yawed nonslender diamond wing. Aerosp Sci Technol. 23 (1), 108-119 (2012).
  17. Kohlman, D. L., Wentz, J. W. H. Vortex breakdown on slender sharp-edged wings. J Aircraft. 8 (3), 156-161 (1971).
  18. Lu, L., Sick, V. High-speed Particle Image Velocimetry Near Surfaces. J Vis Exp. (76), e50559(2013).
  19. Mitchell, A. M., Barberis, D., Molton, P., Délery, J. Oscillation of Vortex Breakdown Location and Blowing Control of Time-Averaged Location. AIAA J. 38 (5), 793-803 (2000).
  20. Shen, L., Wen, C. -y, Chen, H. -A. Asymmetric Flow Control on a Delta Wing with Dielectric Barrier Discharge Actuators. AIAA J. 54 (2), 652-658 (2016).
  21. Leibovich, S. The Structure of Vortex Breakdown. Annu Rev Fluid Mech. 10 (1), 221-246 (1978).
  22. Mitchell, A. M., Molton, P. Vortical Substructures in the Shear Layers Forming Leading-Edge Vortices. AIAA J. 40 (8), 1689-1692 (2002).
  23. Gad-El-Hak, M., Blackwelder, R. F. The discrete vortices from a delta wing. AIAA J. 23 (6), 961-962 (1985).
  24. Zhou, J., Adrian, R. J., Balachandar, S., Kendall, T. M. Mechanisms for generating coherent packets of hairpin vortices in channel flow. J. Fluid Mech. 387, 353-396 (1999).
  25. Adrian, R. J., Christensen, K. T., Liu, Z. C. Analysis and interpretation of instantaneous turbulent velocity fields. Exp Fluids. 29 (3), 275-290 (2000).
  26. Yoda, M., Hesselink, L. A three-dimensional visualization technique applied to flow around a delta wing. Exp. Fluids. 10 (2-3), (1990).
  27. Greenwell, D. I. RTO AVT Symposium. , Leon, Norway. RTO-MP-069(I) (2001).
  28. Furman, A., Breitsamter, C. Turbulent and unsteady flow characteristics of delta wing vortex systems. Aerosp Sci Technol. 24 (1), 32-44 (2013).
  29. Wang, C., Gao, Q., Wei, R., Li, T., Wang, J. 3D flow visualization and tomographic particle image velocimetry for vortex breakdown over a non-slender delta wing. Exp Fluids. 57 (6), (2016).

アクセスが制限されています。このコンテンツを表示するにはログインするか、トライアルを開始してください。

再版と許可

このJoVE記事のテキストまたは図の再利用許可をリクエスト

許可をリクエスト

タグ

関連記事