Summary
Здесь мы представляем протокола соблюдать нестационарных вихревые потоки над треугольного крыла, используя технику визуализации изменение потока дыма и расследование механизма, ответственного за колебания мест пробоя передовые вихря.
Abstract
Хорошо известно, что поле потока над треугольного крыла преобладают пара счетчика, вращающейся передовые вихрей (Лев). Однако не вполне понятно их механизм. Техника визуализации потока является перспективным неинтрузивный метод для иллюстрации области сложного потока пространственно и височно. Основной поток визуализации установки состоит из мощные лазерные и оптические линзы для генерации лазерного лист, фотоаппарат, генератор частиц трассирующими и данных процессора. Аэродинамической установки, спецификации участвующих устройств и соответствующих параметров зависит от особенностей потока, которые могут быть получены.
Банковский дым поток визуализации использует дым провод для демонстрации векторная потока. Однако производительность этого метода ограничено бедных пространственного разрешения когда она проводится в поле сложного потока. Таким образом был разработан метод визуализации улучшению потока дыма. Эта техника иллюстрирует крупномасштабных глобальное поле потока Лев и структуру потока слой мелких сдвига в то же время, предоставляя ценные ссылки для измерения Велосиметрия (PIV) изображения позже подробные частиц.
В этой статье применение улучшение дым поток визуализации и PIV измерения для изучения явления нестационарных потока над треугольного крыла продемонстрировал. Указаны процедуры и предупреждает для проведения эксперимента, включая аэродинамической установки, сбора данных и обработки данных. Представитель результаты показывают, что эти методы визуализации два потока являются эффективные методы для изучения области трехмерной потока и количественно и качественно.
Introduction
Поле измерения потока через методы визуализации является базовая методология в жидкости инженерии. Среди методов различных визуализации дым проволоки поток визуализации в аэродинамической трубе экспериментов и визуализация красителя в экспериментах туннеля воды являются наиболее широко используются для иллюстрации потока структур качественно. Два типичных количественных методов1PIV и лазерного допплеровского anemometry (LDA).
В дым проволоки поток визуализации дым векторная создается из капельки нефти на Отопление проволоки или вводили от внешнего дыма генератор/контейнера во время экспериментов. Мощный свет или лазерный листы используются для освещения дыма векторная. Затем изображения записываются для дальнейшего анализа. Это простой, но очень полезный поток визуализации метод2. Однако эффективность этого метода может ограничиваться различными факторами, например короткая продолжительность дыма проводов, поле сложные трехмерные потока, относительно высокой скоростью потока и эффективность дыма3.
В PIV измерений сечение потока поля с частицами, увлеченного загорана лист лазерного и моментальной позиции частиц в эту сечении фиксируются с помощью высокоскоростной камеры. В рамках весьма небольшой промежуток времени фиксируется пару изображений. Разделение изображения на сетке допроса областей и вычисляя среднее движение частиц в областях допрос через кросс корреляции функций, можно получить векторной карты мгновенной скорости в этой наблюдаемого поперечного сечения. Однако известно также, что должны быть компромиссы для факторов, включая размер окна наблюдения, резолюции скорость карты, величины скорости в плоскости, временной интервал между парой изображений, ортогональные скорость величина и плотность частиц4. Таким образом многие исследовательские эксперименты могут быть необходимы для оптимизации экспериментальные параметры. Было бы дорогостоящим и трудоемким для расследования полем неизвестного и сложного потока с PIV измерения только5,6. Принимая во внимание вышеуказанные соображения стратегия объединить дым поток визуализации и измерение PIV предложен и продемонстрировали здесь для изучения сложного потока над тонкими треугольного крыла.
Многочисленные исследования потоков Лев над delta wings были проведены7,8, с методов визуализации потока, используемые в качестве основных инструментов. Было отмечено много интересных явлений потока: Спираль тип и пузырь типа vortex разбивки9,10, нестационарных сдвига слоя каркаса11,12, колебания мест пробоя Лев13 , и эффекты качки и рыскания углы14,,1516 на структуры потока. Однако основных механизмов некоторых нестационарных явлений в delta wing потоки остаются неясными7. В этой работе дым поток визуализации улучшена с использованием же посева частиц, PIV измерения, вместо того, чтобы дым проволоки. Это улучшение значительно упрощает операции визуализации и повышает качество изображения. На основе результатов, от улучшения дым поток визуализации, PIV измерение фокусируется на тех потока областях, представляющих интерес для получения количественной информации.
Здесь подробное описание предоставляется объяснить, как провести эксперимент визуализации потока в аэродинамической трубе и расследовать потока нестационарных явлений над треугольного крыла. Два методы визуализации, улучшение дым поток визуализации и измерение PIV, используются вместе в этом эксперименте. Процедура включает в себя шаг за шагом руководство для установки и параметров настройки устройства. Чтобы показать преимущество сочетания этих двух методов для измерения поля сложного потока пространственно и височно демонстрируются типичные результаты.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Protocol
1. Аэродинамическая установка
- Модель Delta wing
- Постройте модель delta крыло из алюминия, с развертки угол φ 75 °, длина аккорд c 280 мм, корень span b 150 мм и толщиной 5 мм. У обоих ведущих края, скошенная на 35° исправить точки разделения17 (см. рис. 1a).
- Аэродинамической объекта
- Проведение экспериментов в замкнутой низкой скорости аэродинамической трубе, с тест раздел 2.4 м (длина) × 0,6 м (ширина) х 0,6 м (высота), который оснащен стеклянными стенами, которые позволяют оптический доступ в ходе экспериментов. Бурные интенсивность такого механизма должно быть менее чем на 0,4%.
Примечание: В этом исследовании, мы использовали аэродинамической трубе в Гонконге политехнический университет с выше характеристиками. Кроме того, приходящий скорости U∞ варьировались от 2.64 м/сек до 10.56 м/сек, соответствующее число Рейнольдса Re, от 5 × 10-4 до 2 × 10-5, на основании Длина хорды крыла delta, который является дальность полета типичный для беспилотный летательный аппарат (БЛА). - При необходимости, используйте три различных механизмов (см. рис. 1b-d) лист лазерного и камер наблюдать поток структуры продольного сечения, span-wise сечения и поперечных сечения. Схема установки показаны на рисунке 1b.
Примечание: Этот протокол демонстрируется настройка и измерение в продольном сечении в деталях.
- Проведение экспериментов в замкнутой низкой скорости аэродинамической трубе, с тест раздел 2.4 м (длина) × 0,6 м (ширина) х 0,6 м (высота), который оснащен стеклянными стенами, которые позволяют оптический доступ в ходе экспериментов. Бурные интенсивность такого механизма должно быть менее чем на 0,4%.
- Установить крыло Дельта
- Исправьте задней кромки крыла Дельта на Стинга, который находится на круговом движении руководство используется для корректировки угла атаки (AoA), α. Центр круговой руководство находится на центральной линии аэродинамических испытаний секции. Таким образом центр треугольного крыла может всегда быть в центре тестирования секции. Отрегулируйте ССХ для α = 34 °.
- Тщательно Отрегулируйте модель delta wing свести к минимуму любой угол рыскания и крена угол, проверив показания угол метр и 3 осные лазерный уровень. В текущем исследовании неопределенности этих двух углов является менее 0,1 °.
- Настройка листа лазер
- Используйте два лазеры отдельно, чтобы осветить структуры потока для измерения PIV и дым поток визуализации.
- Для измерения PIV, используйте двойного импульсный лазер с длиной волны 532 нм и максимальной энергии 600 МДж (регулируемые) для каждого импульса. Управляете им с синхронизатором с Транзисторно транзисторная логика (ТТЛ) сигналов (см. рис. 1b).
- Для визуализации потока дыма, использовать непрерывный лазер с длиной волны 532 нм и мощностью 1 Вт. Этот непрерывный лазер работает независимо. Во время установки используйте фильтр нейтральной плотности с 10% пропускания для фильтрации лазерный луч для безопасности.
- Носите соответствующие лазерного очки.
- Отрегулируйте отражения зеркала ввести лазерный луч в аэродинамической трубе. Угол между осью света лазера и зеркало
, чтобы сделать лазерный луч нормали к поверхности треугольного крыла. Убедитесь, что лазерный луч вокруг позиции x/c ≅ 0.25, который позднее станет центром поле зрения (FOV). - Установка лазерной оптики (с непрерывного лазера, на первый взгляд) сформировать лазерный листа, как показано на рисунке 1b. Выпуклой линзы используется для управления размером луч лазера (также толщина листа). Цилиндрические линзы расширяет лазерный луч лазера лист.
Примечание: В настоящем исследовании, Цилиндрические линзы фокусное расстояние составляет 700 мм, а диаметр цилиндрической линзы составляет 12 мм. - Проверка толщины листа лазера путем измерения лазерной линии на модели. Настроить расположение выпуклой линзы, если толщина листа лазер не подходит (здесь, около 1 мм, с эффективной ширине листа лазера в разделе тест около 100 мм). Обратите внимание, что толщина лазер листа зависит от компонента 1 скорость в нормальном направлении лазер листа и 2) интервал времени между парой снимков в PIV измерения.
- Надел калибровочная пластина целевой треугольного крыла, с его поверхности совпадающих лист лазера. Этот шаг необходим, потому что ПЗ в настоящем исследовании не ортогональных координат аэродинамической трубе.
- Используйте два лазеры отдельно, чтобы осветить структуры потока для измерения PIV и дым поток визуализации.
- Настройка камеры
- Выключите лазеры при настройке камеры. Как и в случае с лазеры, используйте две камеры для каждой отдельной части этого эксперимента:
- Для измерения PIV используйте высокоскоростной CCD камера с разрешением 2048 × 2048 пикселей. Эта камера управляется синхронизатор и двойного импульсный лазерный (см. рис. 1b). Данные в этой камере будет передаваться непосредственно к компьютеру.
- Для дыма поток визуализации используете коммерческий цифровой камерой с разрешением снимка 4000 × 6000 пикселей и видео записи 50 Гц разрешение 720 × 1280 пикселей во время дым поток визуализации. Она будет эксплуатироваться вручную.
- Переместите позицию камеры (коммерческий цифровой камеры, на первый взгляд) для получения желаемого ПЗ. Отрегулируйте объектив сосредоточиться на целевых калибровочная пластина. Убедитесь, что все поле ориентирован. Если нет, то координаты камеры не могут быть ортогонально к целевой калибровочная пластина. Таким образом, настроить камеры тщательно положение18.
- Возьмите несколько кадров, после того, как камера хорошо посаженные. Позже эти кадры калибровочная пластина целевого объекта будет использоваться для калибровки коэффициент масштабирования между реальным размером и пиксель кадра, а также определить исходное положение координат xyz. Затем удалите целевой калибровочная пластина.
- Выключите лазеры при настройке камеры. Как и в случае с лазеры, используйте две камеры для каждой отдельной части этого эксперимента:
- Включите в аэродинамическую трубу на низкой скорости (например, 3 м/с) и вдохнуть частицы масла в аэродинамической трубе. Установка давления аэрозольного генератора на 2,5 бара и эксплуатировать его на 30 s для метода визуализации предварительно в сеяный потока. После этого всего тоннель ветра будет равномерно заполнена с частицы масла на нормальный диаметр около 1 мкм.
Примечание: В настоящем исследовании, концентрация плотности частиц оценкам нефти в аэродинамической трубе составляет примерно
в дым поток визуализации; Таким образом, общее изменение плотности потока в аэродинамической трубе является 
. - Установка программного обеспечения PIV
- PIV системы с PIV программного управления (см. таблицу материалы). Это программное обеспечение может команда синхронизатор направить сигналы TTL лазер и камеры, как показано на рисунке 1b.
- Установите частоту дискретизации 5 Гц, с общей выборки, количество 500. Временной интервал между кадрами PIV-80 µs. Обратите внимание, что интервал времени зависит от размера ПЗ и потока скорость. Убедитесь, что допрос областях в двух фреймов о 50-75% совпадения.
, чтобы сделать лазерный луч нормали к поверхности треугольного крыла. Убедитесь, что лазерный луч вокруг позиции x/c ≅ 0.25, который позднее станет центром поле зрения (FOV).
в дым поток визуализации; Таким образом, общее изменение плотности потока в аэродинамической трубе является 
.2. запуск эксперимента
-
Улучшение визуализации дым потока
- Включите в аэродинамическую трубу скоростью желаемого приходящий (U = 2.64 м/с). Запустите его на 10 минут для стабилизации скорости приходящий. В Re = 50000, приходящий скорость составляет U = 2.64 м/сек.
- Включите непрерывного лазера. Используйте цифровую камеру для захвата снимков 5-10 структуры потока.
- Проверить, является ли лазер лист на продольное сечение core Лев (см. Типичная структура показана на рис. 3). Если да, отметьте эту позицию на модель delta крыло как ссылку для более поздних PIV измерения; в противном случае изменить положение листа, лазер, регулируя оптические линзы и сброс калибровки, следующие шаги 1.4.6 - 1.5.3.
- Просмотрите эти образы и проверить фокус и яркость. Если качество изображения не является удовлетворительным, регулировки диафрагмы объектива или ISO установки.
- Возьмите больше снимков (обычно около 20) и видео (примерно 40 s) с правильной установки. Выключите лазер и передачи данных на компьютер.
-
PIV измерение
- Основываясь на ссылку позиции, известный из шага 2.1.3 и результаты снимки из шага 2.1.5, выбрать интересный регион (x/c≈ 0,3) как ПЗ, где можно наблюдать вихревые подструктур. Замените непрерывного лазера и цифровую камеру с двойной импульсного лазера и камера CCD для измерения PIV.
- Повторите шаги 1.4.6 - 1.5.3 для записи калибровки для измерений PIV.
- Включите в аэродинамическую трубу скоростью желаемого приходящий, U = 2.64 м/с., запустить его на 10 минут, чтобы убедиться, что приходящий скорость стабильная.
- Отрегулируйте двойного импульсный лазер на максимальном уровне мощности и стоять в стороне. Использовать программное обеспечение для начала сбора данных для 100 s. После завершения записи данных, отключите лазерной головкой.
- Обзор полученных изображений в программном обеспечении и проверить распределение лист лазер, плотность частиц (обычно 6-10 частицы в каждом районе желаемого допроса), фокус и перемещения частиц между двойной рамы (25-50% допроса Площадь).
- Если качество изображения является удовлетворительной, как описано в шаге 2.2.5., сохранять данные на жесткий диск компьютера и запустить другие случаи, повторив описанные выше шаги. В противном случае повторите шаги 1.7 и 2.2 и тщательно отрегулировать установки.
3. обработка данных
-
Улучшенная визуализация дыма
Примечание: Следующие шаги, 3.1.1-3.1.4, осуществляется через MATLAB код автоматически (см. Дополнительное кодирование файла).- Преобразование видео в последовательность кадров. Преобразуйте кадры из формы RGB в градациях серого. Поверните рамку, чтобы сделать поверхность треугольного крыла горизонтальных. Выберите область интереса для более поздних обработки (рис. 2a).
- Отрегулируйте яркость и контрастность, чтобы подчеркнуть структуру потока. Примените адаптивный порог для преобразования серые изображения для бинарного образа (Рисунок 2Б).
- Добавьте двоичные значения в каждом столбце и найти положение, в котором сумма внезапно изменяется. Эта позиция является расположение разбивка вихря (рис. 2 c).
- Запись мест пробоя вихря и их соответствующие раз. История времени колебаний разбивка таким образом могут быть получены.
- Используйте размер пикселя Реал масштабный коэффициент (измеряется от изображения с калибровочная пластина целевой в шаге 1.5.3) для преобразования времени истории от пикселей до реального размера и для определения исходной позиции. Участок истории время колебаний пробоя.
-
PIV измерение
- Запустите программное обеспечение PIV. Используйте изображения, полученные на шаге 2.2.2 задать коэффициент масштабирования и исходное положение координат. Предварительная обработка полученных данных через библиотека обработки изображений для выделения частиц и уменьшения шума18.
- Используйте метод адаптивного допроса области с минимальным сетки размером 32 × 32 пикселей и нахлестом 50%. Выберите области изображения и задайте проверку вектор 3 x 3 для адаптивной кросс корреляции.
- Результат дается как поле вектора скорости, в котором векторе правильный векторов, зеленые являются замещенных векторов, и красный из них являются плохие векторов.
- Примените 3 x 3, перемещение средний проверки метод оценки местной скорости путем сравнения векторов в своем районе. Замените векторов, которые отличаются от своих соседей в среднем их соседей слишком многого.
- Вычислить статистику вектор скорости карты для получения характеристики потока в истории время, например, в среднем время скорость, стандартное отклонение и кросс корреляции между компонентами скорости. Вычислите скалярное производные от векторной карты для демонстрации функции внутреннего поля потока, например, завихренность, касательные напряжения, и закрученной прочности.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Representative Results
2d рисунок показывает время истории мест пробоя Лев. Черная кривая показывает припортового Лев и красная кривая указывает правый борт Лев. Шкала времени nondimensionalized свободный поток скорость и Аккорд длиной. Коэффициент корреляции между этими двумя время истории является r = −0.53, показывающее сильное анти симметричный взаимодействия колебаний местоположение разбивка Лев. Этот результат соглашается также с работой других13,19,20.
Рисунок 3 показывает структуру потока Лев в продольного сечения при α = 34 ° и Re = 75000. Исходное изображение было захвачено цифровой камеры в форме RGB, продолжительность воздействия 1/500 секунды. На этом рисунке координата нормируется по длине хорды треугольного крыла. 10 мм шкала выводится в верхнем правом углу для справки. Результат ясно демонстрирует основной Лев ядро, которое превращается от кончика треугольного крыла к течению в прямой линии. Вблизи позиции на x = 0,19 c, вихревой ядро внезапно расширяется. Это известно как передовые вихревой разбивка9,21. После пробоя местоположение вслед за становится бурной. Вокруг основного ядра Лев являются небольшие вихревых структур. Эти подструктурами происходят из ведущих края и вертеться вокруг основного вихря ядро в пределах засучив сдвига слой12,22,23. Как подструктурами двигаться во внутренний слой Лев, их форма растягивается из-за относительно высокой скорости компонента в продольном направлении вблизи основного вихря. В ходе эксперимента отмечено, что весьма стационарные, за исключением структура потока Лев в месте пробоя Лев. Этот результат показывает, что этот метод визуализации дым потока можно достичь хороший баланс между структурой местного малого потока и эволюция структуры глобального потока.
Рисунок 4 показывает типичный частиц изображения в регионе, 64 x 64 пикселя, захваченные с PIV измерения. В районе допроса размером 32 x 32 пикселя в кадре A есть 10 выявленных частиц, отмечен желтым круги. После интервала времени между двумя кадрами эти частицы сместить на новые места, как показано в в кадр. Перемещения, около одной четверти области допроса, в результате чего почти 70% совпадения между этими областями допроса. Кроме того почти все частицы остаются в плоскости листа лазер, указав, что параметры настройки соответствующим образом были выбраны для этого случая.
Рисунок 5 показывает время в среднем PIV результаты в streamwise и spanwise сечений. Прежде, чем эти измерения проводятся, улучшению потока дыма визуализация проводится для определения основного вихря основные позиции, следующие шаги 2.1.1 - 2.1.3. Длина хорды треугольного крыла c и местные semispan длина SLнормализуются координаты на рисунке 5 . Завихренность 
нормируется как ω * = ωU∞/c. Согласно этому результату основной вихрь ядра могут быть легко идентифицированы по линии перегиба положительные и отрицательные vorticities, и он помечается черной пунктирной линией. В верхней и нижней регионах переходящего сдвига слои показывают большие vorticities. 24,критерий λci 25 используется для идентификации вихрей из PIV измерения. На рисунке 5сплошные линии иллюстрируют региона с местной закрученного сила меньше нуля, указывающий существование вихрей. Вблизи ядра каркасы растягиваются и не появляются в контуре закрученного прочность. Однако концентрированные завихренность контур по-прежнему предлагает подструктурами здесь, отмечен белой пунктирной линией. В рисунке 5bкарта вектор скорости четко показано, что на каждой стороне, поток отделяет на переднем крае и образует слой сильный наклон, который позже рулонов в ядре Лев. Дополнение к структуре потока в streamwise сечении, структура spanwise потока ясно показывает эволюцию внешняя вихревая подструктур.
Рисунок 1: схема установок. (a) модель delta крыла; (b-d) установок для измерения PIV в продольном сечении, spanwise сечения и поперечного сечения, соответственно. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы посмотреть большую версию этой фигуры.
Рисунок 2: измерение местонахождения разбивка Лев. (a) дым поток визуализации результат, показывающий передовые вихревой структуры в поперечном сечении: α = 34 ° и Re = 50 000; выделенной области повернут и дальнейшей обработке. (b) двоичное изображение выделенной области в (а), ясно показывающая Лев ядро и разбивка. (c) суммирование каждого столбца в двоичное изображение (b) и выявленных Лев разбивка местоположение в streamwise направлении (оси x), нормирование по длине хорды c. (d) время истории мест пробоя Лев. 
это время в среднем положении и 
мгновенное расстояние до времени в среднем положении. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы посмотреть большую версию этой фигуры.
Рисунок 3: передовые вихревой структуры в продольного сечения при α = 34 ° и Re = 75000, полученные от дыма поток визуализации. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы посмотреть большую версию этой фигуры.
Рисунок 4: частица изображения в регионе, 64 x 64 пикселя. Соответствующей области допроса — 32 x 32 пикселей. Временной интервал между кадрами A и B — 80 микросекунд. Выявленных частицы в области первоначального допроса отмечены желтые круги. Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы посмотреть большую версию этой фигуры.
Рисунок 5: время в среднем PIV результаты. () Безразмерное завихренность ω * контур с сплошными линиями маркировки, регионы с местными закрученного силой, меньше, чем ноль в продольном сечении. (b) Dimensionless завихренность ω * контур с векторов скорости в spanwise сечении при x = 0.4c; Координаты нормализуются на местных semispan длину SL (α = 34 ° и Re = 50000). Пожалуйста, нажмите здесь, чтобы посмотреть большую версию этой фигуры.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Discussion
Эта статья представляет два методы визуализации потока, улучшение дым поток визуализации и PIV измерения, чтобы исследовать структуру потока над треугольного крыла и количественно и качественно. Шаг за шагом описаны общие процедуры эксперимента. Установок этих двух методов являются почти то же самое, в то время как участвующих устройств различны. Основной принцип этих методов визуализации два потока является для освещения частиц в потоке через лист лазера. Улучшение потока дыма визуализации можно получить структура глобального потока и небольших местных структур в то же время, что полезно для получения обзор структуры неизвестного потока. Количественный анализ PIV предоставляет подробные векторные карты интересных поля потока. Таким образом Комбинируя эти методы визуализации потока может значительно повысить эффективность исследований.
По сравнению с нормальной дым проволоки поток визуализации, метод визуализации потока дыма, продемонстрировали здесь проводится довольно эффективно. Поскольку частицы равномерно распределены, небольшой поток структуры легко идентифицируются. В сложных трехмерных потока этот метод позволяет лазерного лист, чтобы установить в любой пространственной позиции наблюдать поток поля в различных сечений, в то время как в методе традиционных дым проволоки, лист лазер всегда должны быть выровнены дым направление и окно наблюдения является соответственно ограниченные26. Кроме того этот усовершенствованный метод не должны пропустить какие-либо подробности потока, вызванных отсутствие дыма в некоторых регионах во время эксперимента дым проволоки. Однако этот метод не будут пригодны для разомкнутой аэродинамической объекты связи как проводится заполнение. Поток визуализации данных должны быть тщательно проанализированы, избежать ловушек мнимой истолкования3,27.
Потому что поле течения над delta wing весьма трехмерных и чувствительны к любой помеха, неинтрузивный расследований рекомендуется21. Для измерений в плоскостях важно рассматривать компонент ортогональных скорости на плоскость наблюдения во время PIV измерения28,29. В этом случае временной интервал между двумя кадрами и толщина листа лазер должно быть компромисса с ортогональных скоростью, чтобы обеспечить, что большинство частиц не перемещаются из листа лазера. Для подобных измерений предлагается запустить несколько случаев с параметрами различных настройки заранее, чтобы определить наиболее подходящие.
Методы визуализации потока, описанных в данном документе являются удобным, эффективным и лоу кост. В будущем, эти методы будут применяться к полям сложного потока с активного потока управления, такие как блеф тела перетащите сокращению и вихревой структуры взаимодействия, быстро оценивать эффекты управления, понимать механизмы контроля и ускорения Оптимизация параметров управления.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Disclosures
Авторы не имеют ничего сообщать.
Acknowledgments
Авторы хотели бы поблагодарить Гонконг исследовательских грантов Совета (no. GRF526913), Гонконг инноваций и технологии Комиссии (no. ITS/334/15FP) и нас управлением военно-морских исследований глобальных (нет. N00014-16-1-2161) для финансовой поддержки.
Materials
| Name | Company | Catalog Number | Comments |
| 532 nm Nd:YAG laser | Quantel Laser | Evergreen 600mJ | |
| High speed camera | Dantec Dynamic | HiSense 4M | |
| camera lens | Tamron | SP AF180mm F/3.5 Di | |
| PIV recording and processing software | Dantec Dynamic | DynamicStudio | |
| cylindrical lens | Newport | Φ=12 mm | |
| convex lens | Newport | f=700 mm | |
| neutral density filter | Newport | ||
| Calibration target | custom made | ||
| aerosol generator | TSI | TSI 9307-6 | |
| PULSE GENERATOR | Berkeley Nucleonics Corp | BNC 575 | |
| continuous laser | APGL-FN-532-1W | ||
| Digital camera | Nikon | Nikon D5200 | |
| Image processing | Matlab | custom code | |
| wind tunnel support | custom made | ||
| laser level | BOSCH | GLL3-15X | |
| angle meter | BOSCH | GAM220 |
References
- Smits, A. J. Flow visualization: Techniques and examples. , World Scientific. (2012).
- Barlow, J. B., Rae, W. H., Pope, A. Low-speed wind tunnel testing. , Wiley. New York. (1999).
- Merzkirch, W. Flow visualization. , Academic Press. (1987).
- Raffel, M., Willert, C. E., Wereley, S., Kompenhans, J. Particle image velocimetry: A practical guide. , Springer. (2007).
- 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).
- Meinhart, C. D., Wereley, S. T., Santiago, J. G. PIV measurements of a microchannel flow. Exp Fluids. 27 (5), 414-419 (1999).
- Gursul, I. Review of unsteady vortex flows over slender delta wings. J Aircraft. 42 (2), 299-319 (2005).
- Gursul, I., Gordnier, R., Visbal, M. Unsteady aerodynamics of nonslender delta wings. Prog Aerosp Sci. 41 (7), 515-557 (2005).
- Lowson, M. Some experiments with vortex breakdown. JRoy Aeronaut Soc. 68, 343-346 (1964).
- 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).
- 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).
- Riley, A. J., Lowson, M. V. Development of a three-dimensional free shear layer. J Fluid Mech. 369, 49-89 (1998).
- Menke, M., Gursul, I. Unsteady nature of leading edge vortices. Phys Fluids. 9 (10), 2960 (1997).
- 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).
- Menke, M., Gursul, I. Nonlinear response of vortex breakdown over a pitching delta Wing. J Aircraft. 36 (3), 496-500 (1999).
- Sahin, B., Yayla, S., Canpolat, C., Akilli, H. Flow structure over the yawed nonslender diamond wing. Aerosp Sci Technol. 23 (1), 108-119 (2012).
- Kohlman, D. L., Wentz, J. W. H. Vortex breakdown on slender sharp-edged wings. J Aircraft. 8 (3), 156-161 (1971).
- Lu, L., Sick, V. High-speed Particle Image Velocimetry Near Surfaces. J Vis Exp. (76), e50559 (2013).
- 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).
- 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).
- Leibovich, S. The Structure of Vortex Breakdown. Annu Rev Fluid Mech. 10 (1), 221-246 (1978).
- Mitchell, A. M., Molton, P. Vortical Substructures in the Shear Layers Forming Leading-Edge Vortices. AIAA J. 40 (8), 1689-1692 (2002).
- Gad-El-Hak, M., Blackwelder, R. F. The discrete vortices from a delta wing. AIAA J. 23 (6), 961-962 (1985).
- 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).
- Adrian, R. J., Christensen, K. T., Liu, Z. C. Analysis and interpretation of instantaneous turbulent velocity fields. Exp Fluids. 29 (3), 275-290 (2000).
- Yoda, M., Hesselink, L. A three-dimensional visualization technique applied to flow around a delta wing. Exp. Fluids. 10 (2-3), (1990).
- Greenwell, D. I. RTO AVT Symposium. , Leon, Norway. RTO-MP-069(I) (2001).
- Furman, A., Breitsamter, C. Turbulent and unsteady flow characteristics of delta wing vortex systems. Aerosp Sci Technol. 24 (1), 32-44 (2013).
- 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).
