Eksperymentalne badanie struktury przepływu nad skrzydłem delta za pomocą metod wizualizacji przepływu

Lu Shen; Zong-nan Chen; Chihyung Wen

doi:10.3791/57244

Subskrypcja JoVE jest wymagana do oglądania tego materiału. Zaloguj się lub rozpocznij bezpłatny okres próbny.

Artykuł metodologiczny

Eksperymentalne badanie struktury przepływu nad skrzydłem delta za pomocą metod wizualizacji przepływu

10.5K wyświetleń

⸱

DOI:

10.3791/57244

⸱

23 kwietnia 2018

Lu Shen¹ , Zong-nan Chen¹ , Chihyung Wen¹

¹Department of Mechanical Engineering, Hong Kong Polytechnic University

W tym artykule

Podsumowanie

Tutaj prezentujemy protokół obserwacji niestabilnych przepływów wirowych nad skrzydłem delta za pomocą zmodyfikowanej techniki wizualizacji przepływu dymu i badamy mechanizm odpowiedzialny za oscylacje czołowych miejsc załamania wirów.

Streszczenie

Dobrze wiadomo, że pole przepływu nad skrzydłem delta jest zdominowane przez parę przeciwbieżnie obracających się wirów krawędzi natarcia (LEV). Jednak ich mechanizm nie jest dobrze poznany. Technika wizualizacji przepływu jest obiecującą, nieinwazyjną metodą ilustrowania złożonego pola przepływu w sposób przestrzenny i czasowy. Podstawowa konfiguracja wizualizacji przepływu składa się z lasera o dużej mocy i soczewek optycznych do generowania arkusza laserowego, kamery, generatora cząstek śledzących i procesora danych. Konfiguracja tunelu aerodynamicznego, specyfikacje zaangażowanych urządzeń i odpowiednie ustawienia parametrów zależą od cech przepływu, które mają zostać uzyskane.

Normalna wizualizacja przepływu drutu dymowego wykorzystuje drut dymny do zademonstrowania linii smug przepływu. Jednak wydajność tej metody jest ograniczona przez słabą rozdzielczość przestrzenną, gdy jest prowadzona w złożonym polu przepływu. W związku z tym opracowano ulepszoną technikę wizualizacji przepływu dymu. Technika ta ilustruje jednocześnie wielkoskalowe globalne pole przepływu LEV i strukturę przepływu warstwy ścinającej na małą skalę, zapewniając cenne odniesienie dla późniejszych szczegółowych pomiarów prędkości obrazu cząstek (PIV).

W tym artykule pokazano zastosowanie ulepszonej wizualizacji przepływu dymu i pomiaru PIV do badania zjawiska nieustalonego przepływu nad skrzydłem delta. Wymieniono procedurę i przestrogi dotyczące przeprowadzania eksperymentu, w tym ustawienie tunelu aerodynamicznego, gromadzenie i przetwarzanie danych. Reprezentatywne wyniki pokazują, że te dwie metody wizualizacji przepływu są skutecznymi technikami badania trójwymiarowego pola przepływu pod względem jakościowym i ilościowym.

Wprowadzenie

Pomiar pola przepływu za pomocą technik wizualizacji jest podstawową metodologią w inżynierii płynów. Spośród różnych technik wizualizacji, wizualizacja przepływu drutu dymnego w eksperymentach w tunelu aerodynamicznym oraz wizualizacja barwnika w eksperymentach w tunelu wodnym są najczęściej stosowane do jakościowego zilustrowania struktur przepływu. PIV i laserowa anemometria dopplerowska (LDA) to dwie typowe techniki ilościowe¹.

W wizualizacji przepływu drutu dymnego, smugi dymu są generowane z kropelek oleju na przewodzie grzewczym lub wstrzykiwane z zewnętrznego generatora/pojemnika dymu podczas eksperymentów. Do oświetlania smug dymu stosuje się lampy o dużej mocy lub arkusze laserowe. Obrazy są następnie rejestrowane w celu dalszej analizy. Jest to prosta, ale bardzo przydatna metoda wizualizacji przepływu². Jednak skuteczność tej metody może być ograniczona przez różne czynniki, takie jak krótki czas trwania przewodów dymowych, złożone trójwymiarowe pole przepływu, stosunkowo duża prędkość przepływu oraz wydajność wytwarzania dymu³.

W pomiarach PIV przekrój pola przepływu z porwanymi cząstkami jest oświetlany przez arkusz laserowy, a natychmiastowe pozycje cząstek w tym przekroju są rejestrowane przez szybką kamerę. W bardzo krótkim odstępie czasu rejestrowana jest para obrazów. Dzieląc obrazy na siatkę obszarów przesłuchań i obliczając średni ruch cząstek w obszarach przesłuchań za pomocą funkcji korelacji krzyżowej, można uzyskać mapę wektora prędkości chwilowej w tym obserwowanym przekroju. Wiadomo jednak również, że należy osiągnąć kompromis w odniesieniu do takich czynników, jak rozmiar okna obserwacji, rozdzielczość mapy prędkości, wielkość prędkości w płaszczyźnie, odstęp czasu między parą obrazów, ortogonalna wielkość prędkości i gęstość cząstek⁴. W związku z tym może być potrzebnych wiele eksperymentów eksploracyjnych w celu zoptymalizowania ustawień eksperymentalnych. Badanie nieznanego i złożonego pola przepływu za pomocą samego pomiaru PIV byłoby kosztowne i czasochłonne⁵^,⁶. Biorąc pod uwagę powyższe obawy, zaproponowano strategię połączenia wizualizacji przepływu dymu i pomiaru PIV w celu zbadania złożonego przepływu nad smukłym skrzydłem delta.

Przeprowadzono liczne badania przepływów LEV nad skrzydłami delta⁷^,⁸, z technikami wizualizacji przepływu używanymi jako podstawowe narzędzia. Zaobserwowano wiele interesujących zjawisk przepływu: rozpady wirów typu spiralnego i pęcherzykowego⁹^,¹⁰, niestabilna podbudowa warstwy ścinającej¹¹^,¹², oscylacje miejsc awarii LEV¹³, oraz efekty kątów pochylenia i odchylenia¹⁴^,¹⁵^,¹⁶ na strukturach przepływowych. Jednak mechanizmy leżące u podstaw niektórych niestabilnych zjawisk w przepływach skrzydeł delta pozostają niejasne⁷. W tej pracy wizualizacja przepływu dymu została poprawiona przy użyciu tych samych cząstek wysiewu, które są używane w pomiarze PIV, zamiast drutu dymowego. To ulepszenie znacznie upraszcza obsługę wizualizacji i zwiększa jakość obrazów. Opierając się na wynikach ulepszonej wizualizacji przepływu dymu, pomiar PIV koncentruje się na tych obszarach przepływu, które są przedmiotem zainteresowania, w celu uzyskania informacji ilościowych.

Tutaj znajduje się szczegółowy opis, który wyjaśnia, jak przeprowadzić eksperyment z wizualizacją przepływu w tunelu aerodynamicznym i badać zjawiska niestabilnego przepływu nad skrzydłem delta. W tym eksperymencie zastosowano jednocześnie dwie metody wizualizacji, ulepszoną wizualizację przepływu dymu i pomiar PIV. Procedura zawiera wskazówki krok po kroku dotyczące konfiguracji urządzenia i regulacji parametrów. Przedstawiono typowe wyniki, aby pokazać korzyści płynące z połączenia tych dwóch metod pomiaru złożonego pola przepływu w przestrzeni i czasie.

Dostęp ograniczony. Zaloguj się lub rozpocznij wersję próbną, aby wyświetlić tę treść.

Protokół

1. Ustawienie tunelu aerodynamicznego

Model skrzydła delta
1. Zbuduj model skrzydła delta z aluminium o kącie strzału φ 75°, długości cięciwy c 280 mm, rozpiętości korzeniowej b 150 mm oraz grubości 5 mm. Oba przednie krawędzie należy fazować pod kątem 35°, aby ustalić punkt oderwania strug¹⁷ (zobacz Rysunek 1a).
Obiekt tunelu aerodynamicznego
1. Przeprowadź eksperymenty w zamkniętym tunelu aerodynamicznym o niskiej prędkości, wyposażonym w komorę pomiarową o wymiarach 2,4 m (długość) × 0,6 m (szerokość) × 0,6 m (wysokość), z szklanymi ścianami umożliwiającymi dostęp optyczny podczas eksperymentów. Intensywność turbulencji takiego obiektu powinna być mniejsza niż 0,4%.
  UWAGA: W niniejszym badaniu wykorzystano tunel aerodynamiczny na Politechnice w Hongkongu o powyższych parametrach. Prędkość strumienia swobodnego U_∞ wahała się od 2,64 m/s do 10,56 m/s, co odpowiada liczbie Reynoldsa Re od 5 × 10⁴ do 2 × 10⁵, obliczonej na podstawie długości cięciwy skrzydła delta, co stanowi typyczny zakres lotu bezzałogowego statku powietrznego (UAV).
2. W razie potrzeby użyj trzech różnych układów (zobacz Rysunek 1b-d) płaszczyzny laserowej i kamer do obserwacji struktur przepływu w przekroju podłużnym, przekroju rozpiętościowym oraz przekroju poprzecznym. Schematy układu pokazano na Rysunek 1b.
  UWAGA: Niniejszy protokół szczegółowo przedstawia konfigurację i pomiary w przekroju podłużnym.
Zamontuj skrzydło delta
1. Umocuj tylną krawędź skrzydła delta na trzpieniu, który znajduje się na okrągłej prowadnicy służącej do regulacji kąta natarcia (AoA), α. Środek okrągłej prowadnicy znajduje się na osi środkowej komory pomiarowej tunelu aerodynamicznego. Dzięki temu środek skrzydła delta może zawsze znajdować się w centrum komory pomiarowej. Ustaw kąt natarcia na α = 34°.
2. Dokładnie wyreguluj położenie modelu skrzydła delta, aby zminimalizować kąt wychylenia bocznego i kąt przechylenia, sprawdzając wskazania miernika kąta i poziomicy laserowej trójosiowej. W bieżącym badaniu niepewność tych dwóch kątów jest mniejsza niż 0,1°.
Skonfiguruj płaszczyznę laserową
1. Oddzielnie użyj dwóch laserów do oświetlenia struktur przepływu w celu pomiaru PIV i wizualizacji przepływu dymem.
  1. Do pomiaru PIV użyj lasera dwuimpulsowego o długości fali 532 nm i maksymalnej energii 600 mJ (regulowanej) na każdy impuls. Steruj nim za pomocą synchronizatora sygnałami zgodnymi z logiką tranzystor-tranzystor (TTL) (zobacz Rysunek 1b).
  2. Do wizualizacji przepływu dymem użyj lasera ciągłego o długości fali 532 nm i mocy 1 W. Ten laser ciągły działa niezależnie. Podczas instalacji układu użyj filtru gęstości o przepuszczalności 10%, aby wyfiltrować wiązkę laserową w celach bezpieczeństwa.
2. Założenie odpowiednich okularów ochronnych przed promieniowaniem laserowym.
3. Wyreguluj położenie lustra odbijającego, aby wprowadzić wiązkę laserową do tunelu aerodynamicznego. Kąt między osią wiązki laserowej a lustrem wynosi , aby wiązka laserowa była prostopadła do powierzchni skrzydła delta. Upewnij się, że wiązka laserowa znajduje się w pobliżu pozycji x/c ≅ 0,25, która później będzie środkiem pola widzenia (FOV).
4. Zamontuj optykę laserową (najpierw z laserem ciągłym), aby utworzyć płaszczyznę laserową, jak pokazano na Rysunek 1b. Soczewka wypukła służy do regulacji rozmiaru wiązki laserowej (a tym samym grubości płaszczyzny). Soczewka walcowa rozszerza wiązkę laserową do postaci płaszczyzny laserowej.
  UWAGA: W bieżącym badaniu ogniskowa soczewki walcowej wynosi 700 mm, a średnica soczewki walcowej to 12 mm.
5. Sprawdź grubość płaszczyzny laserowej, mierząc linię laserową na modelu. Wyreguluj położenie soczewki wypukłej, jeśli grubość płaszczyzny laserowej nie jest odpowiednia (w tym przypadku około 1 mm, przy efektywnej szerokości płaszczyzny laserowej w komorze pomiarowej wynoszącej około 100 mm). Należy pamiętać, że grubość płaszczyzny laserowej zależy od 1) składowej prędkości w kierunku normalnym do płaszczyzny laserowej oraz 2) przedziału czasowego między parą ujęć w pomiarze PIV.
6. Umieść płytkę kalibracyjną na skrzydle delta, tak aby jej powierzchnia pokrywała się z płaszczyzną laserową. Ten krok jest niezbędny, ponieważ pole widzenia (FOV) w bieżącym badaniu nie jest prostopadłe do układu współrzędnych tunelu aerodynamicznego.
Konfiguracja kamery
1. Wyłącz lasery podczas konfigurowania kamery. Tak jak w przypadku laserów, użyj dwóch kamer do oddzielnych części tego eksperymentu:
  1. Do pomiaru PIV użyj szybkiej kamery CCD o rozdzielczości 2048 × 2048 pikseli. Kamera ta jest kontrolowana przez synchronizator i laser dwuimpulsowy (zobacz Rysunek 1b). Dane z tej kamery będą przesyłane bezpośrednio do komputera.
  2. Do wizualizacji przepływu dymem użyj komercyjnej kamery cyfrowej o rozdzielczości zdjęcia 4000 × 6000 pikseli oraz rozdzielczości nagrywania wideo 720 × 1280 pikseli przy 50 Hz podczas wizualizacji przepływu dymem. Będzie ona obsługiwana ręcznie.
2. Przesuń położenie kamery (najpierw komercyjnej kamery cyfrowej), aby uzyskać pożądane pole widzenia. Wyreguluj obiektyw kamery, aby skupić się na płytce kalibracyjnej. Upewnij się, że całe pole jest ostre. W przeciwnym razie współrzędne kamery mogą nie być prostopadłe do płytki kalibracyjnej. Dlatego dokładnie wyreguluj położenie kamery¹⁸.
3. Po starannym ustawieniu kamery wykonaj kilka klatek. Później te ujęcia płytki kalibracyjnej zostaną wykorzystane do kalibracji współczynnika skali między rzeczywistym rozmiarem a pikselem klatki oraz do określenia pozycji odniesienia w układzie współrzędnych xyz. Następnie usuń płytkę kalibracyjną.
Włącz tunel aerodynamiczny na niskiej prędkości (npr., 3 m/s) i wprowadź cząstki olejowe do tunelu. Ustaw ciśnienie generatora aerozolu na 2,5 bar i uruchom go przez 30 s w metodzie wstępnego nasycania do wizualizacji przepływu. Po tym czasie cały tunel aerodynamiczny będzie jednorodnie nasycany cząstkami olejowymi o średnicy normalnej około 1 µm.
UWAGA: W bieżącym badaniu oszacowane stężenie masy cząstek olejowych w tunelu aerodynamicznym wynosi około w wizualizacji przepływu dymem; zatem ogólna zmiana gęstości przepływu w tunelu aerodynamicznym wynosi $Równanie równowagi statycznej, $ (\rho' - \rho) / \rho < 0,1\% $, pojęcie matematyczne.$ .
Konfiguracja oprogramowania PIV
1. Steruj systemem PIV za pomocą oprogramowania PIV (zobacz Tabelę materiałów). Oprogramowanie to może wysyłać polecenia do synchronizatora, aby wysyłał sygnały TTL do lasera i kamery, jak pokazano na Rysunek 1b.
2. Ustaw częstotliwość próbkowania na 5 Hz, przy całkowitej liczbie próbek równej 500. Przedział czasowy między klatkami PIV wynosi 80 µs. Należy pamiętać, że przedział czasowy zależy od rozmiaru pola widzenia i prędkości przepływu. Upewnij się, że obszary badawcze w dwóch klatkach zachodzą na siebie w zakresie 50–75%.

2. Przeprowadzanie eksperymentu

Ulepszona wizualizacja przepływu dymu
1. Włącz tunel aerodynamiczny na żądaną prędkość strumienia swobodnego (U = 2,64 m/s). Uruchom go przez 10 minut, aby ustabilizować prędkość strumienia swobodnego. Dla Re = 50 000 prędkość strumienia swobodnego wynosi U = 2,64 m/s.
2. Włącz laser ciągły. Użyj kamery cyfrowej do wykonania 5–10 ujęć struktury przepływu.
3. Sprawdź, czy płaszczyzna laserowa znajduje się w przekroju podłużnym rdzenia LEV (zobacz typową strukturę pokazaną na Rysunku 3). Jeśli tak, zaznacz to położenie na modelu skrzydła delta jako punkt odniesienia do późniejszego pomiaru PIV; w przeciwnym razie zmień położenie płaszczyzny laserowej, regulując soczewkę optyczną, i ponownie wykonaj kalibrację zgodnie z krokami 1.4.6–1.5.3.
4. Przejrzyj te obrazy i sprawdź ostrość oraz jasność. Jeśli jakość obrazu nie jest zadowalająca, dostosuj przysłonę obiektywu lub ustawienie ISO.
5. Wykonaj więcej ujęć (zwykle około 20) oraz nagrania wideo (około 40 s) przy odpowiednim ustawieniu. Wyłącz laser i przekaż dane do komputera.
Pomiar PIV
1. Na podstawie pozycji referencyjnej znanej z kroku 2.1.3 oraz wyników ujęć z kroku 2.1.5 wybierz interesujący obszar (x/c ≈ 0,3) jako pole widzenia (FOV), w którym można zaobserwować podstruktury wirowe. Zastąp laser ciągły i kamerę cyfrową laserem o podwójnym impulsie oraz kamerą CCD do pomiaru PIV.
2. Powtórz kroki 1.4.6–1.5.3, aby wykonać kalibrację pomiaru PIV.
3. Włącz tunel aerodynamiczny na żądaną prędkość strumienia swobodnego, U = 2,64 m/s. Uruchom go przez 10 minut, aby upewnić się, że prędkość strumienia swobodnego jest stabilna.
4. Ustaw laser o podwójnym impulsie na najwyższy poziom mocy i przejdź w stan gotowości. Użyj oprogramowania, aby rozpocząć akwizycję danych na 100 s. Po zakończeniu nagrywania danych wyłącz głowicę lasera.
5. Przejrzyj uzyskane obrazy w oprogramowaniu i sprawdź rozkład płaszczyzny laserowej, gęstość cząstek (zwykle 6–10 cząstek w każdej docelowej strefie analizy), ostrość oraz przemieszczenie cząstek między podwójnymi klatkami (25–50% strefy analizy).
6. Jeśli jakość obrazów jest zadowalająca, zgodnie z opisem w kroku 2.2.5, zapisz dane na dysku twardym komputera i przeprowadź pozostałe przypadki, powtarzając powyższe kroki. W przeciwnym razie powtórz kroki 1.7 i 2.2 oraz starannie dostosuj ustawienie.

3. Przetwarzanie danych

Ulepszona wizualizacja dymu
UWAGA: Poniższe kroki, 3.1.1–3.1.4, są wykonywane automatycznie za pomocą kodu MATLAB (zobacz Dodatkowy plik z kodowaniem).
1. Przekształć wideo w sekwencję klatek. Przekonwertuj klatki z formatu RGB na odcienie szarości. Obróć klatkę, aby powierzchnia skrzydła delta była pozioma. Wybierz obszar zainteresowania do dalszej obróbki (Rycina 2a).
2. Dostosuj jasność i kontrast, aby uwidocznić strukturę przepływu. Zastosuj progi adaptacyjne, aby przekształcić obraz w skali szarości w obraz binarny (Rycina 2b).
3. Dodaj wartości binarne w każdej kolumnie i znajdź pozycję, w której suma gwałtownie się zmienia. Ta pozycja to miejsce rozwijania wiru (Rycina 2c).
4. Zanotuj lokalizacje rozbicia wiru oraz odpowiadające im czasy. W ten sposób można uzyskać historię czasową oscylacji rozbicia.
5. Użyj współczynnika skalowania piksel–rzeczywisty rozmiar (zmierzonego na obrazach z płytką kalibracyjną w kroku 1.5.3), aby przekształcić przebieg czasowy z pikseli na rzeczywiste wymiary i określić pozycję odniesienia. Wykreśl przebieg czasowy oscylacji przebicia.
Pomiar PIV
1. Uruchom oprogramowanie PIV. Wykorzystaj obrazy uzyskane w kroku 2.2.2 do ustawienia współczynnika skali oraz pozycji odniesienia układu współrzędnych. Przetwórz uzyskane dane za pomocą biblioteki przetwarzania obrazów, aby uwidocznić cząstki i zredukować szum¹⁸.
2. Użyj metody adaptacyjnego obszaru badania z minimalnym rozmiarem siatki 32 × 32 piksele i minimalnym nachodzeniem 50%. Wybierz obszar obrazu i ustaw trzykrotną walidację wektorów dla adaptacyjnych korelacji wzajemnych.
3. Wynik przedstawiono jako pole wektorowe prędkości, w którym wektory niebieskie to wektory poprawne, zielone to wektory zastępcze, a czerwone to wektory błędne.
4. Zastosuj trzykrotną trójpunktową metodę uśredniania do oszacowania prędkości lokalnej poprzez porównanie wektorów w ich otoczeniu. Zastąp wektory, które znacznie odbiegają od swoich sąsiadów, średnią wartością ich sąsiednich wektorów.
5. Oblicz statystyki wektorowe na mapach prędkości, aby uzyskać charakterystykę przepływu w historii czasowej, np.średnią czasową prędkość, odchylenie standardowe oraz korelację krzyżową między składowymi prędkości. Oblicz pochodne skalarne z mapy wektorowej, aby zademonstrować cechy wewnętrzne pola przepływu, np., wirowość, naprężenia ścinające oraz siłę wirowania.

Dostęp ograniczony. Zaloguj się lub rozpocznij wersję próbną, aby wyświetlić tę treść.

Wyniki

Rycina 2d przedstawia historie czasowe położenia rozbicia wiru LEV. Czarna krzywa wskazuje wir LEV po stronie lewej (portside), a czerwona krzywa wskazuje wir LEV po stronie prawej (starboard). Skala czasu została unormowana prędkością strumienia swobodnego i długości cięciwy. Współczynnik korelacji pomiędzy tymi dwiema historiami czasowymi wynosi r = −0,53, co wskazuje na silne oddziaływanie antysymetryczne oscylacji położenia rozbicia wiru LEV. Wyn...

Dostęp ograniczony. Zaloguj się lub rozpocznij wersję próbną, aby wyświetlić tę treść.

Dyskusja

W artykule przedstawiono dwie metody wizualizacji przepływu, ulepszoną wizualizację przepływu dymu i pomiar PIV, w celu zbadania struktury przepływu nad skrzydłem delta pod względem jakościowym i ilościowym. Ogólne procedury eksperymentu są opisane krok po kroku. Konfiguracje tych dwóch metod są prawie takie same, podczas gdy zaangażowane urządzenia są różne. Podstawową zasadą tych dwóch metod wizualizacji przepływu jest oświetlanie cząstek w przepływie za pomocą arkusza laserowego. Ulepszona wizualizacja przepływu dymu ...

Dostęp ograniczony. Zaloguj się lub rozpocznij wersję próbną, aby wyświetlić tę treść.

Oświadczenia

Autorzy nie mają nic do ujawnienia.

Podziękowania

Autorzy chcieliby podziękować Radzie Grantów Badawczych Hongkongu (nie. GRF526913), Komisja ds. Innowacji i Technologii Hongkongu (nr ITS/334/15FP) oraz Globalne Biuro Badań Marynarki Wojennej Stanów Zjednoczonych (nr N00014-16-1-2161) o wsparcie finansowe.

Dostęp ograniczony. Zaloguj się lub rozpocznij wersję próbną, aby wyświetlić tę treść.

Materiały

Lista materiałów użytych w tym artykule
Nazwa	Firma	Numer katalogowy	Komentarze
532 nm Nd:YAG laser	Quantel	Laser Evergreen 600mJ
Szybka kamera	Dantec Dynamic	HiSense 4M
obiektyw kamery	Tamron	SP AF180mm F/3.5 Di
PIV Soczewka	Dantec Dynamic	DynamicStudio
	Newport		Φ=12 mm
soczewka wypukła	Filtr		f=700 mm
Cel
	Newport
aerozoli	TSI	TSI 9307-6
GENERATOR IMPULSÓW	Berkeley Nucleonics Corp	BNC 575
laser ciągły		APGL-FN-532-1W
Aparat cyfrowy	Nikon	Nikon D5200
Przetwarzanie obrazu	Matlab		niestandardowy kod
obsługa			na zamówienie
niwelator laserowy	BOSCH	GLL3-15X
miernik kąta	BOSCH	GAM220

cylindryczna o neutralnej gęstości Newport kalibracji generator wykonany na zamówienie tunelu aerodynamicznego

Bibliografia

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).

Dostęp ograniczony. Zaloguj się lub rozpocznij wersję próbną, aby wyświetlić tę treść.

Przedruki i uprawnienia

Tagi

Cyfrowa walidacja prędkości obrazu (PIV)wizualizacja przepływu dymem wir krawędzi natarcia konfiguracja tunelu aerodynamicznego płaszczyzna laserowa kamera wysokiej rozdzielczości akwizycja danych analiza struktury przepływu

Eksperymentalne badanie struktury przepływu nad skrzydłem delta za pomocą metod wizualizacji przepływu