Name: Eksperymentalne badanie struktury przepływu nad skrzydłem delta za pomocą metod wizualizacji przepływu (Wideo) | JoVE Journal
Uploaded: 2018-04-23T15:00:00.000+00:00
Duration: 9 min 17 s
Description: Poznaj metodę wizualizacji przepływu dymem do badania niestacjonarnych wirów nad skrzydłem delta. Technika ta pozwala jednocześnie obserwować struktury przepływu w skali makro i mikro w tunelu aerodynamicznym.

ai_agent_IP

ai_agent

maintenance

instantTrialDurationMinutes

isBiopharma

enableNewMyJoveSectionDesign

educationFeatures

seoMetaApi

ai_copilot_institution_blacklist

ai_chat_institution_blacklist

freeAccessWindow

ssoRoleCapture

scheduledMaintenanceBanner

joveLabsFeatures

disable_autoplay_for_bots

extended_trial_duration

5 minutes

playerTrialDesktop

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.

1. Ustawienie tunelu aerodynamicznego
<ol>
	<li>Model skrzydła delta
	<ol>
		<li>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).</li>
	</ol>
	</li>
	<li>Obiekt tunelu aerodynamicznego
	<ol>
		<li>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).</li>
		<li>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.</li>
	</ol>
	</li>
	<li>Zamontuj skrzydło delta
	<ol>
		<li>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°.</li>
		<li>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°.</li>
	</ol>
	</li>
	<li>Skonfiguruj płaszczyznę laserową
	<ol>
		<li>Oddzielnie użyj dwóch laserów do oświetlenia struktur przepływu w celu pomiaru PIV i wizualizacji przepływu dymem.
		<ol>
			<li>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).</li>
			<li>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.</li>
		</ol>
		</li>
		<li>Założenie odpowiednich okularów ochronnych przed promieniowaniem laserowym.</li>
		<li>Wyreguluj położenie lustra odbijającego, aby wprowadzić wiązkę laserową do tunelu aerodynamicznego. Kąt między osią wiązki laserowej a lustrem wynosi <img alt="Równanie przedstawiające obliczenie kąta: (1/2)(90°-α)=28°." src="/files/ftp_upload/57244/57244eq1.jpg" data-altupdatedat="1788250015000" data-alt="Równanie 1">, 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).</li>
		<li>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.</li>
		<li>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.</li>
		<li>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.</li>
	</ol>
	</li>
	<li>Konfiguracja kamery
	<ol>
		<li>Wyłącz lasery podczas konfigurowania kamery. Tak jak w przypadku laserów, użyj dwóch kamer do oddzielnych części tego eksperymentu:
		<ol>
			<li>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.</li>
			<li>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.</li>
		</ol>
		</li>
		<li>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.</li>
		<li>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.</li>
	</ol>
	</li>
	<li>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 <img alt="Pomiar jakości powietrza, 650 µg/m³, wskazujące stężenie cząstek w badaniach atmosferycznych." src="/files/ftp_upload/57244/57244eq2.jpg" data-altupdatedat="1788250015000" data-alt="Równanie 2"> w wizualizacji przepływu dymem; zatem ogólna zmiana gęstości przepływu w tunelu aerodynamicznym wynosi <img alt="Równanie równowagi statycznej, \( (\rho' - \rho) / \rho &lt; 0,1\% \), pojęcie matematyczne." src="/files/ftp_upload/57244/57244eq3.jpg" data-altupdatedat="1788250015000" data-alt="Równanie 3">.</li>
	<li>Konfiguracja oprogramowania PIV
	<ol>
		<li>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.</li>
		<li>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%.</li>
	</ol>
	</li>
</ol>
2. Przeprowadzanie eksperymentu
<ol>
	<li>Ulepszona wizualizacja przepływu dymu
	<ol>
		<li>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.</li>
		<li>Włącz laser ciągły. Użyj kamery cyfrowej do wykonania 5–10 ujęć struktury przepływu.</li>
		<li>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.</li>
		<li>Przejrzyj te obrazy i sprawdź ostrość oraz jasność. Jeśli jakość obrazu nie jest zadowalająca, dostosuj przysłonę obiektywu lub ustawienie ISO.</li>
		<li>Wykonaj więcej ujęć (zwykle około 20) oraz nagrania wideo (około 40 s) przy odpowiednim ustawieniu. Wyłącz laser i przekaż dane do komputera.</li>
	</ol>
	</li>
	<li>Pomiar PIV
	<ol>
		<li>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.</li>
		<li>Powtórz kroki 1.4.6–1.5.3, aby wykonać kalibrację pomiaru PIV.</li>
		<li>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.</li>
		<li>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.</li>
		<li>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).</li>
		<li>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.</li>
	</ol>
	</li>
</ol>
3. Przetwarzanie danych
<ol>
	<li>Ulepszona wizualizacja dymu 
	UWAGA: Poniższe kroki, 3.1.1–3.1.4, są wykonywane automatycznie za pomocą kodu MATLAB (zobacz Dodatkowy plik z kodowaniem).
	<ol>
		<li>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).</li>
		<li>Dostosuj jasność i kontrast, aby uwidocznić strukturę przepływu. Zastosuj progi adaptacyjne, aby przekształcić obraz w skali szarości w obraz binarny (Rycina 2b).</li>
		<li>Dodaj wartości binarne w każdej kolumnie i znajdź pozycję, w której suma gwałtownie się zmienia. Ta pozycja to miejsce rozwijania wiru (Rycina 2c).</li>
		<li>Zanotuj lokalizacje rozbicia wiru oraz odpowiadające im czasy. W ten sposób można uzyskać historię czasową oscylacji rozbicia.</li>
		<li>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.</li>
	</ol>
	</li>
	<li>Pomiar PIV
	<ol>
		<li>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.</li>
		<li>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.</li>
		<li>Wynik przedstawiono jako pole wektorowe prędkości, w którym wektory niebieskie to wektory poprawne, zielone to wektory zastępcze, a czerwone to wektory błędne.</li>
		<li>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.</li>
		<li>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.</li>
	</ol>
	</li>
</ol>

<ol><li>Smits, A. J. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aSmits%2C+AJ+%22Flow+visualization%3A+Techniques+and+examples%22">Flow visualization: Techniques and examples</a>. , World Scientific. (2012).</li>
<li>Barlow, J. B., Rae, W. H., Pope, A. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aBarlow%2C+JB+%22Low-speed+wind+tunnel+testing%22">Low-speed wind tunnel testing</a>. , Wiley. New York. (1999).</li>
<li>Merzkirch, W. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aMerzkirch%2C+W+%22Flow+visualization%22">Flow visualization</a>. , Academic Press. (1987).</li>
<li>Raffel, M., Willert, C. E., Wereley, S., Kompenhans, J. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aRaffel%2C+M+%22Particle+image+velocimetry%3A+A+practical+guide%22">Particle image velocimetry: A practical guide</a>. , Springer. (2007).</li>
<li>Westerweel, J., Elsinga, G. E., Adrian, R. J. <a target="_blank" href="http://www.ara.bme.hu/oktatas/tantargy/NEPTUN/BMEGEATMG39/2014-2015-II/ea/SUDA/extra_ea_PIV-AnnuRev-FluidMech-120710-101204.pdf">Particle Image Velocimetry for Complex and Turbulent Flows.</a> Annu Rev Fluid Mech. 45 (1), 409-436 (2013).</li>
<li>Meinhart, C. D., Wereley, S. T., Santiago, J. G. <a target="_blank" href="http://microfluidics.stanford.edu/Publications/ParticleTracking_Diagnostics/Meinhart%20Micro%20PIV%20Measurements%20ExperFluids.pdf">PIV measurements of a microchannel flow.</a> Exp Fluids. 27 (5), 414-419 (1999).</li>
<li>Gursul, I. <a target="_blank" href="https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/1.5269">Review of unsteady vortex flows over slender delta wings.</a> J Aircraft. 42 (2), 299-319 (2005).</li>
<li>Gursul, I., Gordnier, R., Visbal, M. <a target="_blank" href="https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S037604210500103X">Unsteady aerodynamics of nonslender delta wings.</a> Prog Aerosp Sci. 41 (7), 515-557 (2005).</li>
<li>Lowson, M. <a target="_blank" href="https://www.cambridge.org/core/journals/aeronautical-journal/article/some-experiments-with-vortex-breakdown/A1C23A3D3023B2191D1D9F0AA1F55A66">Some experiments with vortex breakdown.</a> JRoy Aeronaut Soc. 68, 343-346 (1964).</li>
<li>Payne, F. M., Ng, T., Nelson, R. C., Schiff, L. B. <a target="_blank" href="https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/3.9864">Visualization and wake surveys of vortical flow over a delta wing.</a> AIAA J. 26 (2), 137-143 (1988).</li>
<li>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).</li>
<li>Riley, A. J., Lowson, M. V. <a target="_blank" href="https://www.cambridge.org/core/journals/journal-of-fluid-mechanics/article/development-of-a-threedimensional-free-shear-layer/930592ACEA6E4D17DE18779878A8CE6C">Development of a three-dimensional free shear layer.</a> J Fluid Mech. 369, 49-89 (1998).</li>
<li>Menke, M., Gursul, I. <a target="_blank" href="http://aip.scitation.org/doi/abs/10.1063/1.869407">Unsteady nature of leading edge vortices.</a> Phys Fluids. 9 (10), 2960(1997).</li>
<li>Yayla, S., Canpolat, C., Sahin, B., Akilli, H. <a target="_blank" href="https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/1.J050380">Yaw angle effect on flow structure over the nonslender diamond wing.</a> AIAA J. 48 (10), 2457-2461 (2010).</li>
<li>Menke, M., Gursul, I. <a target="_blank" href="https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/2.2481">Nonlinear response of vortex breakdown over a pitching delta Wing.</a> J Aircraft. 36 (3), 496-500 (1999).</li>
<li>Sahin, B., Yayla, S., Canpolat, C., Akilli, H. <a target="_blank" href="http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1270963811001003">Flow structure over the yawed nonslender diamond wing.</a> Aerosp Sci Technol. 23 (1), 108-119 (2012).</li>
<li>Kohlman, D. L., Wentz, J. W. H. <a target="_blank" href="https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/3.44247">Vortex breakdown on slender sharp-edged wings.</a> J Aircraft. 8 (3), 156-161 (1971).</li>
<li>Lu, L., Sick, V. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((High-speed+Particle+Image+Velocimetry+Near+Surfaces%5BTitle%5D)+AND+%22J+Vis+Exp%22%5BJournal%5D)">High-speed Particle Image Velocimetry Near Surfaces.</a> J Vis Exp. (76), e50559(2013).</li>
<li>Mitchell, A. M., Barberis, D., Molton, P., Délery, J. <a target="_blank" href="https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/2.1059">Oscillation of Vortex Breakdown Location and Blowing Control of Time-Averaged Location.</a> AIAA J. 38 (5), 793-803 (2000).</li>
<li>Shen, L., Wen, C. -y, Chen, H. -A. <a target="_blank" href="https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/1.J054373">Asymmetric Flow Control on a Delta Wing with Dielectric Barrier Discharge Actuators.</a> AIAA J. 54 (2), 652-658 (2016).</li>
<li>Leibovich, S. <a target="_blank" href="http://www.annualreviews.org/doi/abs/10.1146/annurev.fl.10.010178.001253">The Structure of Vortex Breakdown.</a> Annu Rev Fluid Mech. 10 (1), 221-246 (1978).</li>
<li>Mitchell, A. M., Molton, P. <a target="_blank" href="https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/2.1844">Vortical Substructures in the Shear Layers Forming Leading-Edge Vortices.</a> AIAA J. 40 (8), 1689-1692 (2002).</li>
<li>Gad-El-Hak, M., Blackwelder, R. F. <a target="_blank" href="https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/3.9016">The discrete vortices from a delta wing.</a> AIAA J. 23 (6), 961-962 (1985).</li>
<li>Zhou, J., Adrian, R. J., Balachandar, S., Kendall, T. M. <a target="_blank" href="https://www.cambridge.org/core/journals/journal-of-fluid-mechanics/article/mechanisms-for-generating-coherent-packets-of-hairpin-vortices-in-channel-flow/15127D61739F0A9395D4810745CE4EF7">Mechanisms for generating coherent packets of hairpin vortices in channel flow.</a> J. Fluid Mech. 387, 353-396 (1999).</li>
<li>Adrian, R. J., Christensen, K. T., Liu, Z. C. <a target="_blank" href="https://link.springer.com/article/10.1007/s003489900087">Analysis and interpretation of instantaneous turbulent velocity fields.</a> Exp Fluids. 29 (3), 275-290 (2000).</li>
<li>Yoda, M., Hesselink, L. <a target="_blank" href="https://link.springer.com/article/10.1007/BF00215017">A three-dimensional visualization technique applied to flow around a delta wing.</a> Exp. Fluids. 10 (2-3), (1990).</li>
<li>Greenwell, D. I. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aGreenwell%2C+DI+%22RTO+AVT+Symposium%22">RTO AVT Symposium</a>. , Leon, Norway. RTO-MP-069(I) (2001).</li>
<li>Furman, A., Breitsamter, C. <a target="_blank" href="http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1270963812001290">Turbulent and unsteady flow characteristics of delta wing vortex systems.</a> Aerosp Sci Technol. 24 (1), 32-44 (2013).</li>
<li>Wang, C., Gao, Q., Wei, R., Li, T., Wang, J. <a target="_blank" href="https://link.springer.com/article/10.1007/s00348-016-2184-y">3D flow visualization and tomographic particle image velocimetry for vortex breakdown over a non-slender delta wing.</a> Exp Fluids. 57 (6), (2016).</li>
</ol>

Autorzy nie mają nic do ujawnienia.

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 ...

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.

<table><tbody><tr><td>532 nm Nd:YAG laser</td><td>Quantel</td><td>Laser Evergreen 600mJ</td><td></td></tr><tr><td>Szybka kamera</td><td>Dantec Dynamic</td><td>HiSense 4M</td><td></td></tr><tr><td>obiektyw kamery</td><td>Tamron</td><td>SP AF180mm F/3.5 Di</td><td></td></tr><tr><td>PIV Soczewka</td> cylindryczna <td>Dantec Dynamic</td><td>DynamicStudio</td><td></td></tr><tr><td></td><td>Newport</td><td></td><td>&Phi;=12 mm</td></tr><tr><td>soczewka wypukła</td><td>Filtr</td> o neutralnej gęstości Newport <td></td><td>f=700 mm</td></tr><tr><td>Cel</td><td></td><td></td> kalibracji <td></td></tr><tr><td></td><td>Newport</td><td></td><td></td></tr> generator <tr><td>aerozoli</td> wykonany na zamówienie <td>TSI</td><td>TSI 9307-6</td><td></td></tr><tr><td>GENERATOR IMPULSÓW</td><td>Berkeley Nucleonics Corp</td><td>BNC 575</td><td></td></tr><tr><td>laser ciągły</td><td></td><td>APGL-FN-532-1W</td><td></td></tr><tr><td>Aparat cyfrowy</td><td>Nikon</td><td>Nikon D5200</td><td></td></tr><tr><td>Przetwarzanie obrazu</td><td>Matlab</td><td></td><td>niestandardowy kod</td></tr><tr><td>obsługa</td><td></td><td></td> tunelu aerodynamicznego <td>na zamówienie</td></tr><tr><td>niwelator laserowy</td><td>BOSCH</td><td>GLL3-15X</td><td></td></tr><tr><td>miernik kąta</td><td>BOSCH</td><td>GAM220</td><td></td></tr></tbody></table>

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

Experimental Investigation of the Flow Structure over a Delta Wing Via Flow Visualization Methods

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.

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...

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.

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

It is well known that the flow field over a delta wing is dominated by a pair of counter rotating leading edge vortices (LEV). However, their mechanism is ...

Ogólnym celem tego eksperymentu jest obserwacja niestabilnych przepływów wirowych nad skrzydłem delta za pomocą technik wizualizacji oraz zbadanie mechanizmu odpowiedzialnego za oscylacje miejsc załamania wirów na krawędzi natarcia. Metoda ta może pomóc odpowiedzieć na kluczowe pytania dotyczące zjawiska nieustalonego przepływu w skrzydle delta cylindra, takie jak oscylacja krawędzi natarcia lub lokalizacja przebicia wierzchołka. Główną zaletą tej techniki jest to, że wielkoskalowe globalne pole przepływu wirowego krawędzi natarcia i podstruktury komórkowe w małej skali mogą być ilustrowane jednocześnie.Zacznij od modelu eksperymentu. W tym eksperymencie modelem jest aluminiowe skrzydło delta o długości 280 milimetrów. Weź model do montażu w tunelu aerodynamicznym, który jest zamknięty w pętli i ma niską prędkość.Jego sekcja testowa ma szklane ścianki, aby umożliwić dostęp optyczny do eksperymentu. W tym przypadku skrzydło delta zostało prawidłowo zamontowane w tunelu aerodynamicznym. Dwa lasery mogą oświetlać struktury przepływu, laser o dwóch impulsach 532 nanometrach podczas pomiaru prędkości obrazu cząstek lub laser o długości fali ciągłej o długości fali 532 nanometrów podczas

experimental-investigation-flow-structure-over-delta-wing-via-flow

Research

JoVE Journal

Engineering

Inżynieria

Polipy fałdów głosowych mogą zakłócać dynamikę fałdów głosowych, a tym samym mogą mieć katastrofalne konsekwencje dla zdolności pacjenta do komunikowania się. Trójwymiarowa separacja przepływu indukowana przez naścienny polip modelowy i jego wpływ na obciążenie ciśnieniowe ściany jest badana za pomocą prędkości obrazu cząstek, wizualizacji linii tarcia skóry i pomiarów ciśnienia w ścianie.

Badanie trójwymiarowej separacji przepływu indukowanej przez modelowy polip fałdu głosowego

Implanty stentów w zwężonych krzywiznach tętnic są podatne na awarie "typu IV" polegające na całkowitym złamaniu poprzecznym stentów i liniowym przemieszczeniu złamanych części. Przedstawiamy protokół wykrywania struktur przepływu wtórnego (wirowego) w modelu tętnicy zakrzywionej, po klinicznie istotnych awariach stentów "typu IV".

Eksperymentalne badanie wtórnych struktur przepływu za modelowym uszkodzeniem stentu typu IV w odcinku testowym tętnicy zakrzywionej pod kątem 180°

Technika opisana tutaj oferuje tanią i stosunkowo prostą metodę jednoczesnego pomiaru kinematyki cząstek i turbulencji w przepływach o niskich stężeniach cząstek. Turbulencje są mierzone za pomocą prędkości obrazu cząstek (PIV), a kinematyka cząstek jest obliczana na podstawie obrazów uzyskanych za pomocą szybkiej kamery w nakładającym się polu widzenia.

Jednoczesny pomiar turbulencji i kinematyki cząstek z wykorzystaniem technik obrazowania przepływowego

Przedstawiono technikę wykonywania ilościowego obrazowania trójwymiarowego (3D) dla różnych rodzajów przepływów płynów. Wykorzystując koncepcje z zakresu obrazowania pola światła (Light Field Imaging), rekonstruujemy objętości 3D z zestawów obrazów. Nasze wyniki 3D obejmują szeroki zakres danych, w tym pola prędkości oraz wielofazowe rozkłady wielkości pęcherzyków.

Wyznaczanie trójwymiarowych pól przepływu za pomocą wielokamerowego obrazowania pola światła

W tym filmie najpierw opisujemy procedury produkcji i obsługi akustycznego urządzenia przeciwprądowego powierzchniowej fali akustycznej (SAW). Następnie demonstrujemy eksperymentalną konfigurację, która pozwala zarówno na jakościową wizualizację przepływu, jak i analizę ilościową złożonych przepływów w urządzeniu pompującym SAW.

Wytwarzanie, eksploatacja i wizualizacja przepływu w mikrofluidyce akustyczno-przeciwprądowej opartej na powierzchniowych falach akustycznych

Komórka ścinająca jest przeznaczona do pomiarów rozpraszania neutronów pod małym kątem w płaszczyźnie gradientu prędkości-prędkości ścinania i służy do charakteryzowania złożonych płynów. Pomiary przestrzennie rozdzielcze w kierunku gradientu prędkości są możliwe do badania materiałów z pasmami ścinania. Zastosowania obejmują badania dyspersji koloidalnych, roztworów polimerowych i struktur samoorganizujących się.

Pomiar mikrostruktury materiału pod przepływem za pomocą rozpraszania neutronów w 1-2 płaszczyznach przepływu i małym kącie

Opisujemy metodologię mechanicznego złuszczania i osadzania płatków nowych materiałów o wymiarach mikronowych na podłożu, wytwarzania eksperymentalnych struktur urządzeń do eksperymentów transportowych oraz pomiaru magnetotransportu w suchym helu w zamkniętym cyklu w temperaturach do 0,300 K i polach magnetycznych do 12 T.

Zaawansowane metody eksperymentalne do niskotemperaturowych pomiarów magnetotransportu nowych materiałów

Przedstawiono eksperymentalne metody badania procesów chłodzenia ciała stałego oraz charakterystyki właściwości materiałów elastokalorycznych stopów z pamięcią kształtu (SMA). Specjalnie skonstruowane stanowisko testowe zostało zaprojektowane do sterowania i kompleksowego monitorowania procesów chłodzenia elastokalorycznego. Ponadto stanowi platformę walidacyjną dla podejść do modelowania sprzężonego z termomechaniką.

Eksperymentalne metody badania procesów chłodzenia elastokalorycznego opartych na pamięci kształtu i walidacji modeli

Zaprojektowaliśmy, opracowaliśmy i wdrożyliśmy nowatorski system próbkowania pełnego przepływu (FFS) do ilościowego oznaczania emisji metanu i gazów cieplarnianych z całego łańcucha dostaw gazu ziemnego.

Projektowanie i stosowanie układu pobierania próbek przepływu pełnego (FFS) do ilościowego określania wielkości emisji metanu

Ta metoda ma na celu zlokalizowanie pionowych defektów podpowierzchniowych. W tym przypadku łączymy laser z przestrzennym modulatorem światła i uruchamiamy jego wejście wideo, aby deterministycznie podgrzać powierzchnię próbki za pomocą dwóch modulowanych linii antyfazowych, uzyskując jednocześnie obrazy termiczne o wysokiej rozdzielczości. Pozycja defektu jest uzyskiwana z oceny minimów zakłóceń fal termicznych.

Lokalizacja defektów podpowierzchniowych poprzez ogrzewanie strukturalne za pomocą laserowej termografii fototermicznej

Poznaj metodę wizualizacji przepływu dymem do badania niestacjonarnych wirów nad skrzydłem delta. Technika ta pozwala jednocześnie obserwować struktury przepływu w skali makro i mikro w tunelu aerodynamicznym.

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

Przeglądaj więcej filmów