המחברים רוצה להודות המועצה מענקים למחקר הונג קונג (לא. GRF526913), הונג קונג חדשנות וטכנולוגיה (לא. ITS/334/15FP), ואת אותנו למשרד של חיל הים המחקר העולמי (לא. N00014-16-1-2161) עבור תמיכה כספית.

1. מנהרת רוח ההתקנה
<ol><li>כנף דלתא מודל
	<ol>
<li>לבנות מודל כנף דלתא מאלומיניום, עם זווית לטאטא φ של 75 מעלות, אורך אקורד c של 280 מ מ, טווח הבסיס b של 150 מ מ, עובי של 5 מ מ. יש שני קצוות מובילים משופע-35° כדי לתקן את נקודת הפרדה17 (ראה איור 1 א').</li>
	</ol></li>
	<li>מנהרת הרוח המתקן
	<ol>
<li>לערוך ניסויים במנהרת רוח במהירות נמוכה לולאה סגורה, עם סעיף מבחן של 2.4 מטר (אורך) × × 0.6 מטר (רוחב) 0.6 מטר (גובה) אשר מצויד עם קירות זכוכית המאפשרים גישה אופטי במהלך הניסויים. עוצמת הסוערים של מתקן כזה צריך להיות פחות מ- 0.4%. הערה: במחקר זה, השתמשנו באפשרות במנהרת רוח באוניברסיטה הפוליטכני הונג קונג עם המאפיינים לעיל. גם מהירות freestream U∞ נע בין מטר לשנייה 2.64 אל 10.56 m/s, המייצגים מספר ריינולדס, Re, × 10 54 25× 10, המבוססת על האורך אקורד של האגף דלתא, אשר טווח הטיסה טיפוסי בשביל רכב לא מאויש אווירי (ט).</li>
		<li>לפי הצורך, השתמש שלושה עיבודים שונים (ראה איור 1b-d) של הגיליון לייזר ומצלמות להתבונן מבני זרימה חתך אורכי חתך הרוחב span-wise, חתך רוחבי. שרטוטים של ההתקנה מוצגות באיור איור 1b. הערה: פרוטוקול זה מדגים את ההתקנה ואת המידה חתך אורכי בפירוט.</li>
	</ol></li>
	<li>להתקין את כנף דלתא
	<ol>
<li>לתקן את הקצה נגרר כנף דלתא על העקיצה, אשר על מדריך תנועה מעגלית המשמש עבור התאמת זווית התקיפה (AoA), α. המרכז של המדריך מעגלית נמצא על הקו המרכזי של סעיף מבחן מנהרת רוח. לפיכך, המרכז של כנף דלתא ניתן תמיד במרכז סעיף מבחן. התאם את AoA כדי α = 34 °.</li>
		<li>בזהירות להתאים את מודל כנף דלתא למזער כל זווית yaw ולהתגלגל זווית, על-ידי בדיקת הקריאות של מד זווית ורמת לייזר שלושה צירים. במחקר הנוכחי, הוודאות של זוויות שני אלה הוא פחות מ 0.1 º.</li>
	</ol></li>
	<li>הגדר את הגליון בלייזר
	<ol>
<li>משתמשים בלייזר שני בנפרד כדי להאיר את המבנים זרימה PIV מדידה, הדמיית זרימה עשן.<ol>
<li>למדידה PIV, משתמשים בלייזר דופק כפול, עם אורך גל של 532 nm ו אנרגיה מקסימלית של 600 mJ (מתכוונן) לכל פעימה. לשלוט בו עם מסנכרן עם טרנזיסטור-טרנזיסטור לוגיקה (TTL) אותות (ראה איור 1b).</li>
			<li>הדמיית זרימה עשן, להשתמש לייזר מתמשך עם אורך גל של 532 ננומטר, כוח של 1 W. לייזר מתמשך זה עובד באופן עצמאי. במהלך ההתקנה ההתקנה, השתמש במסנן דחיסות נייטרלית עם 10% להדמיה כדי לסנן את קרן הלייזר לבטיחות.</li>
		</ol>
</li>
		<li>ללבוש משקפי לייזר מתאים.</li>
		<li>להתאים את המראה השתקפות להציג קרן הלייזר לתוך מנהרת הרוח. הזווית בין הציר אור לייזר המראה היא <img alt="Equation 1" src="/files/ftp_upload/57244/57244eq1.jpg"> </img>, כדי להפוך את קרן הלייזר נורמלי השטח כנף דלתא. ודא כי קרן הלייזר סביב מיקום x/c ≅ 0.25, אשר מאוחר יותר יהיה במרכז שדה הראייה (FOV).</li>
		<li>התקן לייזר אופטיקה (עם לייזר מתמשך, בהתחלה) כדי ליצור את הגליון בלייזר, כפי שמוצג באיור 1b. העדשה קמורה משמש כדי לשלוט בגודל קרן לייזר (גם את עובי גיליון). העדשה גלילי מתרחבת קרן הלייזר לגיליון בלייזר. הערה: במחקר הנוכחי, אורך המוקד של העדשה גלילי הוא 700 מ"מ, קוטר העדשה גלילי 12 מ מ.</li>
		<li>בדוק את עובי גיליון לייזר על ידי מדידת קו לייזר על המודל. להתאים את המיקום של העדשה קמורה אם העובי גיליון בלייזר אינה מתאימה (כאן, בסביבות 1 מ מ, רוחב יעיל הגיליון לייזר בסעיף מבחן כ-100 מ מ). שימו לב כי העובי של הגיליון לייזר תלוי 1) הרכיב מהירות בכיוון נורמלי הגיליון לייזר ו 2) את מרווח הזמן בין זוג תמונות במדידה PIV.</li>
		<li>לשים צלחת היעד כיול בכנף דלתא, שפני השטח שלו וצירוף בגיליון לייזר. שלב זה חיוני, כי FOV במחקר הנוכחי אינה אורתוגונלית כדי הקואורדינטה מנהרת רוח.</li>
	</ol></li>
	<li>מצלמה
	<ol>
<li>כבה את הלייזרים בעת הגדרת המצלמה. כמו עם לייזרים, השתמש שתי מצלמות עבור כל חלק נפרד של הניסוי הזה:<ol>
<li>למדידה PIV, השתמש מצלמת CCD במהירות גבוהה עם רזולוציה של 2048 × 2048 פיקסלים. זו מצלמה נשלטת על-ידי המסנכרן את הדופק כפול לייזר (ראה איור 1b). נתוני מצלמה זו יועברו ישירות למחשב.</li>
			<li>הדמיית זרימה עשן, לשימוש במצלמה דיגיטלית מסחרי עם רזולוציה תמונה של 4,000 × 6,000 פיקסלים ו- 50 הרץ הקלטת וידאו ברזולוציה של 1280 × 720 פיקסלים במהלך הדמיית זרימה עשן. זה יופעל באופן ידני.</li>
		</ol>
</li>
		<li>העבר את המיקום של המצלמה (מסחרי מצלמה דיגיטלית, בהתחלה) כדי להשיג את FOV הרצוי. להתאים את עדשת המצלמה להתמקד לצלחת היעד כיול. ודא כי כל השדה הוא מרוכז. אם לא, נקודות הציון של המצלמה לא ייתכן אורתוגונלית לצלחת היעד כיול. לכן, התאמת המצלמה מקם בזהירות18.</li>
		<li>קח מספר פריימים לאחר המצלמה הוא מסודר. מאוחר יותר, אלה מסגרות של כיול המטרה צלחת ישמש כדי לכייל את גורם קנה המידה בין הגודל האמיתי לבין הפיקסל מסגרת, וכדי לזהות העמדה הפניה הקואורדינטה xyz. לאחר מכן, הסר את לוחית היעד כיול.</li>
	</ol></li>
	<li>הפעל את מנהרת רוח במהירות נמוכה (למשל, 3 m/s) ולאחר להזריק חלקיקים שמן לתוך מנהרת הרוח. הגדר את הלחץ של הגנרטור תרסיס בבר 2.5 ולהפעיל אותה ב-30 s עבור שיטת הדמיית זרימה מראש הזריעה. אחרי זה, כל מנהרת הרוח להיות בצורה אחידה נזרע עם חלקיקי שמן רגיל בקוטר של 1 מיקרומטר. הערה: במחקר הנוכחי, הריכוז צפיפות החלקיקים שמן מוערך במנהרת הרוח הוא כ <img alt="Equation 2" src="/files/ftp_upload/57244/57244eq2.jpg"> ב הדמיית זרימה עשן; לפיכך, השינוי הכולל של צפיפות זרימה במנהרת הרוח הוא <img alt="Equation 3" src="/files/ftp_upload/57244/57244eq3.jpg"> </img>.</li>
	<li>PIV תוכנת ההתקנה
	<ol>
<li>שליטה במערכת PIV עם התוכנה PIV (ראה טבלה של חומרים). תוכנה זו יכולה לפקד המסנכרן כדי לשלוח אותות TTL הלייזר ואת המצלמה, כפי שמוצג באיור 1b.</li>
		<li>לקבוע תדירות הדגימות 5 הרץ, עם מספר דגימה סך של 500. מרווח הזמן בין מסגרות PIV הוא 80 µs. שים לב כי מרווח הזמן הוא תלוי בגודל של המהירות FOV וזרימה. ודא שיש האזורים החקירה שתי מסגרות על חפיפה 50-75%.</li>
	</ol></li>
</ol>2. עורכים את הניסוי
<ol><li>
הדמיית זרימה משופרת עשן
	<ol>
<li>להפעיל את מנהרת רוח במהירות freestream הרצוי (U = 2.64 m/s). תריץ את זה 10 דקות לייצב את מהירות freestream. - Re = 50,000, מהירות freestream היא U = 2.64 m/s.</li>
		<li>להפעיל את הלייזר רציפה. השתמש מצלמה דיגיטלית כדי ללכוד תמונות 5-10 של מבנה הזרימה.</li>
		<li>לבדוק אם הגיליון לייזר-חתך אורכי הליבה לב (ראה את המבנה האופייני בתרשים 3). אם כך, לסמן את עמדה זו על המודל כנף דלתא כנקודת התייחסות המדידה PIV מאוחר יותר; אחרת, לשנות את המיקום של הגיליון לייזר על-ידי התאמת העדשה אופטיים ואפס הכיול ביצוע השלבים 1.4.6 - 1.5.3.</li>
		<li>סקור את התמונות וסמנו את המיקוד והבהירות. אם איכות התמונה אינה מספקת, להתאים את הצמצם של העדשה או הגדרת ISO.</li>
		<li>לקחת יותר (בדרך כלל בסביבות 20) וסרטונים (כ-40 s) עם ההגדרה הנכונה. כבה את הלייזר ואת העברת הנתונים למחשב.</li>
	</ol>
</li>
	<li>
PIV מדידה
	<ol>
<li>בהתבסס על מיקום הפניה ידוע שלב 2.1.3 ואת התוצאות של הצילומים מהשלב 2.1.5 לבחור אזור מעניין (x/c≈ 0.3) כמו FOV, לאן יכול להיות שנצפו טרנדו substructures. החלף את לייזר מתמשך, מצלמה דיגיטלית עם לייזר כפולה הדופק ואת מצלמת CCD למדידה PIV.</li>
		<li>חזור על שלבים 1.4.6 - 1.5.3 להקליט את הכיול למדידה PIV.</li>
		<li>הפעל את מנהרת הרוח freestream הרצויה, במהירות U = 2.64 m/s להפעילו למשך 10 דקות להבטיח מהירות freestream יציב.</li>
		<li>להתאים את הלייזר כפול דופק רמת צריכת החשמל הגבוהה ביותר ועומד על-ידי. להשתמש בתוכנה כדי להתחיל רכישת נתונים עבור 100 s. לאחר סיום הקלטת נתונים, כבה את הראש לייזר.</li>
		<li>סקירה על תמונות שנרכשו בהתוכנה ובדוק ההתפלגות גיליון בלייזר, את צפיפות החלקיקים (בדרך כלל 6-10 חלקיקי בכל אזור חקירה הרצוי), המוקד ואת העקירה חלקיקים בין המסגרות כפול (25-50% של החקירה אזור).</li>
		<li>אם האיכות של התמונות משביעת רצון, כפי שמתואר בשלב 2.2.5. לשמור את הנתונים לדיסק הקשיח של המחשב, בהנהלת בשאר המקרים חוזרים על השלבים שלעיל. אחרת, חזור על שלבים 1.7 ו- 2.2 ולהתאים בקפידה את ההתקנה.</li>
	</ol>
</li>
</ol>3. עיבוד נתונים
<ol><li>
הדמיית עשן משופר הערה: השלבים הבאים, 3.1.1-3.1.4, נעשים באמצעות קוד MATLAB באופן אוטומטי (ראה קובץ קידוד משלימה).<ol>
<li>להפוך הוידאו לתוך רצף של מסגרות. להמיר את המסגרות מהטופס RGB בגווני אפור. לסובב את המסגרת כדי להפוך את השטח כנף דלתא אופקי. לבחור את תחום העניין לצורך עיבוד מאוחר יותר (איור 2 א).</li>
		<li>להתאים את הבהירות והניגודיות כדי להדגיש את מבנה הזרימה. להחיל על הסף מסתגלת להפוך את התמונה אפור תמונה בינארית (איור 2b).</li>
		<li>הוסף את הערכים הבינאריים בכל עמודה ' למצוא את המיקום שבו הסכום משתנה פתאום. עמדה זו הוא המיקום התמוטטות מערבולת (איור 2 c).</li>
		<li>שיא מערבולת פירוט המיקומים והשעות המתאימים שלהם. תולדות הזמן תנודה התמוטטות ובכך ניתן להשיג.</li>
		<li>השתמש הגורם בקנה מידה גודל פיקסל-אמת (נמדד מן התמונות עם לוחית היעד כיול בשלב 1.5.3) להפוך את ההיסטוריה זמן מפיקסלים לגודל אמיתי לזהות את מיקום הפניה. להתוות את תולדות הזמן תנודה התמוטטות.</li>
	</ol>
</li>
	<li>
PIV מדידה
	<ol>
<li>להפעיל את התוכנה PIV. להשתמש את התמונות רכשה בשלב 2.2.2 לקביעת מקדם שינוי הגודל והמיקום הפניה של הקואורדינטות. מראש לעבד את הנתונים שהושגו באמצעות הספרייה עיבוד התמונה כדי להאיר את החלקיקים, להפחית רעש18.</li>
		<li>השתמש בשיטת אזור חקירה מסתגלת עם גודל הרשת המינימלי של 32 × 32 פיקסלים, עם חפיפה המינימלית של 50%. בחרו את אזור התמונה וקבעו אימות וקטור 3 x 3 עבור הצלב-מתאמים מסתגלת.</li>
		<li>התוצאה ניתנת כשדה וקטור מהירות, ב, אשר הם הווקטורים נכונה הווקטורים כחול הירוקים הווקטורים שהוחלפו הינם והאדומות הם וקטורים רע.</li>
		<li>להחיל את 3 x 3 עובר לשיטת אימות הממוצע לאמוד את מהירות המקומי על-ידי השוואת את הווקטורים בשכונה שלה. החלף את הווקטורים לסטות מדי מן השכנים. שלהם עם הממוצע של שכניהם.</li>
		<li>לחשב סטטיסטיקה וקטור מהירות המפות כדי לקבל מאפייני הזרימה ב תולדות הזמן, למשל, את מהירות זמן ממוצע, סטיית התקן ו קרוס-הקשר בין מהירות רכיבים. חשב את נגזרות שיטתיות מן המפה וקטורית כדי להדגים את התכונות הפנימיות של השדה זרימה, למשל, ערבוליות, מדגיש הטיה, מתערבל כוח.</li>
	</ol>
</li>
</ol>

<ol>
	<li>Smits, A. J. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=.">.</a> Flow visualization: Techniques and examples. , (2012).</li><li>Barlow, J. B., Rae, W. H., Pope, A. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=.">.</a> Low-speed wind tunnel testing. , (1999).</li><li>Merzkirch, W. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=.">.</a> Flow visualization. , (1987).</li><li>Raffel, M., Willert, C. E., Wereley, S., Kompenhans, J. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=.">.</a> Particle image velocimetry: A practical guide. , (2007).</li><li>Westerweel, J., Elsinga, G. E., Adrian, R. J. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Particle+Image+Velocimetry+for+Complex+and+Turbulent+Flows.">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://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=PIV+measurements+of+a+microchannel+flow.">PIV measurements of a microchannel flow.</a> Exp Fluids. 27 (5), 414-419 (1999).</li><li>Gursul, I. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Review+of+unsteady+vortex+flows+over+slender+delta+wings.">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="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Unsteady+aerodynamics+of+nonslender+delta+wings.">Unsteady aerodynamics of nonslender delta wings.</a> Prog Aerosp Sci. 41 (7), 515-557 (2005).</li><li>Lowson, M. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Some+experiments+with+vortex+breakdown.">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="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Visualization+and+wake+surveys+of+vortical+flow+over+a+delta+wing.">Visualization and wake surveys of vortical flow over a delta wing.</a> AIAA J. 26 (2), 137-143 (1988).</li><li>Lowson, M. V. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=The+three+dimensional+vortex+sheet+structure+on+delta+wings.">The three dimensional vortex sheet structure on delta wings.</a> 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="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Development+of+a+three-dimensional+free+shear+layer.">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://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Unsteady+nature+of+leading+edge+vortices.">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="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Yaw+angle+effect+on+flow+structure+over+the+nonslender+diamond+wing.">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="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Nonlinear+response+of+vortex+breakdown+over+a+pitching+delta+Wing.">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.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Flow+structure+over+the+yawed+nonslender+diamond+wing.">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="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Vortex+breakdown+on+slender+sharp-edged+wings.">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/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=High-speed+Particle+Image+Velocimetry+Near+Surfaces.">High-speed Particle Image Velocimetry Near Surfaces.</a> J Vis Exp. (76), e50559 (2013).</li><li>Mitchell, A. M., Barberis, D., Molton, P., D&#233;lery, J. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Oscillation+of+Vortex+Breakdown+Location+and+Blowing+Control+of+Time-Averaged+Location.">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="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Asymmetric+Flow+Control+on+a+Delta+Wing+with+Dielectric+Barrier+Discharge+Actuators.">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.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=The+Structure+of+Vortex+Breakdown.">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="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Vortical+Substructures+in+the+Shear+Layers+Forming+Leading-Edge+Vortices.">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="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=The+discrete+vortices+from+a+delta+wing.">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="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Mechanisms+for+generating+coherent+packets+of+hairpin+vortices+in+channel+flow.">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="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Analysis+and+interpretation+of+instantaneous+turbulent+velocity+fields.">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="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=A+three-dimensional+visualization+technique+applied+to+flow+around+a+delta+wing.">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://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=.">.</a> RTO AVT Symposium. , (2001).</li><li>Furman, A., Breitsamter, C. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=Turbulent+and+unsteady+flow+characteristics+of+delta+wing+vortex+systems.">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="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/entrez/query.fcgi?db=PubMed&cmd=Search&doptcmdl=Citation&defaultField=Title+Word&term=3D+flow+visualization+and+tomographic+particle+image+velocimetry+for+vortex+breakdown+over+a+non-slender+delta+wing.">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>

המחברים אין לחשוף.

מאמר זה מציג את שתי שיטות הדמיה של זרימה, הדמיית זרימה משופרת עשן ומדידה PIV, לחקור מבנה הזרימה מעל הכנף דלתא איכותית, באופן כמותי. ההליכים כללי של הניסוי מתוארים צעד אחר צעד. הכיוונונים של שתי שיטות אלו הם כמעט זהה, בעוד ההתקנים מעורבים הם שונים. העיקרון הבסיסי של שיטות הדמיה אלה שני זרימה היא להאיר את החלקיקים בזרם דרך הגיליון לייזר. הדמיית זרימה עשן משופרת ניתן להשיג את מבנה הזרימה הכללית ואת מבנים מקומיים קטנים בו זמנית, אפשרות שימושית לקבלת סקירה כללית של מבנה הזרימה לא ידוע. הניתוח PIV כמותיים מספק מפה וקטורית מפורט של השדה זרימה מעניין. לפיכך, שילוב של שיטות הדמיה אלה זרימה יכולה להביא לשיפור משמעותי מחקר יעילות.
לעומת הדמיית זרימה רגילה תיל עשן, שיטת הדמיית זרימה עשן המודגמות כאן מתנהל באופן יעיל למדי. כי החלקיקים מופצים בצורה אחידה, מבנים קטנים זרימה מזוהים בקלות. זרם תלת מימדי מורכב, שיטה זו מאפשרת הסדין לייזר כדי להגדיר כל מיקום מרחבי להתבונן השדות זרימה חתכים שונים, ואילו בשיטה המסורתית תיל עשן, הגיליון לייזר חייב תמיד להיות מיושר עם העשן כיוון חלון התצפית הוא מוגבל בהתאם26. בנוסף, שיטה משופרת זו לא צריך לפספס פרטים זרימה שנגרמו בהעדר של העשן באזורים מסוימים במהלך ניסוי תיל עשן. עם זאת, שיטה זו לא יהיה מתאים מתקנים לולאה פתוחה מנהרת רוח בשל כיצד מתנהל זריעה. ויזואליזציה זרימת הנתונים צריך להיות מנותח בקפידה כדי להימנע החסרונות של תאורות דמיוני3,27.
כיוון השדה זרימה מעל הכנף דלתא הוא מאוד רגיש כל הפרעה בין תלת-ממדי, חקירות חודרני מומלצים21. עבור מדידות במישורים, זה חיוני לשקול את הרכיב מהירות אורתוגונלית במטוס תצפית במהלך PIV-מדידה-28,-29. במקרה זה, מרווח הזמן בין שתי מסגרות העובי גיליון לייזר צריך להיות פשרה עם מהירות אורתוגונלית כדי להבטיח כי רוב החלקיקים אל תזיז את הגיליון לייזר. עבור מדידות דומות, הוא הציע לנהל מספר מקרים בפרמטרים שונים מראש כדי לזהות את אלה המתאימות ביותר.
ויזואליזציה זרימה בשיטות המתוארות במאמר זה הם נוח, יעיל בעלות נמוכה. בעתיד, טכניקות אלה יוחלו על שדות זרימה מורכבים עם בקרת זרימה פעיל, כגון גוף מרמה לגרור הפחתת ו מערבולת-מבנה אינטראקציה, כדי להעריך את ההשפעות שליטה במהירות, להבין את מנגנוני הבקרה, ולהאיץ אופטימיזציה של בקרת פרמטרים.

מדידת שדה באמצעות טכניקות הדמיה היא מתודולוגיה בסיסית בהנדסה נוזלים. בין טכניקות הדמיה שונים, חוט עשן הדמיית זרימה בניסויים מנהרת רוח והדמיה לצבוע בניסויים מנהרת המים הם הנפוצה ביותר כדי להדגים את זרימת מבנים איכותית. PIV לייזר anemometry דופלר (אידה) שתי טכניקות כמותיות טיפוסי1בקרב אנשי עסקים ותיירים כאחד.
הדמיית זרימה תיל עשן, עשן streaklines הם המופקים טיפות שמן על חוט חימום או מוזרק מהגורם החיצוני עשן הגנרטור/במהלך הניסויים. אורות ובעוצמת או גליונות לייזר משמשים כדי להאיר את streaklines עשן. תמונות נרשמים אז לצורך ניתוח נוסף. זה פשוט אבל שימושי מאוד זרימה ויזואליזציה שיטה2. עם זאת, האפקטיביות של שיטה זו מוגבלים על ידי גורמים שונים, כגון משך קצר של חוטים עשן, השדה זרימה תלת מימדי מורכב, המהירות גבוהה יחסית של הזרם, ואת היעילות של עשן דור3.
במדידות PIV, חתך רוחב של שדה זרימה עם חלקיקים entrained הוא מואר על ידי גיליון בלייזר, עמדות מיידית של החלקיקים הזה חתך נלכדים ע י מצלמה במהירות גבוהה. בתוך מאוד קטן. מרווח, נרשם זוג תמונות. על ידי חלוקת התמונות רשת של תחומי חקירה וחישוב התנועה הממוצעת של חלקיקי באזורים חקירה באמצעות פונקציות קרוס-קורלציה, ניתן להשיג את המפה וקטור מהירות מיידי בזו נצפתה בחתך. עם זאת, הוא גם ידוע כי יש להגיע פשרות עבור גורמים, כולל גודל חלון התצפית, הרזולוציה של המפה מהירות, גודל מהירות בתוך המטוס, מרווח הזמן בין זוג תמונות, מהירות אורתוגונלית בסולם ריכטר, את צפיפות החלקיקים4. לכן, ניסויים רבים גישוש עשוי להיות נחוץ כדי למטב את הגדרות ניסיוני. זה יהיה יקר, ודורש זמן לחקור שדה לא ידוע, מורכבים זרימה PIV מדידה לבד5,6. בהתחשב לעיל חששות, אסטרטגיה לשלב הדמיית עשן זרימה PIV מדידה הציע, שמוצג כאן ללמוד את זרימת מורכבים על כנף דלתא ודק.
מחקרים רבים של לב זורם על כנפי דלתא כבר מתנהל7,8, עם טכניקות הדמיה זרימה משמש כלי ראשי. נצפו תופעות רבות זרימה מעניין: ספירלה סוג ובועות הקלד מערבולת קלקולים9,10, הטיה לא יציב שכבה11,התחתי12, תנודות של לב פירוט המיקומים13 , ואת ההשפעות של התנדנדות yaw זוויות14,15,16 על מבנים זרימה. עם זאת, המנגנון הבסיסי של כמה תופעות לא יציב תזרימי כנף דלתא נשאר לא ברור7. בעבודה זו, הדמיית עשן זרימה משופרת באמצעות החלקיקים זריעה אותו בשימוש המדידה PIV, במקום חוט עשן. שיפור זה מאוד מפשט את הפעולה של הפריט החזותי ומגביר את האיכות של התמונות. בהתבסס על התוצאות של הפריט החזותי זרימה משופרת עשן, מדידה PIV מתמקד שדות אלה זרימה עניין לרכוש את המידע כמותית.
. הנה, תיאור מפורט מסופק להסביר איך מבצעים ניסוי הדמיית זרימה במנהרת רוח כדי לחקור תופעות זרימה לא יציב מעל כנף דלתא. שתי שיטות הדמיה, הדמיית זרימה משופרת עשן ומדידה PIV, משמשים יחד בניסוי זה. ההליך כולל הדרכה שלב אחר שלב עבור התאמת פרמטר וההתקנה של התקן. תוצאות טיפוסי מודגמות להראות את היתרון של שילוב של שתי השיטות למדידת שדה זרימה מורכבים במרחב של חנותם.

<table><tbody><tr><td>532 nm Nd:YAG laser</td><td>Quantel Laser</td><td>Evergreen 600mJ</td><td></td></tr><tr><td>High speed camera</td><td>Dantec Dynamic</td><td>HiSense 4M</td><td></td></tr><tr><td>camera lens</td><td>Tamron</td><td>SP AF180mm F/3.5 Di</td><td></td></tr><tr><td>PIV recording and processing software</td><td>Dantec Dynamic</td><td>DynamicStudio</td><td></td></tr><tr><td>cylindrical lens</td><td>Newport</td><td></td><td>&amp;Phi;=12 mm</td></tr><tr><td>convex lens</td><td>Newport</td><td></td><td>f=700 mm</td></tr><tr><td>neutral density filter</td><td>Newport</td><td></td><td></td></tr><tr><td>Calibration target</td><td></td><td></td><td>custom made</td></tr><tr><td>aerosol generator</td><td>TSI</td><td>TSI 9307-6</td><td></td></tr><tr><td>PULSE GENERATOR</td><td>Berkeley Nucleonics Corp</td><td>BNC 575</td><td></td></tr><tr><td>continuous laser</td><td></td><td>APGL-FN-532-1W</td><td></td></tr><tr><td>Digital camera</td><td>Nikon</td><td>Nikon D5200</td><td></td></tr><tr><td>Image processing</td><td>Matlab</td><td></td><td>custom code</td></tr><tr><td>wind tunnel support</td><td></td><td></td><td>custom made</td></tr><tr><td>laser level</td><td>BOSCH</td><td>GLL3-15X</td><td></td></tr><tr><td>angle meter</td><td>BOSCH</td><td>GAM220</td><td></td></tr></tbody></table>

experimental investigation of the flow structure over a delta wing via flow visualization methods

זה ידוע כי השדה זרימה מעל כנף דלתא נשלטת על ידי זוג מונה מסתובב הקצה המוביל מערבולות (לב). עם זאת, מנגנון שלהם אינה מובנת היטב. הטכניקה ויזואליזציה הזרימה היא שיטה פולשנית מבטיח כדי להמחיש את שדה זרימה מורכבים במרחב של חנותם. מלכודת הדמיית זרימה בסיסי מורכב לייזר רב עוצמה, עדשות אופטיים כדי ליצור את הגליון בלייזר, מצלמה, מחולל חלקיקים tracer, מעבד נתונים. ההגדרה של מנהרת רוח, המפרט של התקנים מעורב, הגדרות הפרמטר המתאימות תלויים בתכונות זרימה כדי להתקבל.
הדמיית זרימה רגילה תיל עשן משתמש חוט עשן כדי להדגים את זרימת streaklines. עם זאת, הביצועים של שיטה זו הוא מוגבל על ידי רזולוציה מרחבית נמוכה כאשר הוא מתקיים בשדה זרימה מורכבים. לכן, פותחה שיטת הדמיית זרימה משופרת עשן. טכניקה זו ממחישה שדה הזרימה לב גלובלי בקנה מידה גדול ואת המבנה זרימה של שכבה הטיה בקנה מידה קטן במקביל, ומספק הפניה ערך למדידה velocimetry (PIV) תמונה מאוחר יותר מפורט של חלקיקים.
בנייר זה, הוא הפגין את היישום של הדמיית זרימה משופרת עשן ומדידה PIV ללמוד את התופעות זרימה לא יציב מעל כנף דלתא. הליך והתראות לביצוע הניסוי מפורטים, כולל הגדרת מנהרת רוח, חדרי קירור והקפאה של עיבוד נתונים. התוצאות נציג מראים כי שיטות הדמיה אלה זרימה שתי טכניקות אפקטיביות עבור חוקרים את שדה הזרימה תלת מימדי איכותית, באופן כמותי.

איור דו-ממדי מציג את הסיפורים זמן של המיקומים התמוטטות לב. העקומה השחורה מציינת את לב לסיפון, העקומה אדום מציין לב שבור שמאלה. ציר הזמן הוא nondimensionalized לפי אורך מהירות, אקורד חופשי זרם. מקדם המתאם בין שני אלה הסיפורים זמן הוא r = −0.53, המציינת אינטראקציה עם אנטי-סימטרית חזקה של לב פירוט מיקום תנודות. תוצאה זו מסכים עם עבודתם של אחרים13,19,20.
איור 3 מראה את מבנה הזרימה לב בחתך אורכי- α = 34 ° ו- Re = 75,000. התמונה המקורית נכבשה על ידי מצלמה דיגיטלית בטופס RGB, עם משך חשיפה של 1/500 שניות. באיור זה הוא הקואורדינטה מנורמל לפי אורך אקורד כנף דלתא. מידה 10 מ מ מותווים בפינה הימנית העליונה עבור ההפניה. התוצאה מדגים בבירור לב הליבה הראשית, אשר מתפתחת מהקצה של האגף דלתא במורד הזרם בקו ישר. ליד המיקום ב- x = 0.19 c, הליבה מערבולת לפתע מתרחב. זה נקרא את הקצה המוביל מערבולת התמוטטות9,21. לאחר התמוטטות למיקום, בעקבות הופך סוער. מסביב לגרעין לב ראשי יש מבנים טרנדו קטנים. Substructures אלה מקורן הקצוות המובילים ו מערבולת סביב הליבה הראשית מערבולת בתוך סיכום הטיה שכבה12,22,23. Substructures עובר לתוך השכבה הפנימית של הלב, צורתם נמתחת עקב הרכיב מהירות גבוהה יחסית בכיוון האורך בקרבת הגרעין מערבולת. במהלך הניסוי, הוא ציין כי מבנה הזרימה הלב הוא די נייח, מלבד במיקום התמוטטות לב. תוצאה זו מראה כי זו שיטת הדמיה זרימה עשן להשיג איזון טוב בין המבנה מקומי קטן זרימה והתפתחות מבנה הזרימה הכללית.
איור 4 מציג את התמונות חלקיקים טיפוסי באזור 64 x 64 פיקסלים, שנלכד PIV מדידה. באזור החקירה 32 x 32 פיקסלים במסגרת A, ישנם 10 חלקיקים מזוהה, מסומן על ידי עיגולים צהובים. לאחר מרווח הזמן בין שתי מסגרות, החלקיקים תחסיר למיקומים חדשים, כפי שמוצג מסגרת ב'... Displacements הן כרבע של האזור החקירה, וכתוצאה מכך כמעט 70% בחפיפה בין האזורים האלה החקירות. בנוסף, כמעט כל החלקיקים נשארים בתוך המטוס גיליון בלייזר, המציין כי הפרמטרים ההתקנה נבחרו בהתאם למקרה הזה.
איור 5 מראה את התוצאות PIV זמן ממוצע בסעיפים קרוס streamwise spanwise. לפני מדידות אלה מבוצעות, הדמיית זרימה עשן משופרת מבוצע כדי לזהות את מיקום הליבה מערבולת העיקרי, ביצוע שלבים 2.1.1 - 2.1.3. הקואורדינטות באיור 5 הם מנורמל אורך כנף דלתא אקורד c , אורך semispan המקומי SL. ערבוליות <img alt="Equation 4" src="/files/ftp_upload/57244/57244eq4.jpg"> הוא מנורמל כמו ω * = ωU∞/c. על פי תוצאה זו, הליבה מערבולת הראשי ניתן לזהות בקלות על ידי הקו פיתול של vorticities חיוביים ושליליים, הוא מסומן על ידי הקו המקווקו שחור. העליון ואת התחתון אזורים, הרבדים הטיה מתגלגל להראות vorticities גדולים. Λci קריטריון24,25 משמש כדי לזהות את מערבולות מ PIV מדידה. איור 5, הקווים מוצק ממחישים את האזור עם כוח מתערבל המקומי נמוכה מ- 0, המצביע על קיומן של מערבולות. ליד הליבה, substructures נמתחים, אינם מופיעים בכוח מתערבל קו המתאר. עם זאת, קווי המתאר של ערבוליות מרוכז עדיין מציעה את substructures כאן, מסומן על ידי קו מנוקד לבן. ב- איור 5b, המפה וקטור מהירות ממחיש בבירור בכל צד, הזרם מפריד בחוד ויוצר שכבה גזירה חזקים, המתגלגלת מאוחר יותר לתוך המרכז לב. משלים מבנה הזרימה חתך הרוחב streamwise, מבנה הזרימה spanwise מראה בבירור את התפתחות substructures טרנדו החיצוני.
<img alt="Figure 1" class="xfigimg" src="/files/ftp_upload/57244/57244fig1.jpg"> איור 1: תרשים של כיוונונים. (א) המודל כנף דלתא; (b-d) setups למדידה PIV חתך האורך הרוחב, חתך הרוחב spanwise ו את חתך רוחבי, בהתאמה. <a href="https://cloudflare-jove-com.bdigitaluss.remotexs.co/files/ftp_upload/57244/57244fig1large.jpg" target="_blank">אנא לחץ כאן כדי להציג גירסה גדולה יותר של הדמות הזאת.</a>
<img alt="Figure 2" class="xfigimg" src="/files/ftp_upload/57244/57244fig2.jpg"> איור 2: מדידה של המיקום התמוטטות לב. (א) תוצאה הדמיית זרימה עשן המציגה את מבנה מתקדמים מערבולת חתך רוחבי: α = 34 ° ו- Re = 50,000; האזור המסומן מסובב, עיבוד נוסף. (b) תמונה בינארי של האזור המסומן ב (א), מראה בבירור את לב ליבה של התמוטטות. (ג) הסיכום של כל עמודה בתמונה בינארי (b) ואת המיקום מזוהה של התמוטטות לב לכיוון streamwise (x-כיוון), מנורמל על ידי אורך אקורד c. (ד) זמן הסיפורים של המיקומים התמוטטות לב. <img alt="Equation 5" src="/files/ftp_upload/57244/57244eq5.jpg"> הוא המיקום זמן ממוצע של <img alt="Equation 6" src="/files/ftp_upload/57244/57244eq6.jpg"> הוא המרחק מיידית למצב זמן ממוצע. <a href="https://cloudflare-jove-com.bdigitaluss.remotexs.co/files/ftp_upload/57244/57244fig2large.jpg" target="_blank">אנא לחץ כאן כדי להציג גירסה גדולה יותר של הדמות הזאת.</a>
<img alt="Figure 3" class="xfigimg" src="/files/ftp_upload/57244/57244fig3.jpg"> איור 3: המבנה מתקדמים מערבולת חתך אורכי- α = 34 ° ו- Re = 75,000, המתקבל את הדמיית זרימה עשן. <a href="https://cloudflare-jove-com.bdigitaluss.remotexs.co/files/ftp_upload/57244/57244fig3large.jpg" target="_blank">אנא לחץ כאן כדי להציג גירסה גדולה יותר של הדמות הזאת.</a>
<img alt="Figure 4" class="xfigimg" src="/files/ftp_upload/57244/57244fig4.jpg"> איור 4: חלקיק תמונות באזור 64 x 64 פיקסלים. האזור המקביל החקירה הוא 32x32 פיקסלים. מרווח הזמן בין מסגרות A ו- B הוא מיקרו 80. החלקיקים מזוהה באזור החקירה המקורית מסומנים באמצעות עיגולים צהובים. <a href="https://cloudflare-jove-com.bdigitaluss.remotexs.co/files/ftp_upload/57244/57244fig4large.jpg" target="_blank">אנא לחץ כאן כדי להציג גירסה גדולה יותר של הדמות הזאת.</a>
<img alt="Figure 5" class="xfigimg" src="/files/ftp_upload/57244/57244fig5.jpg"> איור 5: PIV זמן ממוצע תוצאות. () שהוא ערבוליות ω * מתאר עם קווים מלאים לסימון שהאזורים עם כוח מתערבל מקומי נמוך יותר לטיל את חתך האורך. (b) Dimensionless ערבוליות ω * מתאר עם מהירות וקטורים בחתך הרוחב spanwise ב x = 0.4c; קואורדינטות נמצאים מנורמל האורך semispan המקומי של SL (α = 34 ° ו- Re = 50,000). <a href="https://cloudflare-jove-com.bdigitaluss.remotexs.co/files/ftp_upload/57244/57244fig5large.jpg" target="_blank">אנא לחץ כאן כדי להציג גירסה גדולה יותר של הדמות הזאת.</a>

Watch this Scientific Journal Video about Experimental Investigation of the Flow Structure over a Delta Wing Via Flow Visualization Methods at JoVE.com

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

כאן, אנו מציגים פרוטוקול להתבונן זורם טרנדו לא יציב מעל כנף דלתא בטכניקה הדמיית זרימה עשן ששונה ולחקור את המנגנון האחראי על תנודות של המיקומים פירוק מתקדמים מערבולת.

חקירה נסיונית של מבנה הזרימה מעל כנף דלתא באמצעות שיטות הדמיה זרימה

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 ...

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

Nanyang Technological University

Research

Education

JoVE Journal

JoVE Core

Civil Engineering

Mechanical Engineering

Engineering

Unit 1

Flow over Immersed Bodies

Force Vectors

SCIENTISTS IN ACTION

10.5K Views.  Hong Kong Polytechnic University. כאן, אנו מציגים פרוטוקול להתבונן זורם טרנדו לא יציב מעל כנף דלתא בטכניקה הדמיית זרימה עשן ששונה ולחקור את המנגנון האחראי על תנודות של המיקומים פירוק מתקדמים מערבולת.

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

Investigating the Three-dimensional Flow Separation Induced by a Model Vocal Fold Polyp

The fluid-structure energy exchange process for normal speech has been studied extensively, but it is not well understood for pathological conditions. Polyps and nodules, which are geometric abnormalities that form on the medial surface of the vocal folds, can disrupt vocal fold dynamics and thus can have devastating consequences on a patient&#39;s ability to communicate. Our laboratory has reported particle image velocimetry (PIV) measurements, within an investigation of a model polyp located on the medial surface of an in&#160;vitro driven vocal fold model, which show that such a geometric abnormality considerably disrupts the glottal jet behavior. This flow field adjustment is a likely reason for the severe degradation of the vocal quality in patients with polyps. A more complete understanding of the formation and propagation of vortical structures from a geometric protuberance, such as a vocal fold polyp, and the resulting influence on the aerodynamic loadings that drive the vocal fold dynamics, is necessary for advancing the treatment of this pathological condition. The present investigation concerns the three-dimensional flow separation induced by a wall-mounted prolate hemispheroid with a 2:1 aspect ratio in cross flow, i.e. a model vocal fold polyp, using an oil-film visualization technique. Unsteady, three-dimensional flow separation and its impact of the wall pressure loading are examined using skin friction line visualization and wall pressure measurements.

Vocal fold polyps can disrupt vocal fold dynamics and thus can have devastating consequences on a patient&#39;s ability to communicate. Three-dimensional flow separation induced by a wall-mounted model polyp and its impact on the wall pressure loading are examined using particle image velocimetry, skin friction line visualization, and wall pressure measurements.

חקירת הפרדת הזרימה התלת מימדית הנגרמת על ידי מודל פוליפ קיפול ווקאלי

The fluid-structure energy exchange process for normal speech has been studied extensively, but it is not well understood for pathological conditions. ...

Bioengineering

Experimental Investigation of Secondary Flow Structures Downstream of a Model Type IV Stent Failure in a 180&#176; Curved Artery Test Section

The arterial network in the human vasculature comprises of ubiquitously present blood vessels with complex geometries (branches, curvatures and tortuosity). Secondary flow structures are vortical flow patterns that occur in curved arteries due to the combined action of centrifugal forces, adverse pressure gradients and inflow characteristics. Such flow morphologies are greatly affected by pulsatility and multiple harmonics of physiological inflow conditions and vary greatly in size-strength-shape characteristics compared to non-physiological (steady and oscillatory) flows 1 - 7.
Secondary flow structures may ultimately influence the wall shear stress and exposure time of blood-borne particles toward progression of atherosclerosis, restenosis, sensitization of platelets and thrombosis 4 - 6, 8 - 13. Therefore, the ability to detect and characterize these structures under laboratory-controlled conditions is precursor to further clinical investigations.
A common surgical treatment to atherosclerosis is stent implantation, to open up stenosed arteries for unobstructed blood flow. But the concomitant flow perturbations due to stent installations result in multi-scale secondary flow morphologies 4 - 6. Progressively higher order complexities such as asymmetry and loss in coherence can be induced by ensuing stent failures vis-&#224;-vis those under unperturbed flows 5. These stent failures have been classified as &#34;Types I-to-IV&#34; based on failure considerations and clinical severity 14.
This study presents a protocol for the experimental investigation of the complex secondary flow structures due to complete transverse stent fracture and linear displacement of fractured parts (&#34;Type IV&#34;) in a curved artery model. The experimental method involves the implementation of particle image velocimetry (2C-2D PIV) techniques with an archetypal carotid artery inflow waveform, a refractive index matched blood-analog working fluid for phase-averaged measurements 15 - 18. Quantitative identification of secondary flow structures was achieved using concepts of flow physics, critical point theory and a novel wavelet transform algorithm applied to experimental PIV data 5, 6, 19 - 26.

Stent implants in stenosed arterial curvatures are prone to "Type IV" failures involving the complete transverse fracture of stents and linear displacement of the fractured parts. We present a protocol for detection of secondary flow (vortical) structures in a curved artery model, downstream of clinically relevant "Type IV" stent failures.

חקירה ניסויית של מבנים זרימה משני Downstream של כישלון IV סטנט דגם הקלד סעיף מבחן עורק 180 ° מפותל

The arterial network in the human vasculature comprises of ubiquitously present blood vessels with complex geometries (branches, curvatures and ...

Simultaneous Measurement of Turbulence and Particle Kinematics Using Flow Imaging Techniques

Numerous problems in scientific and engineering fields involve understanding the kinematics of particles in turbulent flows, such as contaminants, marine micro-organisms, and/or sediments in the ocean, or fluidized bed reactors and combustion processes in engineered systems. In order to study the effect of turbulence on the kinematics of particles in such flows, simultaneous measurements of both the flow and particle kinematics are required. Non-intrusive, optical flow measurement techniques for measuring turbulence, or for tracking particles, exist but measuring both simultaneously can be challenging due to interference between the techniques. The method presented herein provides a low cost and relatively simple method to make simultaneous measurements of the flow and particle kinematics. A cross section of the flow is measured using a particle image velocimetry (PIV) technique, which provides two components of velocity in the measurement plane. This technique utilizes a pulsed-laser for illumination of the seeded flow field that is imaged by a digital camera. The particle kinematics are simultaneously imaged using a light emitting diode (LED) line light that illuminates a planar cross section of the flow that overlaps with the PIV field-of-view (FOV). The line light is of low enough power that it does not affect the PIV measurements, but powerful enough to illuminate the larger particles of interest imaged using the high-speed camera. High-speed images that contain the laser pulses from the PIV technique are easily filtered by examining the summed intensity level of each high-speed image. By making the frame rate of the high-speed camera incommensurate with that of the PIV camera frame rate, the number of contaminated frames in the high-speed time series can be minimized. The technique is suitable for mean flows that are predominantly two-dimensional, contain particles that are at least 5 times the mean diameter of the PIV seeding tracers, and are low in concentration.

The technique described herein offers a low cost and relatively simple method to simultaneously measure particle kinematics and turbulence in flows with low particle concentrations. The turbulence is measured using particle image velocimetry (PIV), and particle kinematics are calculated from images obtained with a high-speed camera in an overlapping field-of-view.

מדידה סימולטני של מערבולת, קינמטיקה של חלקיקים באמצעות זרימת טכניקות הדמיה

Numerous problems in scientific and engineering fields involve understanding the kinematics of particles in turbulent flows, such as contaminants, marine ...

Airfoil Behavior: Pressure Distribution over a Clark Y-14 Wing

Source: David Guo, College of Engineering, Technology, and Aeronautics (CETA), Southern New Hampshire University (SNHU), Manchester, New Hampshire
An airfoil is a 2-dimensional wing section that represents critical wing performance characteristics. The pressure distribution and lift coefficient are important parameters that characterize the behavior of airfoils. The pressure distribution is directly related to the lift generated by airfoils. A Clark Y-14 airfoil, which is used in this demonstration, has a thickness of 14% and is flat on the lower surface from 30% of chord length to the back.
Here we will demonstrate how the pressure distribution around an airfoil is measured using a wind tunnel. A Clark Y-14 airfoil model with 19 pressure ports is used to collect pressure data, which is used to estimate the lift coefficient.

התנהגות חיל האוויר: התפלגות לחץ על כנף קלארק Y-14

Source: David Guo, College of Engineering, Technology, and Aeronautics (CETA), Southern New Hampshire University (SNHU), Manchester, New Hampshire
An ...

JoVE Science Education

Aeronautical Engineering

Turbulence Sphere Method: Evaluating Wind Tunnel Flow Quality

Source: Jose Roberto Moreto and Xiaofeng Liu, Department of Aerospace Engineering, San Diego State University, San Diego, CA
Wind tunnel tests are useful in the design of vehicles and structures that are subjected to airflow during their use. Wind tunnel data are generated by applying a controlled air flow to a model of the object being studied. The test model usually has a similar geometry but is a smaller scale compared to the full-sized object. To ensure accurate and useful data is collected during low speed wind tunnel tests, there must be a dynamic similarity of the Reynolds number between the tunnel flow field over the testing model and the actual flow field over the full-sized object.
In this demonstration, wind tunnel flow over a smooth sphere with well-defined flow characteristics will be analyzed. Because the sphere has well-defined flow characteristics, the turbulence factor for the wind tunnel, which correlates the effective Reynolds number to the test Reynolds number, can be determined, as well as the free-stream turbulence intensity of the wind tunnel.

Turbulence Measurements at Varying Air Speeds

שיטת כדור מערבולת: הערכת איכות זרימת מנהרת הרוח

Source: Jose Roberto Moreto and Xiaofeng Liu, Department of Aerospace Engineering, San Diego State University, San Diego, CA
Wind tunnel tests are useful ...

Cross Cylindrical Flow: Measuring Pressure Distribution and Estimating Drag Coefficients

Source: David Guo, College of Engineering, Technology, and Aeronautics (CETA), Southern New Hampshire University (SNHU), Manchester, New Hampshire
The pressure distributions and drag estimations for cross cylindrical flow have been investigated for centuries. By ideal inviscid potential flow theory, the pressure distribution around a cylinder is vertically symmetric. The pressure distribution upstream and downstream of the cylinder is also symmetric, which results in a zero-net drag force. However, experimental results yield very different flow patterns, pressure distributions and drag coefficients. This is because the ideal inviscid potential theory assumes irrotational flow, meaning viscosity is not considered or taken into account when determining the flow pattern. This differs significantly from reality.
In this demonstration, a wind tunnel is utilized to generate a specified airspeed, and a cylinder with 24 ports of pressure is used to collect pressure distribution data. This demonstration illustrates how the pressure of a real fluid flowing around a circular cylinder differs from predicted results based on the potential flow of an idealized fluid. The drag coefficient will also be estimated and compared to the predicted value.

Cross Cylindrical Flow: Pressure Distribution &amp; Drag Coefficients

זרימה גלילית צולבת: מדידת התפלגות לחץ והערכת מקדמי גרירה

Source: David Guo, College of Engineering, Technology, and Aeronautics (CETA), Southern New Hampshire University (SNHU), Manchester, New Hampshire
The ...

Schlieren Imaging: A Technique to Visualize Supersonic Flow Features

Source: Jose Roberto Moreto, Jaime Dorado, and Xiaofeng Liu, Department of Aerospace Engineering, San Diego State University, San Diego, CA
Military jet fighters and projectiles can fly at incredible speeds that exceed the speed of sound, which means they are traveling at a supersonic speed. The speed of sound is the speed at which a sound wave propagates through a medium, which is 343 m/s. Mach numbers are used to gauge the flight speed of an object relative to the speed of sound.
An object traveling at the speed of sound would have a Mach number of 1.0, whereas an object traveling faster than the speed of sound has a Mach number greater than 1.0. The compressibility effects of air must be accounted for when traveling at such speeds. A flow is considered compressible when the Mach number is greater than 0.3. In this demonstration, Mach 2.0 supersonic flow over a cone will be analyzed by visualizing the formation of shock waves and compression waves in compressible flow using a Schlieren system.

Schlieren Imaging: Visualization of Supersonic Flow Features

שלירן הדמיה: טכניקה לדמיין תכונות זרימה על קולית

Source: Jose Roberto Moreto, Jaime Dorado, and Xiaofeng Liu, Department of Aerospace Engineering, San Diego State University, San Diego, CA
Military jet ...

Flow Visualization in a Water Tunnel: Observing the Leading-edge Vortex Over a Delta Wing

Source: Jose Roberto Moreto, Gustaaf Jacobs and Xiaofeng Liu, Department of Aerospace Engineering, San Diego State University, San Diego, California
The delta wing, shown in Figure 1D, is a popular design in high-speed airplanes due to its superb performance in transonic and supersonic flight regimes. This type of wing has a small aspect ratio and high sweep angle, which reduces drag at high subsonic, transonic and supersonic flight regimes. The aspect ratio is defined as the wing span divided by the average chord <img align="middle" src="/files/ftp_upload/10459/10459eq1a.jpg" />.
An important advantage of the delta wing is its high stall angle. The stall of a delta wing is delayed compared to the stall of a high aspect ratio wing. This is because the lift of a delta wing is enhanced by the leading-edge vortex over the wing.
An effective way to observe this vortex flow phenomenon and study the vortex breakdown in a delta wing is by visualizing the flow in a water tunnel. By injecting dye in the flow surrounding a model from dye ports on the leading-edge, the vortex development and breakdown can be observed and its position measured. The data can also be used to estimate the stall angle.
<img src="/files/ftp_upload/10459/10459fig1.jpg" />
Figure 1. Typical wing planform shapes: A) Rectangular, with constant chord along span, B) elliptical, C) tapered, with variable chord along the span, and D) delta wing, an aft-swept wing with zero taper ratio.

Flow in a Water Tunnel: Leading-edge Vortex over a Delta Wing

הדמיה של זרימה במנהרת מים: התבוננות במערבולת המובילה מעל כנף דלתא

Source: Jose Roberto Moreto, Gustaaf Jacobs and Xiaofeng Liu, Department of Aerospace Engineering, San Diego State University, San Diego, California
The ...

Surface Dye Flow Visualization: A Qualitative Method to Observe Streakline Patterns in Supersonic Flow

Flow visualization around or on a body is an important tool in aerodynamics research. It provides a method to qualitatively and quantitatively study flow structure, and it also helps researchers theorize and verify fluid flow behavior. Flow visualization can be divided into two categories: off-the-surface visualization and surface flow visualization. Off-the-surface flow visualization techniques involve determining the flow characteristics around the body of interest. They include but are not restricted to particle image velocimetry (PIV), Schlieren imaging, and smoke flow visualization. These techniques can provide qualitative as well as quantitative data on the flow around a body. However, these techniques are generally expensive and difficult to set-up. Surface flow visualization techniques, on the other hand, involve coating the body of interest with a dye to study flow on the surface. These techniques, which are more invasive in practice, include dye flow visualization and, more recently, use pressure-sensitive paint, which gives a detailed image of the flow on the body&#39;s surface. This allows researchers to visualize different flow features, including laminar bubbles, boundary layer transitions, and flow separation. Dye flow visualization, the technique of interest in the current experiment, provides a qualitative picture of the surface flow and is one of the simplest and most cost-effective surface flow visualization methods, specifically for visualizing gaseous flows on a body.
In this experiment, the surface flow behavior on six bodies are studied in supersonic flow. The streakline patterns are obtained using the dye flow visualization technique, and the flow paths, degree of flow attachment and separation, and location and type of shocks are identified and studied from the flow images.

Surface Dye Flow: Streakline Patterns in Supersonic Flow

הדמיה של זרימת צבע פני השטח: שיטה איכותית להתבוננות בדפוסי סטריקלין בזרימה על-קולית

Flow visualization around or on a body is an important tool in aerodynamics research. It provides a method to qualitatively and quantitatively study flow ...

Measuring Turbulent Flows

Source: Ricardo Mejia-Alvarez and Hussam Hikmat Jabbar, Department of Mechanical Engineering, Michigan State University, East Lansing, MI
Turbulent flows exhibit very high frequency fluctuations that require instruments with high time-resolution for their appropriate characterization. Hot-wire anemometers have a short enough time-response to fulfill this requirement. The purpose of this experiment is to demonstrate the use of hot-wire anemometry to characterize a turbulent jet.
In this experiment, a previously calibrated hot-wire probe will be used to obtain velocity measurements at different positions within the jet. Finally, we will demonstrate a basic statistical analysis of the data to characterize the turbulent field.

Measuring Turbulent Flows Using Hot-Wire Anemometers

מדידת זרמים סוערים

Source: Ricardo Mejia-Alvarez and Hussam Hikmat Jabbar, Department of Mechanical Engineering, Michigan State University, East Lansing, MI
Turbulent flows ...