Name: experimental investigation of the flow structure over a delta wing via flow visualization methods
Uploaded: 2018-04-23T15:00:00.000+00:00
Duration: 9 min 17 s
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著者は香港研究助成評議会 (no を感謝したい.GRF526913)、香港の技術革新と技術委員会 (いいえ。ITS/334/15FP)、および米国のオフィスの海軍研究のグローバル (いいえ。N00014-16-1-2161) の金融支援。

1. 風洞セットアップ
<ol><li>デルタ翼モデル
	<ol>
<li>75 ° のスイープ角度φで弦長c 280 mm、150 mm のルート スパンb 5 mm の厚さのアルミニウムからデルタ翼モデルを構築します。両方の縁を分離点17の修正に 35 ° で面取りがある (図 1a参照)。</li>
	</ol></li>
	<li>風洞実験施設
	<ol>
<li>2.4 m (長さ) × 0.6 m (幅) × 0.6 m (高さ) 実験中に光アクセスを許可するガラスの壁が装備されているテスト セクションの閉ループ低速風洞実験における実験を行います。このような施設の乱流強度は 0.4% 未満にする必要があります。 注意: 本研究で使用して風洞、香港理工大学で上記の特徴を持つ。また、典型的な飛行範囲は、デルタ翼の弦長に基づく主流速度U∞ 2.64 m/s 〜 10.56 m/s 2 × 105、5 × 104からレイノルズ数、日時に対応するため、無人機 (UAV)。</li>
		<li>、必要に応じて、レーザー シートと、カメラの縦の断面、スパン断面直交断面の流れ構造を観察するのに 3 さまざまな配置 (図 1b-d を参照) を使用します。セットアップの回路図は図 1 bに示します。 注: このプロトコルは、セットアップと詳細の縦の断面で測定を示しています。</li>
	</ol></li>
	<li>デルタ翼をインストールします。
	<ol>
<li>迎え角 (AoA)、 αを調整するために使用される円運動ガイドにあるスティングのデルタ翼の後縁を修正します。円形のガイドの中心は、風トンネルのテスト セクションの中央線です。したがって、デルタ翼のセンターは常にテスト セクションの中心にすることができます。Αに AoA を調整 = 34 °。</li>
		<li>あらゆるヨー角を最小限に抑え、ロール角、角度計、3 軸制御レーザー レベルの読み方を確認することでデルタ翼モデルを慎重に調整します。現在の研究では、これらの 2 つの角度の不確実性は 0.1 ° 未満です。</li>
	</ol></li>
	<li>レーザー シートを設定します。
	<ol>
<li>PIV 計測と煙の流れの可視化の流れ構造を照らすため別々 に 2 つのレーザーを使用します。<ol>
<li>PIV 計測用デュアル パルス レーザー波長 532 nm、パルスごとの (調節可能な) 600 の mJ の最大エネルギー。トランジスタ-トランジスタ ロジック (TTL) 信号 (図 1b参照) にシンクロナイザーとそれを制御します。</li>
			<li>波長 532 の連続レーザーを使用する煙の流れの可視化の nm と 1 W のパワーこの連続レーザーは独立して動作します。セットアップのインストール時に安全のためレーザー光をフィルターに透過率 10% 中性密度フィルターを使用します。</li>
		</ol>
</li>
		<li>適切なレーザーのゴーグルを着用します。</li>
		<li>風洞にレーザービームを導入する反射ミラーを調整します。レーザー光軸とミラー間の角度が<img alt="Equation 1" src="/files/ftp_upload/57244/57244eq1.jpg">、レーザービームをデルタ翼表面に対して垂直にします。確実にx位置周りレーザービーム/c ≅ 0.25、後で視野 (FOV) の中心となります。</li>
		<li>図 1 bに示すように、レーザー シートを形成する (最初の連続レーザー) レーザー光学をインストールします。凸型レンズを使用して、レーザー ビーム径 (板厚も) を制御します。円筒のレンズは、レーザー光をレーザー シートに展開します。 注: 現在の研究では、円筒のレンズの焦点距離は 700 mm、円筒のレンズの直径は 12 mm。</li>
		<li>モデルのレーザー ラインを測定することによってレーザー シートの厚さを確認してください。レーザー シート厚さが適していない場合凸のレンズの位置を調整 (ここでは、テストでは約 100 mm のレーザー シートの有効幅 1 mm 程度)。レーザー シートの厚さは 1) レーザー シートと 2) PIV 計測におけるスナップショットのペア間の時間間隔に法線方向の速度成分に依存していることに注意してください。</li>
		<li>デルタ翼で、その表面のレーザー シートを一致にキャリブレーション ターゲット プレートを置きます。現在の研究では FOV が風洞座標に直交ではないために、この手順は不可欠です。</li>
	</ol></li>
	<li>カメラのセットアップ
	<ol>
<li>レーザーをオフにカメラを設定するときに。、レーザーで、この実験の各独立部分の 2 つのカメラを使用します。<ol>
<li>PIV 計測、2048 × 2048 ピクセルの解像度と高速の CCD カメラを使用します。このカメラは、シンクロナイザーとデュアル パルスによって制御レーザー (図 1b参照)。このカメラのデータは、コンピューターに直接送信されます。</li>
			<li>煙の流れの可視化のため煙の流れの可視化の間に 4,000 × 6,000 ピクセルのスナップショットの解像度 720 × 1280 ピクセルの解像度で 50 Hz ビデオ録画と商業のデジタル カメラを使用します。それは手動で運営されます。</li>
		</ol>
</li>
		<li>カメラの位置 (最初の商業デジタル カメラ) を移動すると、目的の視野を得る。キャリブレーション ターゲット板に集中するカメラのレンズを調整します。フィールド全体が焦点を当てていることを確認します。ない場合は、カメラの座標を直交キャリブレーション ターゲット板にできない場合があります。したがって、調整するカメラの位置を慎重に18。</li>
		<li>カメラがよくセットした後、いくつかのフレームを取る。後、キャリブレーション ターゲット板のこれらのフレームは、実際のサイズとフレームのピクセルの間のスケール ファクターを調整して xyz 座標の参照位置を識別するために使用されます。その後、キャリブレーション ターゲット プレートを取り外します。</li>
	</ol></li>
	<li>(例えば、3 m/s) の低速風洞および風洞に油の粒子を注入します。2.5 バーでエアロゾル発生器の圧力を設定し、30 の動作済みシードの流れの可視化手法の s。この後、全体の風洞は、通常直径約 1 μ m で油の粒子を均一にシードされます。 注: 現在の研究では、風洞実験における推定オイル粒子密度濃度は約<img alt="Equation 2" src="/files/ftp_upload/57244/57244eq2.jpg">の煙の流れの可視化;風洞実験における全体的な流れ密度の変化は、したがって、 <img alt="Equation 3" src="/files/ftp_upload/57244/57244eq3.jpg"> </img>。</li>
	<li>PIV ソフトウェア セットアップ
	<ol>
<li>PIV ソフトウェアと PIV システムの制御 (材料の表を参照してください)。このソフトウェアは、図 1 bに示すように、レーザーやカメラに TTL 信号を送信するシンクロナイザを一望できます。</li>
		<li>500 の総サンプル数を 5 Hz でサンプリング周波数を設定します。PIV のフレーム間の時間間隔は 80 μ s。 時間間隔は FOV、流速のサイズに依存していることに注意。50-75% の重複に関する 2 つのフレームで尋問エリアがあることを確認します。</li>
	</ol></li>
</ol>2. 実験の実行
<ol><li>
煙の流れの可視化を向上
	<ol>
<li>目的の主流速度で風洞をオンに (U = 2.64 m/s)。主流速度を安定させるために 10 分のためにそれを実行します。日時= 50,000、主流速度がU = 2.64 m/s。</li>
		<li>連続レーザーをオンにします。5-10 フロー構造のスナップショットをキャプチャするのにには、デジタル カメラを使用します。</li>
		<li>レーザー シート レフ コアの縦の断面でかどうかを確認 (図 3に示すように典型的な構造を参照してください)。もしそうなら、マーク後の PIV 計測のための参照としてデルタ翼のモデルにこの位置そうでなければ、光学レンズを調整することによってレーザー シートの位置を変更し、手順 1.4.6 - 1.5.3 校正をリセットします。</li>
		<li>それらのイメージを確認し、フォーカスと明るさをチェックします。画像の品質に満足できない場合は、レンズまたは ISO 設定の絞りを調整します。</li>
		<li>多くのスナップショット (通常約 20) と動画の撮影 (約 40 秒) 適切なセットアップを。レーザーの電源を切り、コンピューターにデータを転送します。</li>
	</ol>
</li>
	<li>
PIV 計測
	<ol>
<li>2.1.3 ステップとステップ 2.1.5 からスナップショットの結果から知られている参照の位置に基づいて、興味深い地域を選択 (x/c≒ 0.3) 渦構造を観察することができます fov。連続レーザーと PIV 計測用 CCD カメラとデュアル パルス レーザーとデジタル カメラを交換してください。</li>
		<li>1.4.6 - 1.5.3 PIV 計測のためのキャリブレーションを記録するための手順を繰り返します。</li>
		<li>目的の主流速度Uで風洞をオン = 2.64 m/s. 主流速度が安定する 10 分のためにそれを実行します。</li>
		<li>デュアル パルス レーザーで最高の電力レベルを調整し、スタンドします。ソフトウェアを使用して 100 のデータ集録を開始 s。データの記録が終了したら、レーザー ヘッドを無効に。</li>
		<li>ソフトウェアで取得した画像を確認し、レーザー シート分布、粒子密度 (通常必要な尋問各地区 6-10 粒子)、フォーカス、およびダブル フレーム (尋問の 25-50% の間の粒子変位をチェックエリア)。</li>
		<li>2.2.5 の手順で説明するよう、画像の品質が、満足のいく場合。 PC のハード ディスクにデータを保存し、上記の手順を繰り返すことによって以外の場合を実行します。そうでなければ、手順 1.7 および 2.2、慎重に調整してセットアップ。</li>
	</ol>
</li>
</ol>3. データ処理
<ol><li>
煙可視化を向上 注: 次の手順、3.1.1-3.1.4、MATLAB コードによって自動的に行われます (符号化する補足のファイルを参照してください)。<ol>
<li>ビデオをフレームのシーケンスに変換します。RGB 形式のフレームをグレースケールに変換します。デルタ翼表面が水平になるには、フレームを回転させます。後の処理が (図 2 a) の関心の領域を選択します。</li>
		<li>明るさと流れの構造を強調するためコントラストを調整します。バイナリ イメージ (図 2 b) に画像を変換に適応的しきい値を適用します。</li>
		<li>各列のバイナリ値を追加し、合計が突然変化する位置を見つけます。この位置は渦の内訳場所 (図 2 c) です。</li>
		<li>渦崩壊の場所およびそれらの対応する時間を記録します。こうして破壊振動の時間的変化が得られます。</li>
		<li>実際のサイズ ピクセルからの時間履歴を変換して基準位置を識別するためにピクセルのサイズの尺度 (1.5.3 の手順でキャリブレーション ターゲット プレートを使用して画像から測定) を使用します。内訳振動の時間履歴をプロットします。</li>
	</ol>
</li>
	<li>
PIV 計測
	<ol>
<li>PIV ソフトウェアを実行します。スケール ファクターと座標の基準位置を設定するのには、2.2.2 の手順で取得した画像を使用します。粒子をハイライトし、削減ノイズ18画像処理ライブラリを介して取得したデータを前処理します。</li>
		<li>32 × 32 ピクセルの最小グリッド サイズと 50% の最小重複適応尋問エリア メソッドを使用します。イメージの領域を選択し、適応の相互相関の 3 x 3 ベクトル検証を設定します。</li>
		<li>結果は速度ベクトル場として与えられる、青いベクトル正しいベクトルが、緑色のものは置換のベクトルと赤い物が悪いベクトル。</li>
		<li>その周辺地域のベクトルを比較することによってローカルの速度を推定する平均の検証メソッドを移動 3 x 3 を適用します。近所の人たちの平均近所の人たちからあまり逸脱ベクトルを交換してください。</li>
		<li>時間の歴史、例えば時間平均速度、標準偏差、速度成分間の相関の流動特性を取得する速度マップのベクトル統計を計算します。流れ場、例えば、渦度、せん断応力と旋回力の内部機能を示すベクトル マップからスカラーのデリバティブを計算します。</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. 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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. 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この記事は、2 つの流れの可視化手法、改善された煙の流れの可視化と PIV 計測、定性的・定量的デルタ翼上の流れ構造を調査するを示します。実験の一般的な手順がステップバイ ステップで説明します。これらの 2 つの方法の設定は、関連するデバイスが異なるほぼ同じです。これらの 2 つの流れの可視化手法の基本原理は、レーザー シートを介して流における粒子を照らすためです。改?...

可視化技術による流場計測、流体工学の基本的な手法です。異なる可視化技術の中でスモーク ワイヤ流れの可視化風洞実験と水槽実験で染料の可視化、質的フロー構造を説明するために最も広く使用されています。PIV レーザー ドップラー計 (LDA) は、2 つの標準的な定量的方法1.
スモーク ワイヤ流れの可視化、煙 streaklines を電熱線で油滴から生成、実験中に外側の煙の発電機/コンテナーから注入します。ハイパワー ライトまたはレーザー シートは、煙の streaklines を照らすに使用されます。画像はさらに分析のために記録されます。これは非常に役に立つ流れ可視化方法2が簡単です。ただし、この手法の有効性は、煙の線、複雑な三次元流れ場、流れの比較的高い速度と煙の発生3の効率の期間が短いなどの様々 な要因によって限定されます。
PIV 計測に混入粒子流れの断面はレーザー シートに照らされた、この断面内の粒子のインスタント位置が高速カメラで撮影されました。非常に小さな時間間隔内で画像のペアが記録されます。画像を尋問エリアのグリッドに分割し、相互相関関数による尋問エリアの粒子の平均運動を計算する、この観測断面で瞬時速度ベクトル マップを得ることが。ただし、観測窓、速度地図、平面直交速度、画像のペア間の時間間隔で速度マグニチュードの解像度のサイズなどの要因のための妥協に到達する必要があることをまた知られています。大きさと粒子密度4。したがって、多くの予備的実験は、実験の設定を最適化するために必要かもしれない。高価なと PIV 計測だけで5,6の未知の複雑な流れを調査する時間がかかるでしょう。上記の懸念を考慮した煙の流れの可視化・ PIV 計測を結合するための戦略を提案し、細長いデルタ翼の複雑な流れを研究に紹介します。
レフ流れデルタ翼の数多くの研究は、実施7、8流れの可視化技術の主要なツールとして使用されています。多くの興味深い流れ現象がみ: スパイラル タイプと泡タイプ渦故障9,10, 非定常せん断層構造11,12、レフ内訳場所13 の振動、ピッチングとヨーイングの効果角度14,,1516でフロー構造にしています。ただし、デルタ翼の流れのいくつかの非定常現象の基になるメカニズムは、不明7残ります。この作品ではスモーク ワイヤの代わりに、PIV 計測で使用される同じシード粒子を用いた煙の流れの可視化を改善する.この改善は大幅可視化の操作を簡素化し、画像の品質を向上させます。PIV 計測改良された煙の流れの可視化から結果に基づき, 定量的情報の獲得に興味のそれらの流れに焦点を当てください。
ここでは、詳細な説明は、風洞実験で流れの可視化実験を実施してデルタ翼の非定常流動現象を調査する方法について説明に提供されます。改良された煙の流れの可視化と PIV 計測の 2 つの可視化方法は、この実験で一緒に使用されます。プロシージャには、デバイスの設定とパラメーターの調整のステップ バイ ステップ ガイドが含まれています。典型的な結果は、時空間の複雑な流れ場を測定するためのこれらの 2 つの方法を組み合わせることの利点を示します。

<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

デルタ翼上の流れ場は一対のカウンター回転前縁渦 (レフ) によって支配されることが知られています。しかし、そのメカニズムはよくわかりません。流れの可視化は、時空間の複雑な流れ場を説明するために有望な非侵入型の方法です。基本的な流れの可視化のセットアップは、ハイパワー レーザーとレーザー シート、カメラ、トレーサー粒子ジェネレーター、データ プロセッサを生成する光学レンズで構成されます。風洞セットアップ、関連する、デバイスの仕様および対応するパラメーターの設定、取得するフロー機能に依存します。
通常のスモーク ワイヤ流れの可視化では、スモーク ワイヤを使用して、フローの streaklines を示します。ただし、このメソッドのパフォーマンスは、ときに複雑な流れ場において、空間解像度が低いによって制限されます。したがって、改善された煙流動可視化技術が開発されました。この手法は、同時に大規模なグローバル レフ流れ場と小規模なせん断層流れの構造を示しています後詳細な粒子画像流速測定法 (PIV) 計測の貴重な参考情報を提供します。
本稿では、デルタ翼の非定常流動現象を研究する改良された煙の流れの可視化・ PIV 計測のアプリケーションに示します。風洞のセットアップ、データ集録、データ処理など、プロシージャおよび実験を行うための注意事項が表示されます。代表の結果は、これらの 2 つの流れの可視化手法が定性的・定量的三次元流れ場を調査するための効果的なテクニックであることを示します。

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

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

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

流れ可視化手法によるデルタ翼上の流れ構造に関する実験的研究

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 ...

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10.5K ビュー.  Hong Kong Polytechnic University. ここでは、変更された煙流動の可視化手法を使用してデルタ翼に渦の非定常流れを観察し、前縁渦内訳場所の振動のメカニズムを調査するためのプロトコルを提案する.

ビデオ: 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.

モデルの声帯ポリープによる三次元流分離の調査

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

生物工学

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.

180°湾曲動脈テストセクションにおけるモデルIV型ステントの失敗の下流に二次流れ構造に関する実験的研究

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.

フロー イメージング技術を用いた粒子運動と乱流の同時測定

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

工学

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.

翼挙動:クラークY-14翼上の圧力分布

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

JoVE Science Education

航空工学

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

乱流球法:風洞流量の評価

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

円筒形のクロスフロー:圧力分布の測定とドラッグ係数の推定

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

シュリーレンイメージング:超音速流機能を可視化する技術

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

水洞における流れの可視化:デルタウィング上の最先端渦の観察

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

表面染料フロー可視化:超音速流のストリークラインパターンを観察する定性的方法

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

乱流を測定

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

流れ可視化手法によるデルタ翼上の流れ構造に関する実験的研究

要約

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モデルの声帯ポリープによる三次元流分離の調査

180°湾曲動脈テストセクションにおけるモデルIV型ステントの失敗の下流に二次流れ構造に関する実験的研究

フローイメージング技術を用いた粒子運動と乱流の同時測定

翼挙動:クラークY-14翼上の圧力分布

乱流球法:風洞流量の評価

円筒形のクロスフロー:圧力分布の測定とドラッグ係数の推定

シュリーレンイメージング:超音速流機能を可視化する技術

水洞における流れの可視化:デルタウィング上の最先端渦の観察

表面染料フロー可視化:超音速流のストリークラインパターンを観察する定性的方法

乱流を測定

流れ可視化手法によるデルタ翼上の流れ構造に関する実験的研究

要約

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モデルの声帯ポリープによる三次元流分離の調査

180°湾曲動脈テストセクションにおけるモデルIV型ステントの失敗の下流に二次流れ構造に関する実験的研究

フロー イメージング技術を用いた粒子運動と乱流の同時測定

翼挙動:クラークY-14翼上の圧力分布

乱流球法:風洞流量の評価

円筒形のクロスフロー:圧力分布の測定とドラッグ係数の推定

シュリーレンイメージング:超音速流機能を可視化する技術

水洞における流れの可視化:デルタウィング上の最先端渦の観察

表面染料フロー可視化:超音速流のストリークラインパターンを観察する定性的方法

乱流を測定

フローイメージング技術を用いた粒子運動と乱流の同時測定