Name: 基于流动可视化方法的三角洲机翼流动结构实验研究 (视频) | JoVE Journal
Uploaded: 2018-04-23T15:00:00.000+00:00
Duration: 9 min 17 s
Description: 了解基于改进烟流可视化技术的三角翼非定常涡流实验方法。该研究利用铝制三角翼模型在低速风洞中同时观测全局流场与精细涡结构，揭示前缘涡破裂位置的振荡机制，为空气动力学设计提供重要参考。

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作者感谢香港研究资助局（编号：GRF526913）、香港创新及科技委员会（编号：ITS/334/15FP）以及美国海军研究全球办公室（编号：N00014-16-1-2161）提供的经费支持。

1. 风洞设置
<ol>
	<li>三角翼模型
	<ol>
		<li>使用铝材制作一个三角翼模型，其后掠角 φ 为 75°，弦长 c 为 280 mm，根部展长 b 为 150 mm，厚度为 5 mm。将两个前缘均加工成 35° 的斜面，以固定分离点17（见图 1a）。</li>
	</ol>
	</li>
	<li>风洞设施
	<ol>
		<li>在闭式低速风洞中进行实验，其测试段尺寸为 2.4 m（长）× 0.6 m（宽）× 0.6 m（高），并配备玻璃壁，以便在实验过程中实现光学观测。该风洞的湍流强度应低于 0.4%。 
		注：本研究中使用的风洞位于香港理工大学，具备上述特性。此外，来流速度 U∞ 范围为 2.64 m/s 至 10.56 m/s，基于三角翼的弦长计算得到的雷诺数 Re 范围为 5 × 104 至 2 × 105，这属于无人飞行器（UAV）典型的飞行范围。</li>
		<li>根据需要，采用三种不同的激光片光与相机布置方式（见图 1b-d），以观测纵向截面、展向截面和横向截面中的流动结构。实验装置示意图见图 1b。 
		注：本方案将详细演示纵向截面的装置设置与测量方法。</li>
	</ol>
	</li>
	<li>安装三角翼
	<ol>
		<li>将三角翼的后缘固定在支撑杆（sting）上，该支撑杆位于用于调节攻角（AoA）α 的圆形运动导轨上。圆形导轨的中心位于风洞测试段的中心线上，因此三角翼的中心始终处于测试段中心位置。将攻角调节至 α = 34°。</li>
		<li>通过角度计和三轴激光水平仪读数，仔细调节三角翼模型，以尽量减小偏航角和滚转角。在本研究中，这两个角度的不确定度小于 0.1°。</li>
	</ol>
	</li>
	<li>设置激光片光
	<ol>
		<li>分别使用两台激光器照射流场结构，用于粒子图像测速（PIV）测量和烟雾流动可视化。
		<ol>
			<li>对于 PIV 测量，使用波长为 532 nm、每脉冲最大能量为 600 mJ（可调）的双脉冲激光器，并通过具有晶体管-晶体管逻辑（TTL）信号的同步器进行控制（见图 1b）。</li>
			<li>对于烟雾流动可视化，使用波长为 532 nm、功率为 1 W 的连续激光器。该连续激光器独立工作。在安装过程中，为安全起见，使用透射率为 10% 的中性密度滤光片对激光束进行过滤。</li>
		</ol>
		</li>
		<li>佩戴合适的激光防护眼镜。</li>
		<li>调节反射镜，将激光束引入风洞。激光光轴与镜面之间的夹角为 <img alt="方程显示角度计算：(1/2)(90°-α)=28°。" src="/files/ftp_upload/57244/57244eq1.jpg" data-altupdatedat="1788250015000" data-alt="方程 1">，以使激光束垂直于三角翼表面。确保激光束位于约 x/c ≅ 0.25 的位置，该位置随后将成为视场（FOV）的中心。</li>
		<li>安装激光光学组件（首先使用连续激光器），形成激光片光，如图 1b所示。凸透镜用于控制激光束尺寸（即片光厚度），柱面透镜则将激光束扩展为片光。 
		注：在本研究中，柱面透镜的焦距为 700 mm，直径为 12 mm。</li>
		<li>通过测量模型上的激光线来检查激光片光的厚度。如果激光片光厚度不合适（此处约为 1 mm，测试段内片光的有效宽度约为 100 mm），则调节凸透镜的位置。注意，激光片光的厚度取决于：1）垂直于激光片光方向的速度分量；2）PIV 测量中两幅图像之间的时间间隔。</li>
		<li>将标定靶板放置在三角翼上，使其表面与激光片光重合。此步骤至关重要，因为本研究中的视场（FOV）并不正交于风洞坐标系。</li>
	</ol>
	</li>
	<li>相机设置
	<ol>
		<li>在设置相机时关闭激光器。与激光器类似，本实验的两个部分分别使用两台相机：
		<ol>
			<li>对于 PIV 测量，使用分辨率为 2048 × 2048 像素的高速 CCD 相机。该相机由同步器和双脉冲激光器控制（见图 1b）。相机中的数据将直接传输至计算机。</li>
			<li>对于烟雾流动可视化，使用商用数码相机，在静态拍摄时分辨率为 4000 × 6000 像素，烟雾流动可视化期间的视频录制分辨率为 720 × 1280 像素（50 Hz），该相机将手动操作。</li>
		</ol>
		</li>
		<li>移动相机位置（首先使用商用数码相机），以获得所需的视场（FOV）。调节相机镜头，使其聚焦于标定靶板，并确保整个视场均清晰对焦。若未完全对焦，则相机坐标可能不正交于标定靶板表面，因此需仔细调节相机位置18。</li>
		<li>相机设置完成后拍摄若干帧图像。这些标定靶板图像后续将用于校准实际尺寸与图像像素之间的比例因子，并确定 xyz 坐标系中的参考位置。然后移除标定靶板。</li>
	</ol>
	</li>
	<li>以低速（例如，3 m/s）启动风洞，并向风洞中注入油性示踪粒子。将气溶胶发生器的压力设定为 2.5 bar，并运行 30 秒，以完成预播撒的流动可视化方法。此后，整个风洞内将均匀分布直径约为 1 µm 的油性粒子。 
	注：在本研究中，烟雾流动可视化条件下风洞内油性粒子的质量浓度估计约为 <img alt="空气质量测量，650 µg/m³，表示大气研究中的粒子浓度。" src="/files/ftp_upload/57244/57244eq2.jpg" data-altupdatedat="1788250015000" data-alt="方程 2">；因此，风洞内整体流体密度的变化为 <img alt="静力平衡方程，\( (\rho' - \rho) / \rho &lt; 0.1\% \)，数学概念。" src="/files/ftp_upload/57244/57244eq3.jpg" data-altupdatedat="1788250015000" data-alt="方程 3">。</li>
	<li>PIV 软件设置
	<ol>
		<li>使用 PIV 软件控制 PIV 系统（见材料表）。该软件可命令同步器向激光器和相机发送 TTL 信号，如图 1b所示。</li>
		<li>将采样频率设为 5 Hz，总采样次数为 500 次。PIV 图像帧之间的时间间隔为 80 µs。注意，时间间隔取决于视场（FOV）大小和流速。应确保两帧图像中的 interrogation 区域重叠率约为 50–75%。</li>
	</ol>
	</li>
</ol>
2. 运行实验
<ol>
	<li>改进的烟雾流动可视化
	<ol>
		<li>启动风洞，调节至所需来流速度（U = 2.64 m/s）。运行10分钟，以稳定来流速度。当雷诺数 Re = 50,000 时，来流速度为 U = 2.64 m/s。</li>
		<li>打开连续激光器。使用数码相机拍摄5至10张流动结构的静态图像。</li>
		<li>检查激光片光是否位于LEV核心的纵向截面上（参见图3所示的典型结构）。若是，则在三角翼模型上标记该位置，作为后续PIV测量的参考位置；否则，通过调节光学透镜改变激光片光的位置，并按照步骤1.4.6–1.5.3重新进行校准。</li>
		<li>查看所拍摄的图像，检查对焦和亮度情况。若图像质量不理想，调整镜头光圈或ISO设置。</li>
		<li>在正确设置下，拍摄更多静态图像（通常约20张）和视频（约40秒）。关闭激光器，并将数据传输至计算机。</li>
	</ol>
	</li>
	<li>PIV测量
	<ol>
		<li>根据步骤2.1.3中确定的参考位置以及步骤2.1.5所获图像的结果，选择一个具有兴趣的区域（x/c≈ 0.3）作为视场（FOV），以便观察旋涡次级结构。将连续激光器和数码相机更换为双脉冲激光器和CCD相机，用于PIV测量。</li>
		<li>重复步骤1.4.6–1.5.3，记录PIV测量的校准数据。</li>
		<li>启动风洞，调节至所需来流速度U = 2.64 m/s。运行10分钟，确保来流速度稳定。</li>
		<li>将双脉冲激光器调至最高功率并待机。使用软件开始数据采集，持续100秒。数据记录完成后，关闭激光头。</li>
		<li>在软件中查看所采集的图像，检查激光片光分布、示踪粒子密度（通常每个 interrogation 区域内有6–10个粒子）、对焦情况以及双帧之间的粒子位移（应为interrogation区域的25–50%）。</li>
		<li>若图像质量符合步骤2.2.5所述要求，则将数据保存至计算机硬盘，并通过重复上述步骤开展其他工况的测量。否则，重复步骤1.7和2.2，并仔细调整实验设置。</li>
	</ol>
	</li>
</ol>
3. 数据处理
<ol>
	<li>改进的烟雾可视化 
	注意：以下步骤 3.1.1–3.1.4 将通过 MATLAB 代码自动完成（参见 补充编码文件).
	<ol>
		<li>将视频转换为一系列帧。将帧从RGB格式转换为灰度图像。旋转帧以使三角翼表面呈水平状态。选择后续处理所需的感兴趣区域（图2a).</li>
		<li>调整亮度和对比度以突出流动结构。应用自适应阈值将灰度图像转换为二值图像（图2b).</li>
		<li>将每一列的二进制值相加，找出和值发生突变的位置。该位置即为涡流破裂位置。图 2c).</li>
		<li>记录涡流破裂的位置及其对应的时间，从而获得破裂振荡的时间历程。</li>
		<li>使用步骤1.5.3中通过校准靶标图像测得的像素-实际尺寸比例系数，将击穿振荡的时间历程从像素单位转换为实际尺寸，并确定参考位置。绘制击穿振荡的时间历程图。</li>
	</ol>
	</li>
	<li>PIV 测量
	<ol>
		<li>运行PIV软件。使用2.2.2步骤中获取的图像设置比例因子和坐标系的参考位置。通过图像处理库对采集的数据进行预处理，以增强粒子特征并降低噪声18.</li>
		<li>采用自适应 interrogation 区域法，最小网格尺寸为 32 × 32 像素，最小重叠率为 50%。选择图像区域，并对自适应互相关设置 3 × 3 向量验证。</li>
		<li>结果以速度矢量场的形式给出，其中蓝色矢量为正确矢量，绿色矢量为替换后的矢量，红色矢量为异常矢量。</li>
		<li>应用3×3移动平均验证法，通过比较邻域内的矢量来估算局部速度。将与其邻近矢量偏差过大的矢量替换为其邻近矢量的平均值。</li>
		<li>在速度图中计算矢量统计量，以获取时程中的流动特征， 例如，时间平均速度、标准差以及速度分量之间的互相关。通过矢量图计算标量导数，以揭示流场的内部特征， 例如涡度、剪切应力和涡旋强度。</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>
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<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>
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<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>

作者无任何利益冲突需要披露。

本文介绍了两种流动显示方法——改进的烟雾流动显示法和粒子图像测速（PIV）测量法，用于对三角翼上方的流动结构进行定性和定量研究。实验的一般步骤被逐项详细描述。这两种方法的实验装置基本相同，但所使用的设备有所不同。两种流动显示方法的基本原理均是利用激光片光源照亮流场中的示踪粒子。改进的烟雾流动显示法能够同时获得整体流动结构和局部细微结构，有助于全面了解未知的流动形态。定量的PIV分析则可提供感兴趣流场的详细矢量图。因此，结合使用这两种流动显示方法可显著提高研究效率。
与传统的烟丝流动显示方法相比，此处展示的烟流可视化方法执行效率更高。由于示踪粒子分布均匀，微小的流动结构更容易被识别。在复杂的三维流动中，该方法允许将激光片光源设置在任意空间位置，以观测不同截面的流场；而在传统的烟丝法中，激光片必须始终与烟流方向对齐，因此观测窗口受到相应限制26。此外，这种改进的方法可避免传统烟丝实验中因某些区域无烟导致的流动细节遗漏。然而，由于示踪粒子的引入方式限制，该方法不适用于开环风洞装置。在分析流动可视化数据时，应谨慎处理，以避免陷入虚假光照效应带...

通过可视化技术进行流场测量是流体工程中的基本方法。在不同的可视化技术中，风洞实验中的烟丝流场可视化和水洞实验中的染料可视化是最常用于定性描述流场结构的方法。粒子图像测速（PIV）和激光多普勒测速（LDA）是两种典型的定量测量技术1。
在烟线流场可视化中，烟流线可通过实验过程中加热丝上的油滴产生，或由外部烟雾发生器/容器注入。使用高功率光源或激光片光来照亮烟流线，随后记录图像以进行进一步分析。这是一种简单但非常有用的流场可视化方法2。然而，该方法的有效性可能受到多种因素的限制，例如烟线持续时间较短、复杂的三维流场、流速相对较高以及烟雾生成效率等3。
在PIV测量中，利用激光片光源照亮含有示踪粒子的流场截面，并通过高速相机捕捉该截面内粒子的瞬时位置。在极短的时间间隔内记录一对图像，随后将图像划分为若干 interrogation 区域，通过互相关函数计算每个区域内粒子的平均运动，从而获得该观测截面上的瞬时速度矢量图。然而，人们也认识到，必须在多个因素之间进行权衡，包括观测窗口的大小、速度图的分辨率、平面内的速度幅值、双帧图像之间的时间间隔、垂直方向的速度幅值以及粒子密度4。因此，可能需要进行大量探索性实验以优化实验参数。若仅依靠PIV测量来研究未知且复杂的流场，将耗费较高的成本并耗费大量时间5,6。鉴于上述问题，本文提出并演示了一种结合烟雾流动可视化与PIV测量的策略，用于研究细长三角翼上方的复杂流动结构。
关于三角翼前缘涡（LEV）流动的研究已开展众多7,8，其中流动显示技术是主要研究手段。许多有趣的流动现象已被观察到：螺旋型和气泡型涡破裂9,10、非定常剪切层亚结构11,12、前缘涡破裂位置的振荡13，以及俯仰角和偏航角对流动结构的影响14,15,16。然而，三角翼流动中某些非定常现象的内在机理仍不明确7。本研究改进了烟雾流动显示方法，采用与PIV测量相同的示踪粒子，而非传统的烟丝。该改进显著简化了流动显示的操作流程，并提高了图像质量。基于改进后的烟雾流动显示结果，PIV测量进一步聚焦于感兴趣的流场区域，以获取定量信息。
本文详细描述了如何在风洞中开展流动显示实验，以研究三角翼上方的非定常流动现象。实验中结合使用了两种流动显示方法：改进的烟流显示技术和粒子图像测速（PIV）测量技术。实验步骤包括设备安装与参数调节的逐步指导。通过典型的实验结果，展示了将这两种方法结合使用在空间和时间上测量复杂流场的优势。

<table><tbody><tr><td>532 nm Nd:YAG 激光器</td><td>Quantel Laser</td><td>Evergreen 600mJ</td><td></td></tr><tr><td>高速相机</td><td>Dantec Dynamic</td><td>HiSense 4M</td><td></td></tr><tr><td>相机镜头</td><td>Tamron</td><td>SP AF180mm F/3.5 Di</td><td></td></tr><tr><td>PIV 记录与处理软件</td><td>Dantec Dynamic</td><td>DynamicStudio</td><td></td></tr><tr><td>柱面透镜</td><td>Newport</td><td></td><td>&amp;Phi;=12 mm</td></tr><tr><td>凸透镜</td><td>Newport</td><td></td><td>f=700 mm</td></tr><tr><td>中性密度滤光片</td><td>Newport</td><td></td><td></td></tr><tr><td>校准靶标</td><td></td><td></td><td>定制</td></tr><tr><td>气溶胶发生器</td><td>TSI</td><td>TSI 9307-6</td><td></td></tr><tr><td>脉冲发生器</td><td>Berkeley Nucleonics Corp</td><td>BNC 575</td><td></td></tr><tr><td>连续激光器</td><td></td><td>APGL-FN-532-1W</td><td></td></tr><tr><td>数码相机</td><td>Nikon</td><td>Nikon D5200</td><td></td></tr><tr><td>图像处理</td><td>Matlab</td><td></td><td>自定义代码</td></tr><tr><td>风洞支架</td><td></td><td></td><td>定制</td></tr><tr><td>激光水平仪</td><td>BOSCH</td><td>GLL3-15X</td><td></td></tr><tr><td>角度测量仪</td><td>BOSCH</td><td>GAM220</td><td></td></tr></tbody></table>

通过流动可视化方法对三角翼上方流场结构的实验研究

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

众所周知，三角翼表面的流场主要由一对反向旋转的前缘涡（LEV）主导。然而，其产生机制尚不明确。流动显示技术是一种有前景的非侵入性方法，可对复杂流场进行空间和时间上的可视化呈现。基本的流动显示装置包括高功率激光器和光学透镜，用于生成激光片光，以及相机、示踪粒子发生器和数据处理器。风洞装置的配置、所用设备的规格及相应的参数设置，均取决于待获取的流动特征。
常规的烟丝流场可视化技术利用烟丝来展示流体的迹线。然而，当在复杂的流场中进行时，该方法受限于较差的空间分辨率。因此，已开发出一种改进的烟流可视化技术。该技术能够同时呈现大尺度的整体LEV流场和小尺度的剪切层流动结构，为后续详细的粒子图像测速（PIV）测量提供了有价值的参考。
本文展示了改进的烟雾流场可视化与粒子图像测速（PIV）测量技术在研究三角翼上方非定常流动现象中的应用。文中列出了开展实验的步骤及注意事项，包括风洞设置、数据采集和数据处理。代表性结果表明，这两种流场可视化方法是定性与定量研究三维流场的有效技术。

图2d展示了LEV破裂位置的时间历程。黑色曲线表示左侧LEV，红色曲线表示右侧LEV。时间尺度通过自由来流速度和弦长进行了无量纲化处理。这两条时间历程之间的相关系数为r = −0.53，表明LEV破裂位置的振荡具有显著的反对称相互作用。该结果与其他研究者的工作13,19,20高度一致。
图3展示了在 α = 34° 和 Re = 75,000 条件下，前缘涡（LEV）在纵向截面上的流动结构。原始图像由数码相机以RGB格式拍摄，曝光时间为1/500秒。本图中，坐标已用三角翼弦长进行归一化处理，右上角...

本文介绍了一种利用改进的烟雾流场可视化技术观测三角翼上前缘非定常涡流的实验方案，并研究导致前缘涡破裂位置发生振荡的机制。

众所周知，三角翼表面的流场主要由一对反向旋转的前缘涡（LEV）主导。然而，其产生机制是……

本实验的总体目标是利用可视化技术观察三角翼前缘涡破裂位置振荡所对应的非定常旋涡流动，并探究导致该现象的机理。该方法有助于解答关于柱状三角翼非定常流动现象的关键问题，例如前缘涡破裂位置的振荡行为。该技术的主要优势在于能够同时呈现大尺度的整体前缘涡流场以及小尺度的胞状子结构。从实验所用的模型开始。本实验的模型是一个长度为 280 毫米的铝制三角翼。将该模型带至风洞处进行安装，该风洞为闭回路低速风洞。其测试段具有玻璃壁，可为实验提供光学通路。此处，三角翼已正确安装在风洞中。两台激光器可用于照亮流动结构：在进行粒子图像测速时使用双脉冲532纳米激光器，或在进行烟流可视化时使用连续波532纳米激光器。该示意图提供了关于连续激光器光学装置的信息。凸透镜用于控制激光束的尺寸。柱面透镜将光束扩展成片状。镜子将激光片光反射进入风洞。佩戴合适的激光防护眼镜，并从连续激光开始操作。出于安全考虑，使用中性密度滤光片降低激光束的透射率。首先仅安装激光器、滤光片和反射镜。调节反射镜，将激光束引入风洞中，确保光束在模型前端后方约模型长度的1/4处穿过模型。接下来，安装凸透镜和柱面透镜。然后，在模型处测量与之相交的激光线，以检查激光片的厚度。根据需要调整凸透镜。当达到所需厚度时停止调整。将校准靶板放置在三角翼上，使其表面与激光片光重合。在激光关闭的情况下，继续设置相机。使用商用数码相机进行烟雾流动可视化，并手动操作相机。将相机放置在合适位置以获得所需的视场，并将其对焦于校准目标板上。当相机准备就绪后，拍摄若干帧图像用于校准。然后，取下校准靶板。以低速启动风洞，并注入油性颗粒使其均匀分布。为可视化烟雾流动，将风洞调节至所需流速并启动。接下来，开启未加滤光片的连续激光器。在相机端采集5到10张流动结构的图像。利用这些图像检查激光片是否位于前缘涡核的纵向截面上。此示例图像显示了清晰的涡核及次级结构，表明激光片光位置良好。根据需要调整相机设置以优化图像质量，并采集图像和视频。完成后，关闭气流并接近模型。在此标记激光片的位置，作为后续测量的参考。关闭激光器，并将数据传输至计算机，完成操作。该测量需要使用不同的激光器。将连续激光器更换为脉冲激光器。开启激光后，检查其光路，如有必要，调整凸透镜。确保光束沿连续激光器位置标记线穿过模型。同时更换数码相机，替换为高速CCD相机，并通过同步器和双脉冲激光器控制该相机。现在，前往模型处并确定一个可以观察到结构的区域。再次将校准靶板放置在该区域的翅上。聚焦于校准板，并拍摄多张照片。继续操作前取下校准板。启动PIV软件并设置参数。将风洞气流启动至所需速度。将激光调整至最高功率水平。使用软件开始采集100秒的数据。如果所获取的图像符合要求，则保存图像，并继续运行其他样本。这是烟流可视化纵向截面的处理图像，图中附有10毫米的比例尺作为参考。该图像揭示了主要的前缘涡核、带有涡旋次生结构的卷起剪切层、涡破裂现象以及湍流尾迹。本视频展示了转捩过程中横截面上前缘涡破裂位置的振荡现象。对每一时刻测得的破裂位置进行分析，表明存在强烈的反对称相互作用。这是一幅时间平均的粒子图像测速结果，显示了纵向横截面上的无量纲涡量。主涡核可通过正负涡量的拐点线来识别，该拐点线以黑色虚线标出。实线包围的是局部旋转强度低于零的区域，表示剪切层涡旋。附加的子结构由白色虚线圈出。该时间平均的粒子图像测速仪涡量结果位于展向截面上。流动从机翼前缘分离，形成剪切层，并在机翼两侧卷绕成涡核。剪切层内部存在稳定的涡旋亚结构。一旦掌握，若操作得当，该技术可在一小时内完成。观看本视频后，您应能充分理解如何利用上述流动显示技术观察圆柱-三角翼的非定常流动现象。请务必注意，激光操作可能具有极高危险性，进行每次实验时都必须采取预防措施，例如佩戴激光防护眼镜。

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基于流动可视化方法的三角洲机翼流动结构实验研究

声带息肉可能干扰声带的动态功能，从而对患者的沟通能力造成严重影响。本研究采用粒子图像测速技术、壁面摩擦线可视化方法以及壁面压力测量，考察了壁面固定模型息肉引起的三维流动分离及其对壁面压力载荷的影响。...

研究模型声带息肉引起的三维流动分离

在狭窄的动脉弯曲处植入支架后，容易发生涉及支架完全横向断裂及断裂部分线性位移的“IV型”失效。本文介绍了一种用于检测临床相关“IV型”支架失效下游弯曲动脉模型中二次流（涡旋）结构的实验方案。...

180°弯曲动脉测试段中IV型支架失效模型下游二次流动结构的实验研究

本文所述技术提供了一种低成本且相对简单的方法，可同时测量低颗粒浓度流动中的颗粒运动学和湍流。湍流测量采用粒子图像测速技术（PIV），而颗粒运动学则通过高速相机在重叠视场内获取的图像进行计算。...

利用流动成像技术同步测量湍流与颗粒运动学

本文介绍了一种用于多种流体流动的定量三维（3D）成像技术。基于光场成像领域的原理，我们从图像阵列中重建三维体积。我们的三维结果涵盖广泛，包括速度场和多相气泡尺寸分布。...

通过多相机光场成像确定三维流场

在本视频中，我们首先介绍表面声波（SAW）声学对流装置的 fabrication 和操作流程。随后，我们展示了一种实验装置，该装置能够同时实现对 SAW...

利用表面声波驱动的声学逆流微流控器件的制备、操作与流场可视化

开发了一种用于在剪切流动的流速-流速梯度平面内进行小角中子散射测量的剪切池，并用于表征复杂流体。该装置可在流速梯度方向上实现空间分辨测量，适用于剪切带状材料的研究。应用范围包括胶体分散体系、聚合物溶液以及自组装结构的表征。...

利用1-2平面流动-小角中子散射测量流动条件下材料的微观结构

我们描述了将新型材料剥离并沉积到衬底上形成微米尺度薄片的方法、用于输运实验的实验器件结构的制备，以及在干式氦闭循环低温恒温器中进行磁输运测量的技术，测量温度可低至0.300 K，磁场强度可达12...

新型材料低温磁输运测量的先进实验方法

介绍了用于研究固态冷却过程以及表征形状记忆合金（SMA）弹热材料性能的实验方法。设计了一套定制的测试装置，用于控制并全面监测弹热冷却过程，此外还为热-力耦合建模方法提供了验证平台。...

基于形状记忆效应的弹热制冷过程研究的实验方法及模型验证

我们设计、开发并实施了一种新型全流量采样系统（FFS），用于量化天然气供应链各环节的甲烷排放及温室气体排放。...

全流量采样系统（FFS）的设计与应用以量化甲烷排放

该方法旨在定位垂直的地下缺陷。在此，我们将激光器与空间光调制器耦合，并触发其视频输入，以两束相位相反的调制线对样品表面进行确定性的加热，同时采集高分辨率的热图像。通过分析热波干涉极小值，可确定缺陷的位置。...

利用激光投影光热成像技术通过结构化加热实现亚表面缺陷定位

了解基于改进烟流可视化技术的三角翼非定常涡流实验方法。该研究利用铝制三角翼模型在低速风洞中同时观测全局流场与精细涡结构，揭示前缘涡破裂位置的振荡机制，为空气动力学设计提供重要参考。

通过流动可视化方法对三角翼上方流场结构的实验研究

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