基于粒子图像分割的混合PIV-PTV算法

粒子图像测速法(particle image velocimetry,PIV)因其非接触场测量的特性,已成为空气动力学领域的主要测量工具。复杂流动的速度场往往具有非均匀性,示踪粒子难以在待测空间均匀分布。因此,在应用PIV互相关算法处理粒子稀疏区时,需要采用更大的查询窗口以降低测量的不确定度,但会带来空间分辨率低的实际问题。而粒子追踪测速法(particle tracking velocimetry,PTV)追踪单个示踪粒子的跨帧位移,具有比PIV更高的空间分辨率,但难以适用于粒子浓度高的稠密区。针对PIV、PTV各自的优点,本文发展了一种基于粒子图像分割的混合PIV-PTV测速技术。首先定义了基于维诺多边形的粒子局部浓度量度,用以计算示踪粒子在粒子图像上的局部浓度场;其次通过设定的浓度阈值对粒子进行二分类,使用基于高斯核函数的支持向量机寻找出最优的分类边界,从而实现对粒子图像的粒子稀疏区和稠密区的划分;最后对两个区域分别使用PIV和PTV进行速度场计算,并合并为完整的速度场输出。仿真结果表明,上述方法可实现对粒子图像中的示踪粒子稀疏区和稠密区的自动划分,有效提高速度场测量的空间分辨率。将该方法应用在马赫数Ma=6的湍流边界层近壁测量中,可有效解决高速条件下粒子因强剪切难以进入边界层近壁区的问题,显著提高对近壁流动的解析能力。

水凝胶延迟水下回转体边界层自然转捩机理研究

水下航行体首部声纳探测能力与边界层转捩密切相关。本文开展了水凝胶超材料在延迟水下航行体边界层自然转捩方面的应用基础研究,并探究了其内在机理。在高速水洞中分别开展了刚性和水凝胶表面的SUBOFF模型总阻力系数与二维瞬时速度场大视场PIV实验测试,采用多路径积分算法对SUBOFF模型周围脉动压力场进行估算;结合刚性SUBOFF模型边界层流动线性稳定性分析与PIV流场测试结果,获得刚性SUBOFF模型边界层自然转捩特性;采用“比光强”算法,对低速水洞中水凝胶表面SUBOFF模型局部形变与近壁区速度场进行频谱分析,揭示水凝胶表面流−固耦合作用机制;基于法向瞬时速度分量的连续子波变换,对边界层瞬时流场间歇性进行分析,揭示水凝胶在流−固耦合作用下延迟SUBOFF模型边界层自然转捩的机理。

Er∶YAG激光SWEEPS双脉冲模式激活荡洗在自由水域中的气泡动力学观测

目的:探究Er∶YAG激光光子增强的光声流(SWEEPS)技术在不同脉冲间隔参数条件下的蒸汽气泡动力学效应。方法:Er∶YAG激光手具连接工作尖放置于自由水域模型中,设置SWEEPS模式,150~600μs脉冲间隔激活。高速摄像机(200 000 Hz)摄录Er∶YAG激光激活荡洗引起空穴效应的过程,matlab逐帧分析蒸汽气泡间的相互作用关系,及蒸汽气泡消失时刻气泡残余与激光工作尖之间的距离。实验数据经SPSS 19.0统计软件进行统计分析。结果:在自由水域中,Er∶YAG激光SWEEPS模式下,脉冲间隔设置的改变会引起两次脉冲激发的蒸汽气泡形成不同的相互作用关系,包括双气泡融合、双气泡撞击及双气泡脱离。其中,脉冲间隔设置为360~440μs时,双气泡撞击现象会使蒸汽气泡消失时气泡残余与激光工作尖之间达到最远距离。结论:在自由水域中,Er∶YAG激光双脉冲SWEEPS模式在不同的脉冲间隔设置下引起双气泡间形成不同的作用关系,该现象可能可以增强Er∶YAG激光空穴效应,强化激光激活荡洗的临床应用效果。

水下航行体边界层转捩流动结构实验研究

采用激光诱导荧光(Laser Induced Fluorescence,LIF)和粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术,对自由湍流条件下SUBOFF模型转捩边界层中的流动结构进行精细测量。实验在北京航空航天大学大型低速回流水洞中进行,SUBOFF模型长度为1.436 m,基于模型长度和来流速度的实验雷诺数为3.35×10^(5)。采用流动显示灰度场和有限时间李雅普诺夫指数(Finite-Time Lyapunov Exponents,FTLEs)对转捩边界层中的涡结构进行识别,并对转捩过程中发卡涡、二次涡等典型拟序结构的生成演化过程进行分析。采用两点相关方法提取转捩区拟序结构,同时采用椭圆拟合方法计算相干结构倾角,计算结果表明,结构倾角沿法向先增大后减小,在边界层附近达到最大值。为深入研究转捩流动结构特性,发展了基于流动显示的湍流/非湍流界面(T/NT)识别方法,并对界面几何特性进行了研究。研究结果表明,在转捩过程中,界面的法向高度和分形维数沿程增长。

小翼羽掠角对机翼增升效果的影响

鸟类会通过抬起其翅膀前缘3至4根长度较短的羽毛(小翼羽)来抑制失速和增加升力,并根据不同飞行状态改变小翼羽与翅膀之间的掠角。为应对大迎角下的机翼失速问题,本文结合风洞测力和粒子图像测速实验研究了小翼羽掠角对机翼增升效果的影响。风洞测力实验结果表明,相比于无前掠的小翼羽,适当前掠的小翼羽对机翼的增升效果更好且不会增加机翼阻力。平面粒子图像测速和体视粒子图像测速实验表明,适当的前掠角能够增强小翼羽产生的前缘涡的强度,并扩大前缘涡增升的有效机翼迎角范围,最终导致适当前掠的小翼羽对机翼的增升效果更好。

高效合成射流激励器研究进展及展望

合成射流作为一种具有优越控制效果的主动流动控制技术,在提升飞行器气动性能、减振降噪、强化元器件散热等领域具有重要的学术意义和应用价值.经过30余年的研究,人们建立了更准确的合成射流数学模型,合成射流具有高卷吸能力的物理机理也得到不断深化.进一步优化合成射流激励器,提高控制效率成为了研究的重点.本文主要从激励器结构型式、激励器结构参数以及激励信号三个方面,总结了近年来在提高合成射流控制效果方面取得的研究进展,并对未来的研究重点进行了展望.

反应性射流中湍流/非湍流界面附近标量输运特性

湍流/非湍流界面(turbulent/non-turbulent interface,T/NTI)层分隔开湍流区和非湍流区,研究T/NTI有利于加深对湍流区和非湍流区之间传质的理解。通过开展射流和环境流间发生二级非平衡基元反应(A+B→R)流场的数值模拟,研究了该流场中各组分在T/NTI附近的化学反应和标量输运特性。研究结果表明:反应性射流流场中对流项在湍流区域的标量输运中占主导地位。射流的上游处化学反应较为剧烈且随着流向逐渐减弱,在T/NTI层内及其附近均存在显著的化学反应,而下游T/NTI层附近的化学反应主要发生在远离T/NTI层的湍流核心区。在T/NTI层附近,反应物A和生成物R的输运机制呈现类似但相反的趋势。在无旋边界附近,反应物A和生成物R的输运主要由扩散和对流作用共同影响,但其浓度几乎不随时间发生变化。在T/NTI层内,反应物B的输运主要由对流作用影响,T/NTI附近的流动阻碍化学反应后所余较少的反应物B向无旋边界输运。

小肋减阻的飞行试验方法、结果和分析

气动设计水平既是评价飞机先进性的重要指标之一,也是提高大型客机竞争力的关键,其主要目标包括增升与减阻两个方面。为满足工程应用实际需求,本文开发了一种可用于评估减摩阻效果的无接触式测量技术,用以测量高雷诺数下飞行试验中小肋的减阻效果。结果表明流经小肋壁后的来流机械能损失更少,且相较于光滑壁具有更小的流向摩阻及更高的流向速度。此外小肋抑制了机翼上表面的展向速度脉动,并推测其在小肋膜下游分布的展向条状强脉动区域与气流流经小肋膜所产生的流向涡有关,在此基础上小肋膜的流向减阻效果与展向速度脉动抑制有所关联。

合成射流激励器能量转换效率的参数影响规律及优化研究

压电式合成射流激励器具有无气源、射流速度高、响应快等特点,在流动控制领域应用广泛。射流出口速度峰值和能量转换效率是衡量压电式合成射流激励器性能的重要指标。在获得较高出口速度时,现有压电式合成射流激励器能量转换效率偏低。为提高压电式合成射流激励器性能,利用热线风速仪和功率计测量了其出口速度和功率,研究了出口长度、出口深度、腔体高度和陶瓷片厚度等参数对其性能的影响规律。研究发现:不同参数下,压电式合成射流激励器出口速度峰值随平均功率变化的趋势相似。通过对压电式合成射流激励器构型进行优化设计,提高了射流出口速度峰值,提升了能量转换效率(最大提升了233.3%),有效降低了能耗。

Er:YAG激光激活荡洗对不同机械预备锥度根管系统的荡洗效果研究分析

目的研究不同机械预备锥度下,Er:YAG激光激活荡洗在根管内的荡洗效果。方法在不同预备锥度(15/.05、20/.06及25/.08)的树脂离体牙模型中进行Er:YAG激光荡洗模拟,高速摄像机拍摄每个激光脉冲的根管内气泡反应,计算根管内气泡的灰度积分。收集牙髓完好的离体第三磨牙,即刻进行不同锥度根管预备(13/.02、15/.05、20/.06及25/.08),分别采用Er:YAG激光激活荡洗及手用空针冲洗结合5.25%NaClO进行根管预备,完成后固定、脱钙、包埋、切片并进行HE染色,观察牙髓组织残留情况,进行统计分析。结果在相同单脉冲能量下,15/.05组根管中的气泡灰度积分少于20/.06及25/.08组,具有统计学差异(P<0.05);20/.06及25/.08组间未见显著差异(P>0.05)。病理学切片结果显示,相同条件下,Er:YAG激光荡洗组牙髓残留风险较手用空针冲洗组低(P<0.05)。Er:YAG激光荡洗组组内,与25/.08组相比,15/.05组牙髓残留风险较高(P<0.05)、20/.06组牙髓残留风险差异无统计学意义(P>0.05)。结论相同参数设置条件下,Er:YAG激光荡洗的效果在20/.06组与25/.08组的根管系统中差异无统计学意义,但均优于15/.05组。

高升力系统外形的数值模拟计算

分析和讨论了高升力系统外形无黏和黏性流动的物理特征,表明了流动现象的复杂性和求解的艰难性。深入研究了二维和三维高升力外形空气动力数值模拟计算的雷诺平均N S(RANS)方程方法、计算结果、以及它们和实验数据的比较。二维结果表明压强分布、速度型等计算值和实验值吻合很好,但最大升力系数两者仍有差异。三维计算最大升力系数的结果与二维类似。还分析了影响计算结果的各种因素,包括计算网格、湍流模型、外形的几何模拟的逼真度等。特别指出了转捩模型研究对提高计算准确度的重要性。文中解释了研究高升力系统外型的数值模拟方法,以及同时发展能估算CLmax的工程半经验方法的重要性和迫切性。

高拱坝宽尾墩三维流场数值模拟

高拱坝表孔宽尾墩收缩射流水舌的扩散特性与其出口流速分布密切相关,为了求得收缩射流的水力特性,应用RNGk ε双方程湍流模型对高拱坝表孔不同体型及过流量条件下可能出现的降水曲线流态、急流冲击波流态、水跃壅水流态、缓流流态4种流态进行了数值模拟计算,水流自由表面的模拟采用VOF法,得到了溢流水面及流速分布。结果表明,无论在何种流态下,计算所得的水面曲线均与物理模型试验值吻合良好,所得的出口流速分布结构也验证了高拱坝宽尾墩收缩射流水舌不同流态下分散的机理。

飞机大迎角非对称涡组合扰动主动控制研究

采用测压、测力以及流动显示方法研究了头部微三角扰动块对飞机大迎角非对称背涡的主控作用和背风侧单孔位微吹气对背涡空间位置及相应侧向力的控制作用,以此为基础提出了基于微三角块扰动和单孔位微吹气扰动的组合扰动主动控制新技术,并在某飞机模型上进行了验证．实验是在北京航空航天大学D4风洞中进行的．研究结果表明:该组合扰动控制技术能够实现对飞机大迎角非对称侧向力的有效主动控制．

民机设计中的多学科优化和数值模拟

结合世界民机研制的历程,论述了未来民机产品的要求和应用先进技术的重要性。讨论了市场模式的变化,即要求航空工业界提供更高、更快和更远(技术驱动型)的产品转变为生产快、价格低而性能更好(市场驱动型)的产品。这种变化要求新的设计方法、工具和过程。传统的按序和迭代的飞机设计模式将逐渐走向新的更加综合性的、如虚拟产品或综合的产品和过程发展的设计方法。多学科优化设计是实现新的综合设计方法的关键技术。简要地讨论了此方法并介绍了工业界应用的要求。计算流体力学(CFD)起着推动走向综合设计过程的作用。详细说明了CFD对民机成功设计的中心作用,讨论了其分析和设计的功能,说明数值模拟是未来飞机设计和发展中的关键模型化和模拟技术,对于现代化的综合设计的成功应用是很重要的。

低速风洞PIV实验中的示踪粒子投放技术

使用Dantec公司的FlowMap PIV系统,在低速风洞中测量二维风速,研究PIV在实际流场测量中的示踪粒子投放技术。实验中使用不同的方式散播示踪粒子测量二维风速,通过对实测风速及流场均匀度的比较,得出在实验段出口处向风洞投放粒子,使其在风洞中循环的方法是最佳散播粒子方式的结论,该方法不仅在小风速下可用,在风速60m/s下也可获得清晰的流场测量图片。

三角翼前缘涡破裂形式及特性研究

基于流动显示和PIV技术测量的实验结果,对三角翼前缘涡破裂的一些形式和破裂特性进行了分析和讨论．通过PIV测量所得到的涡量分布证实了在螺旋破裂的情况下,涡核的螺旋方向与前缘涡的旋转方向相反,及双螺旋破裂形式的存在等．进而对螺旋波的形成机理提出了与有关文献不同的看法．

双立尾/三角翼布局的立尾抖振研究

在北航的风洞中进行了双立尾一三角翼布局的立尾抖振实验，目的是研究立尾抖振产生的原因。主要采用了激光测振仪测立尾加速度和动态压力传感器测立尾表面的动态压力的实验方法。实验结果表明在旋涡破裂以后，立尾上就会产生强烈的抖振。抖振是由立尾上表面压力的周期性脉动造成的。对机翼和立尾表面的压力频谱分析表明，立尾上的压力脉动来源于机翼前旋涡破裂流中的螺旋波。对于本实验使用的模型来说，当机翼迎角α=0°-20°范围，由于流动是附着流和涡流，所以立尾没有明显抖振；当机翼迎角在α=20°-56°范围，立尾处在破裂涡流的范围，立尾抖振明显，并且抖振强度在35°-50°之间达到最大。因此，三角翼破裂涡流中的螺旋波正是双立尾产生抖振的主要原因。

基于科研问题的力学综合实验教学研究与实践

探索了基于科研问题的力学实验教学方法,并在北京航空航天大学本科生流体力学综合实验教学中进行了教学实践.该实验教学方法不侧重传授具体的知识和实验技能,而是更加关注学生解决问题的思路和对科研基本流程的训练,从而使本科生在做毕业设计之前对做科研的方法有个基本的认识.

飞机尾流控制的SPIV实验研究

利用简化的飞机模型,通过改变尾翼的迎角及展弦比,试图建立一种能加速自我消亡的尾流涡系统。该实验在拖曳水槽中进行,运用SPIV(体视粒子图像测速技术)系统进行测量,获得了一系列空间切面的2D/3C(二维/三分量)数据,给出了三种不同尾翼情况(两种有尾翼情况及一种无尾翼情况)下的SPIV观测结果,并将这几种情况作了对比。

H型风轮静扭矩特性理论分析及试验研究

为了探究提高H型风轮自启动特性的方法,利用全迎角范围的翼型气动数据理论分析H型风轮的静扭矩特性,包括不同雷诺数条件下风轮的静扭矩随相位角的变化规律,升力和阻力分别对静扭矩的贡献,分析表明,相对于对称翼型,采用非对称翼型的叶片更有利于提高风轮的自启动特性。在对称翼型尾缘添加Gurney襟翼可以增加翼型的有效弯度,分别对有无添加襟翼的三叶片H型风轮在低速风洞进行测试,试验结果验证了理论分析结论,此外还得出随着雷诺数的增加,非对称翼型提高风轮自启动特性的优势减弱。