翼型表面压强分布09-5-11更改版.doc

翼型表面压强分布

（一） 实验目的和要求
1、 测量气流攻角，，，和的翼型表面压强分布。
2、 由压强分布计算升力系数。
3、 绘制攻角的翼型表面压强分布图。
（二） 实验装置
1. 空气动力台，NACA0021型二元翼型，斜管压差计；
2 小型风洞，NACA23015型二元翼型，多通道扫描装置。
（三） 实验装置介绍：
1. 小型风洞或气动台实验装置以及原理：（见图1）

图1 风洞与气动台实验装置原理图
其中，p0为驻点压强或总压。当气流经收缩段进入实验段后，气流速度分布比较均匀，速度为V∞，压强为p∞。，称为静压或来流压强。
2 翼型模型：
对于本实验小型风洞中使用NACA23015二元翼型，其弦长C=280mm，表面周长=582.8mm.。气动台中使用的NACA0021型二元翼型，其弦长C=100mm。对于这两种翼型，测压孔的位置标示相同，参见开孔测点示意图（图2）以及各个测点具体位置，见表1，其中s为表面曲线的孤长，从前缘的测点1起算，表中给出了各测点的x，y，s值。
y
1

2

3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
x

图型2翼型示意图

上
表
面
测点
1
2
3
4
5
6
7
8
x/c
y/c
s/s0
0
0
0
0.05
0.06
0.04
0.1
0.076
0.066
0.2
0.095
0.115
0.3
0.1
0.184
0.7
0.05
0.352
0.95
0.01
0.48
1
0
0.505
下
表
面
测点

14
13
12
11
10
9

x/c
y/c
s/s0

0.05
-0.039
-0.969
0.1
-0.052
0.942
0.2
-0.062
0.892
0.3
-0.057
0.844
0.7
-0.014
0.65
0.95
-0.008
0.63

表 1 测孔位置表

气流绕翼型模型流动时，流动变得复杂起来。
在流体力学中，一般将压强用无量纲的参数——压强系数CP来表示各个测点的压强系数值：

式中，分别是测点压强，来流压强，驻点压强（总压）。其由伯努利方程 而来。
本实验在翼型模型上下对称布置了14个测压孔，在气动台上，将14个测点以及总压静压用导管引出与倾斜式多管压差计相连接，便可以测量各点的压强值，由以上公式，即可计算压强系数；
在小型风洞上，用导管将测点压强以及总压静压用导管引出，接入到多通道扫描阀中。
3 多通道扫描阀：
本多通道扫描阀由50各电磁开关，2个高精度压差传感器，以及7017型数据采集模块，24v供电电源，TLC-485-9D接口转换器等组成。
由此，通过电磁阀对各个测点通道的开关控制，利用压差传感器将测出各测点压强与来流压强的差，以及驻点压强和来流压强的差，转化成7017型数据采集模块可以识别的电压信号，编制相应数据采集处理软件，使其还原成压差数值，从而实现了计算机的自动实时数据采集，以及相应的数据计算处理。
多通道扫描阀的工作原理如图3所示：

图3 多通道扫描阀的工作原理示意图

（四） 实验原理以及数据计算方法：
对于倾斜式多管压差计，取两个液面，则有：
（2- 7-1）
式中，和是倾斜式压差计测压管液面读数满，压差传感器直接测量压差，是压差计工作液体的密度，是多管压差计读数板铅直偏角。
将稳压箱压强和来流段压强接至测压管，根据伯努利公式
（2- 7-2）

则有
（2- 7-3）

于是 对于多管压差计有：
（2- 7-4）

所以，直接读取各个测点与总压，静压在多管压差计上的数值，即可求出各个测点的压强系数值；
对于多通道扫描阀：
（2- 7-5）
可通过计算机数据采集系统直接采集到各个测点与总压的差值，以及总压与静压的差值，从而得到各个测点与静压的差值，计算得到压强系数值。
升力的计算方法：
气流给予翼型的总合力在y轴上的分量称为升力。记做FL，紊流绕流中，粘性切应力对总合力的贡献仅占很小份额，因此，通常仅考虑压强的作用。
升力系数的定义为
（2- 7-6）

式中A是升力作用面的面积，对于二元翼型，升力的作用面等于弦长C乘于单位宽度。

p
y
升力的计算有以下两种方法
x

ds
dx

图4 翼型升力计算示意图
1、压力法

参见图4，设上表面的微面积ds，设该面积上的压强为p，则压力为pds，投影到y轴得-pdscos，负号表示压力方向为y轴负向。对于下表面，合力应为正值。因而，升力是下表面合力（正）和上表面合(负)的代数和， FL=(P) （2- 7-7）

升力系数
CL= （2- 7-8）
式中,。积分用梯形公式计算，参见相关教材。如果令，则 （2- 7-9）

2、速度环量法
根据翼型理论公式，升力与速度环量的关系是，由此得到升力系数
（2- 7-10）
按定义，环量的表达式为·，由翼型理论知，当升力为正时，速度环量必为顺时针方向。因此，上式的封闭曲线积分应为顺时针方向。
在翼型上表面，气流速度与积分方向相同 而在下表面，速度与积分方向相反，因而由压强系数的定义
（2- 7-11）

从而
（2- 7-12）

令=S/S0为无量纲的曲线弧长，则
（2- 7-13）

积分仍用梯形公式计算
（五）实验步骤：
对于多管压差计：
（1）.装试验段。调平多管测压计，使测压排管与垂线的夹角为0°，将翼型测压管与多管测压计连接，并使翼型1号测孔中心位于角度盘的0°（定位），然后转动翼型使指针置于16°角，取走实验台面上的活动板；
（2） 接通电源，慢慢开大两侧的调节阀门，用多管测压计酒精库的升降来调节排管的液位达到最大量程（排管液位达满量程），然后拧紧酒精库的固定螺丝。待测压管稳定后，读取稳压箱，收缩段和各个测点的测压管读数，（读取液位波动的平均值）并记录，观察稳压箱和收缩段是否有变化；
（3）转动翼型，改变角度，可分别记取4°，8°，12°，记录各个数值；
（4）实验完成，关闭电源。
（注意事项：整个实验过程，不要对气流进行干扰，从而引起测压管数值的大幅度波动，影响实验结果）
以下给出实验记录表格示例：
气温=________（0），翼型弦长C=__________（mm），翼形表面周长S0________（mm）.
压力计倾斜角=_________,测压管读数=_______（mm）。=_________（mm）
风速=_________(m/s)。
实测数据与计算
实验数据记录与处理表
测点
x/c
s/x0

Cp

Cp

Cp

Cp
上
表
面
1

2

3

4

5

6

7

8

下
表
面
9

10

11

12

13

14

升力系数
CL
压力法

环量法

标准值

多通道扫描阀：
（1） 点击计算机桌面上数据采集系统“CY-NACA1.0翼型表面压强测试系统”，进入“进入测试界面”，覆盖以前同学实验结果，可看到如下测试界面：（图5）

图5 测试状态图
（2）串口设置：通过查看“我的电脑”中“设备管理器”中端口一项而知”，其余皆为默认值。打开多通道扫描阀的电源，点击“打开串口”，点击“OK？”确认。
（3）选定模型与来流方向的夹角，在测试界面上填入攻角；
（4）风速大小由所测定的驻点压强与来流压强的差值计算决定；
（5）档位选择与孔号选择：档位分A、B、C、D、E共5档，每档10个通道，一共50个通道；测点已经按照顺序与多通道扫描阀的通道号顺序一一对应接好，在本试验中，模型14个测点对应着A档的1-10通道，以及B档的11-14通道；按照测点的布置顺序，依次选择相应的档位以及孔号，每个孔号，点击“记录Cpi”，则计算机自动采集两个差压变送器的电压值，并转换为相应的压差值，并同时计算二者的比值，显示在右边的数据栏中；
（6）测完全部测点，点击“记录Cl”，则计算机自动计算出在此攻角下翼型的升力系数值；
（7）再改变模型与风来流方向的夹角，重复（3）（5）和（6）步骤；
（8）结束全部的测量，点击测试界面上的“报表输出”，得到测试的整个数值；
(9)退出测试界面，关闭多通道扫描阀电源，实验测试结束。
五、 测试结果及处理分析要求：
1 绘制翼型某个攻角情况下的压强分布图；
2 计算各个攻角下的升力系数。

延伸阅读思考：
1. 是不是攻角越大，升力系数一直保持越大？
2. 流体的速度对升力系数的影响？

注：美国国家宇航局给出了NACA23015翼型的升力系数CL的标准值：
0 2 4 6 8 10 12 14 16 17 18
CL 0.12 0.31 0.56 0.75 0.94 1.17 1.37 1.53 1.67 1.70 1.64