量测实验十四-----翼型表面压强分布测量实验.doc

量测实验十四 翼型表面压强分布测量实验
（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，斜管压差计或多通道扫描阀；
2 小型风洞，NACA23015型二元翼型，多通道扫描阀装置。
（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：
（1）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，上下对称布置了14个测压孔，测压孔的开孔测点示意图（图2）以及具体位置标示见表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 NACA23015二元翼型测孔位置表

（2）气动台中使用的NACA0021型二元翼型，其弦长C=100mm。其测孔位置见下表2：

测点编号
1
2
3
4
5
6
7
x(mm)上
0
5
10
20
30
60
80
y(mm)上
0
6.221
8.195
10.04
10.504
7.986
4.591

测点编号
8
9
10
11
12
13
14
x(mm)下
100
80
60
30
20
10
5
y(mm)下
0.221
-4.591
-7.986
-10.504
-10.04
-8.195
-6.221

表 2 NACA0021型二元翼型测孔位置表

3．多管差压计：
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，便可以直接读取各个测压管数值，由以上公式，即可计算各点压强系数。

4. 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：
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。
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：
1． 多管压差计方法：
（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

2．多通道扫描阀：
（1） 检查各个测压管是否相接正确；
（2） 按下多通道扫描阀上左上角绿色电源按钮；
（3） 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”，填写实验人员及班级，点击“确定”
（4） 出现界面提问是否需要覆盖前述的文件，点击“是”；
（5）将看到如下测试界面：

图5 测试状态图
（6）点击“打开串口”，显示“关闭串口”状态，点击“OK？”确认；
（7）调节翼型与来流之间的夹角：气动台上可直接旋转角度指针，确定翼型模型与来流方向的攻角，小型风洞上，由于翼型上下不规则不对称而且有所松动，可直接用手调节翼型模型，当模型玹线与0-180度线平行的位置确定为0度攻角，之后按照玹线前部指示的角度依次增加4度，8度，12度；
（8）将翼型模型与来流的夹角值填写入“攻角输入”；
（9）“风速”中删除“60.0”，风速大小由所实验最终测定的总压与静压差值的平均值计算得出；
（10）多通道扫描阀箱子中共计50个电磁阀开关，以10个为一组分档，分为A、B、C、D、E这5档，翼型模型上14个测点按照顺序与多通道扫描阀的1-14号通道一一对应接好，即采用了A档的1-10号和B档的11-14号通道；
（11）在测试界面，“档位与孔号选择”，即可依次选择档位及孔号，每选择一个孔位，将多通道扫描阀上的旋转式开关旋转至相应的位置上，然后点击“记录Cpi”，则计算机自动采集并在右侧数据栏中显现出两个压差传感器的值，即总压与静压的差值，测点与总压的差值，并将此测点的压强系数值计算结果显示出来；
（12）14个测点完成后（注意11-14测点要选择B档，前10个测点测完后要复位），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并显示在下方的数据栏中；
（8）不要清空数据，只需改变模型攻角，重复以上步骤，数据会累加在数据栏中；
（9）按照实验要求各个攻角测量完后，点击测试界面上部菜单中的：“测试结果”,点击“Excel表格”，则可以看到生成Excel报表文件，可打印或保存拷贝测试结果；
(10)关闭串口，关闭通道扫描阀电源，退出测试界面，关闭风洞或气动台电机电源，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