1、空气动力学实验指导书
大攻角飞行器侧向力产生机理实验
一 实验目的
1）大攻角细长旋成体前体非对称涡系及其侧向力控制，是航空航天领域中的重要而经典的研究课题。作为飞行器设计和流体力学专业的学生，学习和了解本学科的前沿课题是十分必要的。通过实验，了解细长旋成体在大攻角时侧向力的变化特性，特别是要明白侧向力产生的物理机制以及如何控制侧向力等重要问题。
2）学习和掌握风洞模型测力实验
二 实验仪器和设备
1）1米低速风洞回流风洞
细长旋成体模型的试验，是在南京航空航天大学空气动力学系非定常回流低速风洞进行。该风洞是国内首座非定常风洞，通过水平并列旁路加上非定常流动控制机构实
2、现试验段的非定常流场。在作为定常风洞使用时具有低湍流度（0.05%）、低噪声（75dB）等特点。开口实验段为矩形1.5×1米，实7验段长度1.7米，湍流度0.5‰，最大风速是30米/秒，最低稳定风速为0.5米/秒。风洞整体布局见图-1。
2）模型姿态角控制系统
模型姿态角控制系统由系统底盘、水平圆盘转台、弯刀支架、齿轮减速箱、步进电机和驱动器以及控制计算机组成。由步进电机通过齿轮减速箱驱动圆盘转台、弯刀支架做旋转运动，两者的旋转中心与天平的校心重合。该系统可分别和同时改变迎角α和侧滑角β，其控制精度优于2´，迎角α可做360º旋转，侧滑角β变化范围在-8º～30º。内置式天平通过天平杆固定
3、在弯刀支架上，如图-2所示。
3）细长旋成体模型（小模型，用于1米低速风洞试验）
低速风洞测力模型的前段为尖拱型的锥柱体，长细比为2，后段为等直径段圆柱体（D=62mm），模型全长L=700mm，长细比L/D=11.3，模型采用硬铝材料加工。模型采用尾支撑方式，模型后段内部装有外径为24mm的六分量测力天平及天平尾撑杆，并通过弯刀支架安装在圆盘转台上，转台由步进电机驱动可做360º水平旋转，用来改变模型的攻角。
4）压力传感器
在模型X／D=3.2，周向角φ=±120º处开了两个内径为1mm的静压孔。在模型内部装有压力传感器，并将两个静压孔通过橡胶导管连接到传感器的输入正端和输入负端，
4、压力传感器的输出信号用示波器进行监视。数字电压表可以记录压力传感器的输出信号电压值。
三 实验原理与方法
大攻角时飞行器背风区的流动结构是十分复杂的，建设一套包含应用现代流场图像显示和测试技术，辅以模型表面测压、气动天平直接测力等实验技术的风洞前体模型吹风实验验证系统，可以从多种角度直观而有效的阐明该现象的物理本质。大攻角飞行器侧向力产生机理综合实验系统具备以下特点：
1）实验操作非常简单，所有操作均可在计算机上完成，如调节风洞实验风速、改变模型攻角、激光片光发射探头三维空间移动、图像实时采集记录，模型表面压力和模型气动力的数据采集和实时图形方式显示等。将显著缩短实验周期，提高实验
5、效率。
2）风洞实验时角度控制机构可连续改变模型攻角（0~90º），同时进行模型背风区涡系的激光片光流场显示，动态分析仪和数据采集系统也可同时记录和分析模型表面压力信号和天平测力结果，展示大攻角飞行器侧向力的产生过程。整套系统包括连续激光片光全流场扫描显示子系统一套，内式气动天平测力子系统一套，细长旋成体风洞实验模型一个，模型表面测压子系统一套，数字图像显示记录系统一套。
四 实验步骤
1） 记录实验时，实验室的环境温度（T= ）和大气压力（Pa= mmHg）；
2） 风洞实验操在计算机上完成，双击风洞图标后，按照提示，设定名义实验风速V=10米/秒；
3） 检
6、查风洞实验段模型是否安装牢固，实验段内有无异物，确认安全后，按ENTER键开风。风洞风速稳定后，记录风洞的落差压力；
4） 风洞实验时角度控制机构可连续改变模型攻角（0~90度），天平测力系统可以记录模型气动力的测力数据结果文件；
5） 采用数字电压表记录不同攻角时压力传感器的输出信号电压值。
α=0°~60°，Δα=5°
五 实验数据处理
1） 根据实验室的环境温度和大气压力计算风洞实验段的实际风速
风速与动压计算公式：
（m/s）
（Pa）
式中空气密度可由下式计算：
（kg/m3）
2） 采用绘图软件绘制模型纵向气动力曲线
3） 采用绘图软件绘制模型表面差压随攻角的变化曲线
六 实验结果分析
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