SHFD低速风洞全机测力实验报告.doc

飞行器设计与工程专业综合实验SHFD低速风洞全机模型气动力和力矩测量试验报告院 系： 专 业：飞行器设计与工程班 级： 学 号： 姓 名： 风洞试验任务书姓名： 班级： 2 学号： 指导教师： 完成日期： 2015年9月20日实验小组：第二组组长：（学号：）小组成员：姓名学号 试验任务表实验风洞：SHFD 时间：2014.8.312015.9.20试验类型试验状态备注DSBM-01标模测力试 验纵向试验b=00：a=-40120 ; Da=20b=00：a=120320;Da=40试验风速V=27m/s横向实验a=40：b=-160160； Db=40a=80：b=-160160； Db=40 摘要本次试验采用SHFD低速闭口回流风洞对DBM-01标准模型在不同迎角及侧滑角下受升力，阻力，侧力，俯仰力矩，滚转力矩，偏航力矩变化情况进行了测量，对SHFD低速风洞进行了详细的介绍，包括风洞的动力系统、控制和数据采集系统等。最后根据模型所受各力随迎角变化情况应用tecplot软件绘制出Cy-，Cy-Cx，Mz-Cy，Cz-，Mx-，My-曲线。 关键词 DBM-01标模 测力实验 SHED风洞 tecplot 目录第一章 实验名称与要求 .11.1 实验名称.11.2 实验要求.1第二章 实验设备.12.1风洞主要几何参数.12.2流场主要技术指标.22.3 控制与数据采集系统.22.4 风洞动力系统.22.5 DBM-01标准模型.2第三章 风洞实验原理.43.1相对性原理和相似准则.43.2主要测量过程.4第四章 实验方法及步骤.64.1 了解风洞组成及开车程序.64.2 制定试验计划.64.3 模型及天平准备.6 4.4 实验步骤. 8第五章 实验数据处理与分析.95.1干扰修正计算.95.2实验结果分析.11 结论.21参考文献.22 第一章 实验名称与要求1.1 实验名称 全机模型气动力和力矩测量1.2 实验要求通过低速风洞常规测力试验，深化对空气动力学理论的理解，初步掌握空气动力低速风洞试验技术：常规测力实验设备的使用，了解使用工业控制机对风洞风速和模型姿态角控制和信号采集及处理的基本方法。了解风洞试验数据的修正和处理方法，熟悉低速风洞标模的气动力特性规律和分析方法，初步掌握实验数据曲线的绘制软件的应用，为飞行器设计和空气动力学深入研究奠定。第2章 实验设备本试验采用沈阳航空工业学院SHFD低速闭口回流风洞（见图1）：2.1风洞主要几何参数风洞试验段：闭口宽高长 = 1.2m1.0m3m，四角切角。风洞收缩段：长1m，收缩比n = 8。图1 SHFD低速闭口回流式风洞轮廓图风洞稳定段：圆形，截面尺寸直径4m，总长2m。蜂窝器为正六角形孔，对边距20mm，深300mm。阻尼网共6层，20目。2.2风洞动力系统变频器驱动三项异步交流电机带动螺旋桨工作。变频器功率75kW；电机为四极，功率75kW。桨叶翼型为RAF-D, -E，共6叶。2.3控制和数据采集系统风洞的控制系统是由计工业控制计算机（研华610H）、风速传感器（DCXL-10D）和变频器（SPF-75）组成，用VB语言开发的控制程序，对风速进行闭环控制，风速的控制精度为0.2m/s。模型姿态控制由计算机、步进电机驱动器（BQH-300Y）和步进电机（110BF003）分别带动模型支撑系统（尾撑和腹撑）做垂直面内转动（称为迎角）。迎角转动范围为-15+25，侧滑角由转盘涡轮蜗杆手动控制，转动范围为-180+180。由旋转编码器实施测量转动角度。数据采集系统是通过数据采集处理程序驱动，将杆式应变天平受力（或力矩）变形感应到的电压变化信号和压力传感器输出的电压信号，通过信号调理器（XL 2102E）及高精度稳压电源（XL 2101）对信号进行滤波、放大后，送入12位数据采集卡（PCL818L）变为数字量，进入计算机中央处理器处理。2.4 风洞流场技术指标 表1 SHFD风洞流场的主要技术指标流场技术参数指标备注最大速度Vmax （m/s）50 实验中单位全部采用ISO国际标准单位制最小稳定速度Vmin （m/s）5轴向静压梯度|dCp/dx| （1/m）0.005场系数i0.0045平均气流偏角|0.5平均气流偏角|0.5时间稳定性0.005湍流度0.142.5 DBM-01标准模型 试验模型采用DBM-01标模，模型全钢制造，比例1:3。该模型是国际、国内通用的低速风洞标准模型，具有气动力在较大雷偌数范围内变化不敏感的优良特性，有国内外多个风洞的试验数据可作比较参考。主要参数见表2：表2： DBM-01标准模型参数表机 翼机 身展弦比3.0长0.6096 m梢跟比0最大直径0.0508 m翼型NACA0003.5-63长细比12面积0.0413 m2平 尾平均气动力弦0.1565 m面积0.0090 m2展长0.3519 m翼型NACA0004-64全机力矩参考中心0.375bA平尾尾臂（平尾到力矩参考中心距离）0.2347 m 第三章 风洞实验原理3.1 相对性原理和相似准则用模型在风洞中进行试验来模拟飞行器在空中的真实飞行应满足相对性原理和相似准则。相对性原理即：在初始条件、物性条件和边界条件相同的情况下，物体在流体中运动所受的力与物体不动而流体以相同速度（大小和方向）相对物体运动时物体所受的力相同。相似性准则即：对于流体动力学实验来说，只要满足模型与真实飞机是几何相似、运动相似、动力相似和热相似的，则两个流场相似。对于低速流动来说，主要相似参数有：代表粘性影响的雷诺数： ；代表压缩性影响的马赫数: Ma= V/a；表示流体压力与惯性力之比欧拉数; ; 物体上的力与惯性力之比 牛顿数如果绕模型流动与绕实物流动的相似参数相等，那么两者压力系数相同，力系数相同。试验时，让风洞的流场满足主要影响的相似准则，对不满足的相似参数进行修正来保证实现模拟，这样就可以把风洞中模型的力和压力用系数的形式用到真实的物体上。3.2 主要测量过程通过调节可控制转速的电机带动螺旋桨产生所需的风速流过支撑在风洞中与真实物体几何相似的模型，用应变天平测量模型所受的6个力分量，再经过数据处理得到空气动力系数。过程如下：（1） 在无风速V = 0时，采集模型在各个姿态下的各单元的初始记录。如：阻力、升力和俯仰力矩单元的零读数x0，y0和Mz0（mV）。（2） 风洞开车，改变模型姿态，在试验风速下V = VI时，采集记录阻力、升力和俯仰力矩单元的读数xi，yi和Mzi（mV）。（3） 用对应的试验值减去初始值: 其中，Kx，Kxy，KMz为天平校准系数，单位为N/mV和Nm/mV，由天平校准时给出。（4） 对采集的数据进行风洞流场的各种修正，得到各分量的气动力系数：纵向的升力系数Cy，阻力系数Cx和俯仰力矩系数mz，横向的侧力系数Cz，滚 转力矩系数mx和偏航力矩系数my。以及各分量的气动导数和气动力特征参数。 其中：q为实验速压，；pa为当天当地大气压（Pa），T为风洞内空气温度（K），R为空气气体常数，取287.05 J/(kgK)；s为机翼面积（m2）；bA为机翼平均气动弦（m）；L为机翼翼展。（5） 存储和输出：按使用需要进行试验数据的显示、输出。一般纵向数据按风轴输出，横向数据按体轴系输出。第四章 实验方法及步骤4.1 了解风洞组成及开车程序 了解风洞各部分构造及主要功能。 了解风洞控制主电源开关的使用。 了解变频器开启和停车步骤；变频器的远程控制开关位置；变频器工作时的安全注意事项。 了解计算机测控及数据采集程序，熟悉开车过程、改变模型角度的控制方法和调速方法。 应急停车按钮的正确使用方法。4.2 制订试验计划 根据试验任务书编写试验运转计划、确定小组人员分工；试验风速可取V = 27m/s纵向试验：侧滑角 = 0，改变模型迎角，测量模型的升力、阻力和俯仰力矩，取模型迎角变化范围为-412，变化间隔 =2;120320，变化间隔 =4。大迎角试验中间要更换支杆；横向试验：在迎角 = 4、8时，改变侧滑角测量模型的侧力、偏航力矩和滚转力矩，取侧滑角变化范围为-1616，变化间隔 =4； 测量试验室当天的大气压强、温度，计算试验雷偌数Re和速压q； 计算风洞流场及模型各项干扰的修正参数（参照课程大作业）。4.3 模型及天平准备 进入试验段内，将转盘上后部的小盖板拆下。用计算机（或控制台）将角调到-5，安装弯刀支架和支杆。 将24六分力杆式应变天平从天平盒中取出，在风洞中先把天平信号线导引穿过支杆孔，然后用双向锁紧螺母将天平紧固在支杆上（天平后键槽向下）。将从支杆孔穿出的天平信号线露出的部分用铝箔或细铜网包裹屏蔽，然后沿着弯刀后面的槽导出到风洞外的接线板上（用胶带辅助定位），按各元标号正确焊接。连接信号调理器和稳压电源，并通电预热30分钟以上。（此项由指导教师进行，注意：应非常小心，避免磕碰天平和折断天平信号线） 用手对天平加以适当的载荷，从信号调理器读数检查天平各元输出信号符号是否正确，判断连线是否正确。在天平前端螺纹孔拧入一螺栓，并在螺栓上以柔软细索悬吊不大于10kg砝码或重物（注意：应轻轻加载，避免对天平的冲击力），从信号调理器读数检查天平Z方向力元输出信号是否为零。否则，松开双向锁紧螺母，微量旋转天平调整并重新锁紧后再次检查。检查完毕后拆去螺栓。 将模型小心地从箱中取出，拆下头锥。将模型安装在天平上（面向天平看时，天平前键槽在右侧），用螺栓紧固（注意，拧紧力矩不应太大，并用手扶住模型两翼，不使天平受到过大力矩），然后装上头锥。模型安装见图2。图2. 三元模型安装示意图图3. 模型安装示意图4.4 实验步骤 启动风洞控制和数据采集计算机程序，输入模型参数和洞壁干扰修正因子值； 按试验运转计划，输入当天的大气参数、试验迎角变化范围、变化间隔角度值和实验风速； 测零读数和各试验角度的静矩mz0值； 状态检查，准备开车； 点击程序开车和测量指令，启动风洞并进入程序控制和测量，直到实验完成，程序自动停车； 调出实验数据并显示曲线，进行初步分析。如结果正确，将迎角调至下一个试验的初始角度。如进行横向试验，则固定迎角，以手动方式改变侧滑角，重复实验； 每种状态做7次重复试验，以进行误差分析。全部试验完成后，退出计算机程序； 检查风洞洞体、模型及天平和测试系统、关闭电源。 第五章 实验数据处理与分析5.1干扰修正计算5.1.1计算雷诺数用大气压力计测实验室的大气压强 p=101.5KPa 用温度计测实验室的大气温度 T=25计算密度 r= 1.227 kg/m3计算速压 q=1/2rv2= 447.24Pa由，室温下，=1.84251 且=27m/s，模型机身最大直径L=0.0508m。所以=0.91345.1.2数据修正实验给定的风速27m/s，实验旋成体机身最大直径为D=0.0508m， 用大气压力计测实验室的大气压强 p=101.5KPa，用温度计测实验室的大气温度T=25，密度r= 1.227 kg/m3，速压q=1/2rv2= 447.24Pa，雷诺数=0.9134以及2.5节中所给出的数以及指导书中的公式计算如下：（1）洞壁阻塞效应修正固体阻塞系数 =0.84洞壁阻塞修正系数 （2）轴向静压梯度影响修正形状因子 =1.005形状因子 =0.8875机身体积=0.45机身长度 =0.450.6096=0.7079机翼体积=0.7平均弦长平均最大厚度翼展 =0.70.15650.0350.15650.3519=0.2413 机翼水平浮力修正量 机身水平浮力修正量（3）三维闭口风洞尾流阻塞修正系数尾流阻塞修正系数 =阻塞修正系数 （4）洞壁升力效应修正有效翼展 尾翼区下洗修正 洞壁诱导速度沿翼弦方向变化的修正系数 修正因子 迎角修正量 阻力系数修正量 尾翼区下洗修正 5.2实验结果分析5.2.1测力数据及曲线此次实验是在风速27m/s，雷诺数Re=0.914x105，大气压p=101,5Pa，温度t=25，空气密度r= 1.227 kg/m3，速压q=447.24Pa下进行的。其中纵向实验迎角变化是=-432，横向实验=4，=-1616；=8，=-1616。其中横向实验为提高精度做了7次重复实验。7次实验的实验的数据如下表所示：表1：第1次实验数据 表2：第2次实验数据 表3：第3次实验数据表4：第4次实验数据表5：第5次实验数据表6：第6次实验数据表:7：第7次实验数据横向实验的实验数据如下表所示：表8：横向实验数据表格（=4）表9：横向实验数据表格（=8）根据各次的实验数据利用tecplot软件画出Cy曲线，CyCx曲线， MzCy曲线，Cz曲线，Mx曲线，以及My曲线，结果如下图：图5.2.1 Cy曲线图5.2.2 CyCx曲线图5.2.3 MzCy曲线图5.2.4 Cz曲线图5.2.5 Mx曲线图5.2.6 My曲线根据实验数据得到的气动力参数与标模参数如下表所示：表10：气动力特征参数表（纵向）表11：气动力特征参数表（=4）表12：气动力特征参数表（=8）纵向7次实验数据的标准差如下表所示：表14：纵向实验标准差计算表格CyCxMzCzMyMx-40.007430.002560.001220.005490.000880.00051-20.0121820.0046090.0053540.0202980.0018230.00143700.0201560.0055510.0082860.0232930.0023030.00199620.0106410.004970.0041930.0162210.0020780.00158240.0227160.0091980.0094260.027040.0020870.00265460.0133550.007210.0084780.024580.0019670.00244580.0207110.0112160.0078990.0248110.0023090.002481100.015360.010590.005520.02570.002490.00307120.0218970.0078640.0053160.0244270.0017150.002844160.0177140.008330.0061520.0247270.0012620.002403200.0137460.0106820.0082910.0207260.0012580.002695240.0192910.0152940.0077250.0214890.0011760.002954280.0182610.0161170.0076860.0316480.0010120.003971320.013760.014110.006620.02730.0009180.003514分析：在纵向实验中，曲线虽都能体现去正确的趋势，但是却和标模数据的曲线有相对较大的偏差，例如升力系数与迎角的曲线与坐标轴的交点，即零升迎角的数值与真实值有一定的偏差，升力系数与阻力系数的曲线（即极曲线）与横坐标的交点也和真实的结果有偏差，产生的原因就是在试验中产生了一些误差，例如，迎角的测量值与实际有偏差，测量仪器本身就存在一定的误差，在测量数据中，读取数据有