SHFD低速风洞旋转体机身测压实验报告

1、SHFD低速风洞旋成体机身模型测压试验数据处理报告院 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： 学号： 2 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：学号姓名纵向alpha横向alpha=4alpha=8032-164236-128440-812644-4168480-1610524-1212568-8146012-416/1816020/24/2804风速27 m/s 试验任务表实验风洞：SHFD 时间：2015.8.312015.9.20试验类型试验状态备注旋成体机身测压试验纵向实验b=0o：a=0

2、o20o；a=2oa=24o60o；a=4o试验风速V=27m/s横向实验a=4o：b=-16o16o；b=4oa=8o：b=-16o16o；b=4o 摘要本次的试验就是测量旋成体机身表面的压强分布，绘制压力曲线，采用SHFD低速风洞对旋转体机身进行吹风试验。分别完成其纵向实验和横向实验，通过压力扫描系统可以在计算机中得到旋转体机身表面各截面上测压口的压力。通过计算可以得到其压力系数，最后通过tecplot软件即可画出各个截面的压力分布情况以及上下子午线的压力分布情况。关键词 旋成体机身 风洞试验 纵向试验 横向实验 tecplot 目录第一章 实验名称及要求1第二章 实验设备22.1 风洞主

3、要几何参数22.2 风洞动力系统22.3 控制和数据采集系统22.4 压力扫描系统32.5风洞流场的主要技术指标42.6 试验模型4第三章 实验原理83.1风洞实验原理8 3.1.1 相对性原理和相似准则8 3.1.2 主要测量过程8 3.2测压实验原理9第四章 实验方法及步骤114.1 实验准备114.2计算雷偌数114.3分配任务124.4 实验过程12第五章 实验数据处理135.1 实验数据修正计算135.2 纵向和横向实验曲线图及分析14结论21参考文献22附录23 第一章 实验名称及要求1.1 实验名称 旋成体机身测压试验1.2 实验要求通过试验深化对空气动力学的理论的理解，初步掌握

4、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。熟悉低速风洞标模试验的气动力变化规律，初步掌握风洞试验数据的修正、处理和分析的方法，掌握科学计算、试验曲线绘图软件的应用。 第二章 实验设备 本次试验采用沈阳航空工业学院SHFD低速闭口回流风洞（如图2.1）2.1 风洞主要几何参数风洞试验段：闭口宽×高×长 = 1.2m×1.0m×3m，四角切角。风洞收缩段：收缩比n = 8，长.m。图2.1 沈阳航空学院SHFD低速闭口回流式风洞气动轮廓图风洞稳定段：圆形，截面尺寸直径3.57m，

5、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）

6、。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 压力扫描系统电子压力扫描阀引进西北工业大学的DSYJB，系统是集压力测量、数据采集、在线校准和数据处理于一体的压力测试系统。其主要特点是：

7、实现了多点、快速和高精度的压力测量。采用压力扫描阀系统可以提高压力测量效率、试验数据的质量和试验的可靠性。（使用见其说明书）系统的主要技术性能：l 测压通道：96点l 量 程：±2.5KPa（64通道）; ±7.0KPa（32通道）l 测压精度：±0.2FSl 扫描速率：20000点/秒图2.4.1 风洞实验风速、角度控制系统流程图2.4.2 旋成体试验数据测量和采集系统流程2.5 SHFD风洞流场的主要技术指标 表1：SHFD风洞流场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

8、）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0.142.6 试验模型旋成体机身侧压模型为全钢结构，机身长度532mm，机身最大直径70mm，由4段组成，头部为余弦抛物线，中部为直柱段，尾部为抛物收缩段，底部直径42 mm，模型带有尾支杆及预偏角机构。旋转中心位于距离头部292 mm处。共112个测压点，布置在13个剖面上，测压管直径0.8，见图2.6.1。图2.6.1 测压模型安装示意图表2：旋成体延机身各测压点剖面距机头顶点距离表（mm）序 号123456789101112

9、13距 离20406595125155195295400430460480500图2.6.2 旋成体机身及测压点截面分布图 图2.6.3 旋成体测压点接管示意图注：其中各横截面测压孔编号由学生自己在安装测量时按顺序定义。1横截面测压孔有四个点均布；27横截面测压孔有十个点均布；813横截面测压孔有八个点均布。旋成体机身在横截面与子午线交点处都开有测压孔。实际测量了95个测压口的压力。实验前对其模型进行通透性检查，结果如下表3：旋成体测压实验测压点位置与通道号对应表（表中备注空表示正常）通道号12345678910111213141516管 号12345678910111213141516点 号

10、12345678910111213141516备 注通道号17181920212223242526272829303132管 号17181920212223242526272829303132点 号17181920212223242526272829303132备 注不畅漏气通道号33343536373839404142434445464748管 号33343536373839404142434445464748点 号33343536373839404142434445464748备 注堵通道号49505152535455565758596061626364管 号495097529610155

11、565758596061626364点 号495097529610155565758596061626364备 注不畅通道号65666768697071727374757677787980管 号65666768697071727374757677787980点 号65766768697071727374757677787980备 注不畅堵通道号81828384858687888990919293949596管 号811051061078510911011189909192939495点 号811051061078510911011189909192939495备 注表3 旋成体测压点状态表第三

12、章 实验原理3.1 风洞实验原理 3.1.1 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

13、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。 3.1.2 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

14、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N·m/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/(kg·K)；s为机翼面积（m2）；bA为机翼平均气动弦

15、（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。 3.2 测压实验原理本次实验压力测量及存储由扫描阀和计算机完成，其中扫描阀量程有两个范围，一个为：2Kpa，64点；另一个为：7Kpa，32点，因此实验室配置的扫描阀测压系统可以同时测量96点压力。旋成体模型开有112点测压孔，这里我们只测量前95点压力(远前方总压占有1点)。扫描阀所测得的压力为表压力：即测量点压力与大气压力之差，单位为Kpa。因此旋成体表面所测压力换算成压力系数其中，为测量的表面压力；为远前方静压，取实验段入口处皮托管所测静压；为来流速度；为空气密度

16、。为来流速度，可以取为实验风速，即首先在启动风洞之前，当实验风速0时测量存储个测压孔的压力及皮托管的总静压、(习惯上这些值称为初读数)。如果扫描阀校准之后这些初读数数值基本为零时，可以忽略初读数(一般扫描阀当天校准后，初读数基本都为零)。然后启动风洞，当时监视连接各测压孔的扫描阀各通道压力值；注意测量压力不能超出扫描阀测量点的量程。待风速稳定后记录存储各点压力值、(习惯上这些值称为末读数)。由上述存储数值，如果初读数各不相同后者是不为零时，则其中 ，为风洞速压修正系数。SHDF风洞该系数在常用风速区随风速变化较小，在一般实验中可以取为常数，0.9775。求出各点压力系数后，对应好旋成体上的位置

17、，其中旋成体机身上下子午线为，机身纵截面，顶部及底部两条线。最后，首先以各横截面测压点在该截面上的圆的角度为横坐标，以为纵坐标绘制各截面的表面压力分布曲线。然后以各截面距机头顶点的相对距离()为横坐标，以为纵坐标绘制上下子午线表面压力分布曲线。绘制压力曲线图后，对旋成体压力分布进行分析计算。模型表面压力分布曲线除坐标法外还可以用矢量法，机翼压力表示方法。 第四章 实验方法及步骤4.1 实验准备a 管路连接：将准备好的测压管，按编号连接到测压模型上，记录个测压管的编号与旋成体机身相应的位置，以便处理数据。然后进行各点的气密性检查，确保无泄漏，无堵塞。b 装模型：将测压模型安装到风洞的支持系统上，

18、并调试垂直度与来流偏角，保证模型安装姿势正确（模型调零，使用水平仪调整）。c 把测压管的另一端链接到电子压力扫描仪的压力接口上，按测压管的序号进行连接，扫描仪的压力借口也有编号，一一对应，以便实验后数据整理。注意测压管路一定要连接正确，并且连接顺序要记在笔记本上，数据处理时方便查找和分析。d 进行设备的工作状态调整。 4.2计算雷偌数 实验给定的风速27 ，实验旋成体机身最大直径为D=0.07m， 计算风动控制风速。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

19、温下，=1.84251× 且=27m/s所以=1.259 4.3 分配实验任务 1 实验前进行人员分组，分工。2 确定实验状态。3 读取当天大气状态参数并做记录。4.4 实验过程a. 打开 供电开关以及计算机,应变仪,变频开关使之处于预热阶段至少半小时。打开气源，调节压力阀，使气瓶压力恒定为0.6Mpa。打开计算机运行扫描阀程序，首先双击服务程序，然后进入测控与数据处理程序。在程序面板左侧单击扫描仪校准按钮，扫描仪自动进行校准，首先校准2Kpa量程，再校核7Kpa量程。在校准的过程中，操作人员监视校准过程，暂停程序操作，带校准完成后，查看各通道传感器校准系数，分析系数，报告实验老师，

20、待其批准后存储档次校准系数。b. 记录大气压力值及实验室温度，计算空气密度。c . 运行扫描仪数据采集窗口。单击压力按钮，观察各通道初读数，如有异常点，重新进行扫描仪校准d . 运行风动控制程序，开车运行，待风动风速达到设定值并稳定后，进行数据采集。一个状态记录储存后，改变模型姿态，达到设定值后，待压力稳定后再次进行数据采集。重复以上过程，完成实验。e. 完成实验后停车，关闭电源。f. 拆卸模型，装箱 第五章 实验数据处理 5.1实验数据修正计算形状因子 =0.923固体阻塞系数 =0.81旋成体体积=0.45×机身长度×=1.17306 风洞截面积 固体阻塞系数 尾流阻塞

21、系数 由于本实验没有测量阻力系数暂时不做此项修正。故阻塞修正系数为 速度修正 压力系数修正 5.2 纵向和横向实验曲线图及分析实验是在风速v=27m/s，雷诺数Re=1.259x105，室温25，速压q=447.24Pa下进行的，纵向试验中迎角=0°20°，=2°。=24°60°，=4°；横向实验中，=4°，=-16°16°；=8°，=-16°16°。以下曲线是在=0°，=6°和=44°,；以及=4°，=-4°，=8°

22、;，=16°时的曲线。 图5.2.1 截面1压力分布曲线图5.2.2 截面2压力分布曲线图图5.2.3 截面3 压力分布曲线图图5.2.4 截面4 压力分布曲线图图5.2.5 截面5 压力分布曲线图图5.2.6 截面7 压力分布曲线图图5.2.7 截面8 压力分布曲线图图5.2.8 截面9 压力分布曲线图图5.2.9 截面11 压力分布曲线图图5.2.10 上子午线压力分布曲线图图5.2.11 下子午线压力分布曲线图纵向分析：大多数截面的结果曲线都会出现一个最大值和两个极小值，最大值出现在正对来流的一面，即截面180度的位置。尤其在大迎角下较为明显，但是迎角过大很可能会出现曲线不在近

23、似对称的情况。此处气流遇到旋成体而受到压缩，速度下降，压强上升，所以测得的压强是最大的。前几个截面的出现曲线关于直线对称，说明气流流动相对旋成体中性面对称，气流较稳定，后几个截面曲线不再明显对称，很可能是由于支架的干扰，扰乱了气流。横向分析：横向实验的两条曲线的变化比较平缓，而且曲线的趋势差别也不大，说明变化趋势不会随角度的变化波动太大。 较为平缓。 结论本次实验得到的数据通过tecplot软件画出相应的曲线可以看出，实验结果还算可以，大体上反映出了实际的规律。但是与实际还是有一定的误差的，当迎角较大的时候，模型开始出现了抖动，以及在旋转体机身的后半段截面距离支杆较近，这样就会对周围的气流产生

24、影响，造成实验数据与理论有一定的偏差。在曲线中可以看出，在纵向实验中旋转体机身的表面压力分布情况与迎角有很大的关系，而横向实验中压力分布相对来说与侧滑角的关系较为平缓。总的来说此次实验达到了预期效果。参考文献1 张卫平. 低速风洞实验指导书. 沈航飞行器设计教研室 20142 范洁川等. 风洞试验手册. 航空工业出版社 20003 王铁城等. 空气动力学实验技术. 航空工业出版社 19974 恽起麟等. 风洞试验技术. 航空工业出版社 19995 钱翼稷. 空气动力学. 北京航空航天大学出版社 2005附录表.1各通道压力系数表序号截面通道管号角度Cp=6, =0=44, =0=4, =-4=

25、8, =161截面11100.143095-0.40067170.1516002-0.1169832截面122900.203134-1.09506470.3251004-0.0869083截面1331800.3193440.849278210.24858120.30353644截面1442700.24091-1.30572950.14065020.50095775截面25500.042043-0.409350.0458919-0.2073246截面266360.030649-0.49611640.0653077-0.174027截面277720.060965-1.15162880.142676

26、8-0.0957688截面2881080.097792-1.34063870.2157639-0.1296959截面2991440.16061-0.07553860.2128221-0.19848910截面210101800.2314140.895791170.15986990.044884111截面211112160.215009-0.15852980.08416790.417468912截面212122520.144525-1.3157970.04448640.41235913截面213132880.114563-1.11289520.05690730.177489814截面2141432

27、40.052351-0.71753510.0307254-0.11924615截面315150-0.05982-0.2980033-0.059686-0.27774516截面3161636-0.06183-1.0667418-0.028503-0.22604717截面3171772-0.0495-1.05423920.0244495-0.17328218截面31818108-0.019-1.21585780.0746561-0.23166619截面319191440.034904-0.14040510.0878941-0.28177420截面320201800.1092320.83358867

28、0.0432443-0.04737621截面321212160.104461-0.1313509-0.0150360.299633922截面322222520.028452-1.2137822-0.0559590.288422523截面32323288-0.02423-1.0455119-0.0679230.036964924截面32424324-0.03192-1.1755226-0.051645-0.15865125截面425250-0.1572-0.2461134-0.157647-0.33192126截面4262636-0.16244-1.2577947-0.145324-0.2895

29、2827截面4272772-0.14323-0.9829172-0.090378-0.21201428截面42828108-0.13341-1.1342068-0.059457-0.2738329截面42929144-0.08957-0.2200131-0.046153-0.35191630截面43030180-0.033890.73606836-0.087567-0.19696431截面43131216-0.08329-0.2249652-0.047722-0.0942332截面43232252-0.10869-1.1900355-0.1743830.120733233截面43333288-

30、0.03133-0.2129692-0.03857-0.02190234截面43434324-0.16635-1.2279355-0.182849-0.30229135截面535350-0.1916-0.2349509-0.20975-0.35636536截面5363636-0.18437-1.2319069-0.180985-0.28458437截面5373772-0.1831-0.9208454-0.151764-0.19865438截面53838108-0.17966-1.0570993-0.122836-0.29186739截面53939144-0.14402-0.2183134-0.

31、115939-0.35626340截面54040180-0.112380.61929567-0.161275-0.26133441截面54141216-0.11501-0.3095743-0.1954660.032604842截面54242252-0.16299-1.0507254-0.2048790.012126743截面54343288-0.17466-0.9690581-0.171474-0.14957544截面54444324-0.18129-1.3807942-0.193014-0.32365945截面645450-0.16516-0.2554127-0.188176-0.31657

32、846截面6464636-0.16122-1.3139175-0.177651-0.2219847截面6474772-0.16342-0.8515663-0.154738-0.13882248截面64848108-0.16643-0.8695275-0.132675-0.18623549截面65050180-0.101690.55281123-0.142873-0.24601750截面65252216-0.14962-0.897785-0.171833-0.01079251截面755550-0.10996-0.3826778-0.126301-0.25776252截面7565636-0.103

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