翼型表面压强分布09-5-11更改版

1、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

2、长=mm.。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。y1234567891011121314x图型2翼型示意图上表面测点12345678x/cy/cs/s000010下表面测/cy/cs/s0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）。

3、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

4、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

5、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。py升力的计算有以下两种方法xdsdx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

6、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，

7、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

8、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/cs/x0CpCpCpCp上表面12345678下表面91011121314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“”，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“

9、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。5、 测试结果及处理分析要求