量测实验十四 翼型表面压强分布测量实验

1、- -量测实验十四 翼型外表压强分布测量实验（一） 实验目的和要求1、 测量气流攻角，和的翼型外表压强分布。2、 由压强分布计算升力系数。3、 绘制攻角的翼型外表压强分布图。（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

2、二元翼型，其弦长C=280mm，外表周长=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为外表曲线的孤长，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/s00000.050.060.040.10.0760.0660.20.0950.1150.30.10.1840.70.050.3520.950.010.48100.505下表面测/cy/cs/s00.05-0.039-0.9690.1-0.0520.9420.2

3、-0.0620.8920.3-0.0570.8440.7-0.0140.650.95-0.0080.63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1234567x(mm)上051020306080y(mm)上06.2218.19510.0410.5047.9864.591测点编号891011121314x(mm)下10080603020105y(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1

4、4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，使其复原成压差数值，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

5、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，那么有： 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那么有 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

6、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奉献仅占很小份额，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，设上外表的微面积ds，设该面积上的压强为p，那么压力为pds，投影到y轴得-pdscos，负号表

7、示压力方向为y轴负向。对于下外表，合力应为正值。因而，升力是下外表合力正和上外表合(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，那么 2- 7-92、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。在翼型上外表，气流速度与积分方向一样 而在下外表，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，那么2- 7

8、-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到达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&#

9、176;，记录各个数值；4实验完成，关闭电源。本卷须知：整个实验过程，不要对气流进展干扰，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例如：气温=_0，翼型弦长C=_mm，翼形外表周长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翼型外表压强测试系统，进入

10、“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“翻开串口，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，由于翼型上下不规那么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

11、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，那么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；1214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，那么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，那么可以看到生成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，实验测试完毕。5、 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