翼型表面压强分布09

翼型表面压强分布（―）实验目的和要求1、测量气流攻角 0,4,8,和12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 4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i风洞与气动台实验装置原理图其中，P。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pg，称为静压或来流压强。对于本实验小型风洞中使用NACA23015二元翼型，其弦长C=280mm，表面周长s=582・8mm・。气动台中使用的NACA0021型二元翼型，其弦长0C=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。56819141012啊56819141012啊2图型2翼型示意图

—测点12345678表面x/c00・050.10.20.30.70.951y/c00・060.0760.0950.10.050.010s/s。00・040.0660.1150.1840.3520.480.505测/c0・050.10.20.30.70.95下表面y/c-0.039-0.052-0.062-0.057-0.014-0.008s/so-0.9690.9420.8920.8440.650.63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一一压强系数 CP来表示各个测点的压强系数值：P-P:-C=2 ;-V2Pop：——式中，P,P：;Po分别是测点压来流压强，驻点压强（总压） 其由伯努利方程强，PO二Pl2v—P4：V2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□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：PiPiPC1差压1差压2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：(2-7-1(2-7-1)Pi-P2二'g(l2-h)cosv

式中，h和12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，二是多管压差计读数板铅直偏角。将稳压箱压强Po和来流段压强P：将稳压箱压强Po和来流段压强P：Po=P接至测压管，根据伯努利公式别iAVi=wtAUI22(2-7-2)则有2-glo-i：：COST(2-7-3)于是对于多管压差计有:(2-7-4)P-P::_P-P::_I-I::丄;V

(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；对于多通道扫描阀：Cp=P-P:: P-P：： (2-7-5)Po-P：：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FlcTg (2-7-6)2-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。升力的计算冇以下两种方法ey4力计算小意图1x压力法升力的计算冇以下两种方法ey4力计算小意图1x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-pdscosh，负号表示压力方向为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下-Pp)dx (2-7-7)0 厂1升力系数CL=1CL=1.oCP下—CP±)d(2-7-8)式中，二x/C。积分用梯形公式计算，参见相关教材。如果令f「)=Cp下CP土,则5计1速度环量法f2r""2•••(f则5计1速度环量法f2r""2•••(f7f»7](2-792、(2-7-10)cp从而2SfflV.1sV\iC■上面V；p,s0J']d1,Sq』CLVC2(2-7-12)根据翼型理论公式，升力与速度环量:的关系是】L=PV;，由此得到升力系数2VCL V.C按定义，环量-的表达式为匸二vds，由翼型理论知，当升力Fl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)令=$侶。为无量纲的曲线弧长，则CL=2CL=2SoI•上面CCp上d—下面：1—6下d(2-7-13)积分仍用梯形公式计算实验步骤：对于多管压差计：•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；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So （mm）.压力计倾斜角e= 测压管读数io= （mm）。fl= （mm）风速V= （m/s）。实测数据与计算实验数据记录与处理表

1314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“CY-NACA1.0翼型表面压强测试系统”，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）串□初姑优11:18:20爭□设配fcUMl三波特率迅昆三］模块类型；阿L.二檯块地泌=尸 打幵串口|登陆|遇出鮒］当前通道'Pol-Poo：rj|Ch:1BCh当前通道'Pol-Poo：rj|Ch:1BCh2ChChCh：Ch：&Ch：li二椀和孔号跻测试状态图压注按入通道送讦pi对更通直冋“Tpn时应通也I7017-1-I 厂ok?1退出系统反毎输At'1F-||D3~加网也［'K11.0扌艮表输出，点击“OK，点击“OK”其余皆为默认值。打开多通道扫描阀的电源，点击“打开串□”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;(3)选定模型与来流方向的夹角，在测试界面上填入攻角;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;档位选择与孔号选择：档位分ABC、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CI”，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。五、测试结果及处理分析要求：1绘