低速机翼的气动特性实验指导书学生实验报告

PAGE1低速机翼绕流气动特性实验实验目的了解测定物体表面压力分布的方法。测定在不同的迎角下，机翼表面的压强分布。从多管压力计上观察机翼失速时的压力分布状态。计算机翼的升力系数，压差阻力系数。了解低速风洞及测试设备，了解翼型的基本几何特性及实验用模型的构造。实验原理实验是在低速风洞中进行的，当气流绕过展弦比很大的巨型机翼时，其中间部分的流动可当作二维流动来看待。翼型表面上各点的压强是不相等的，压强通过机翼模型各点的测压孔由连通管接到多管测压计上测量，根据液柱差可算出压强。一般表示为无因次的压强系数式中和表示来流的均匀压强和速度。作用在机翼单位展长上的升力和阻力（压差阻力），可由翼型表面上作用的压力合力求得。由几何关系，可知表示为无量纲的法向力系数式中：，表示无量纲化后的坐标。、分别表示翼型上、下表面压强系数。由此可见，法向力系数的值即为曲线与X轴所围的面积减去曲线与X轴所围的面积之差。翼型可在最大厚度点作翼弦的垂线，将翼型分为前段（靠近前缘部分）及后段（靠近后缘部分）。由翼型前段表面和后段表面纵向（Y方向）压强分布，可求出翼型的压差阻力。取dY微段翼型，所对应前段及后段的表面弧长分别为，其上压强分别为及。该微段翼型上的合力X向量为：由几何关系，可知积分限yumax、ylmax为最大厚度处的上、下表面的纵向坐标。类似地，弦向力系数表示为式中：，为无量纲坐标。、分别表示翼型前、后表面压强系数。、分别表示yumax/b、ylmax/b，为无量纲化后的坐标。的数值等于（Y）曲线与Y轴所围的面积减去（Y）曲线与Y轴所围的面积之差。当翼型的迎角α=0时，上述法向力和弦向力即为翼型的升力和压差阻力。当迎角不为零时，升力L是合力在垂直于气流方向上的分量，压差阻力D是合力在平行于气流方向上的分量(如图4所示)。由体轴系到风轴系的坐标转换公式，可得：所以：升力系数及压差阻力系数确定后，升力及压差阻力可按下式计算：在实际流体中，由于流体具有粘性，故流体与物面摩擦还将引起摩擦阻力。翼型的压差阻力与摩擦阻力之和，称为翼型的型阻。翼型型阻的测定，可用气动力天平测量，也可通过测量翼型尾迹（尾流）中动压的损失来测定翼型的型阻。实验模型：NACA6321翼型，图6NACA6321翼型及测压孔分布情况实验模型弦长b=150mm，展长l=700mm。实验模型安装在风洞实验段，翼弦方向与来流方向之间夹角即为迎角α，可通过迎角机构改变迎角α。在机翼的中间剖面上，沿翼弦方向在上、下表面各开有12个测压孔(其坐标分别见表1、表2)，测压孔与机翼表面垂直。各测压孔由埋在机翼模型中间的铜管通到模型外面，再用塑料管依次接到多管压力计上，多管压力计的倾斜角度β可调，以便提高读数精度，多管压力计的工作介质为水(γ=9796)或酒精(γ=8730～9030)，多管压力计共有25根测压管，前面24根用于测量模型表面静压，第25根测压管通大气。由于此风洞为开口式风洞，来流静压就是大气压。于是，如果第i根测压管液柱比第25根测压管液柱高度高Δhi，则表明测到的压力Pi是负值，且Pi-P∞=-γΔhisinβ。如果第i根测压管液柱比第25根测压管液柱高度低Δhi，则表明测到的压力Pi是正值，且Pi-P∞=γΔhisinβ。(四)实验方法与步骤熟悉实验设备及模型，了解模型测压孔号与压力计的测压管号之间的对应关系。同时，仔细检查各测压管路是否畅通以及是否漏气。调整机翼模型的迎角α为指定值。调节多管压力计倾斜角β，并使第25根测压管液面与刻度线“0”基本齐平。记录大气压强和温度及各测压管液面初读数。按照风洞操作规程启动风洞进行实验。达到指定风速后，记录各测压管末读数。调节机翼的迎角α，再次记录数据，直到各迎角下数据均记录完毕。如果需要测定其它风速下的气动力数据，回到步骤4继续进行实验。缓慢增大迎角，观看机翼失速时的压力分布的变化。风洞停车。实验完毕，整理实验数据，绘制～，～曲线，计算升力系数，压差阻力系数。并绘制～α曲线，～α曲线。实验数据处理设第i根测压管的初读数为li0，末读数为lie，则液柱升高lie-li0。液柱升高表明该测压点压力下降，所以有：Pi-P∞=γΔhisinβ=γ[(le-l0)-(lie-li0)]sinβ式中：Pi为第i根测压孔的静压，P∞为来流静压，γ为介质重度，l0和le为第25根测压管初读数和末读数，β为多管压力计的倾斜角度。因此，机翼表面各点的压力系数为：=γ[(le-l0)-(lie-li0)]sinβ/()由于前缘和后缘无测压点，应分别根据附近若干点压强系数外推出该点压强系数。已知数据翼型型号：NACA6321,模型弦长b=150mm，展长=700mm。2、记录实验条件数据大气压强Pa=KPa，t=℃，多管压力计的倾斜角度β=°，γ=计算出大气密度=kg/m3记录不同迎角下各测压管读数(单位cm)，计算各测压孔的静压与来流的静压差，从而计算出各测压点压强系数表3实验数据表(来流风速=20m/s，迎角4°)iX(mm)Y(mm)iX(mm)Y(mm)13.758.250.0250.055133.75-5.40.025-0.03627.5120.050.08147.5-6.60.05-0.04431517.250.10.1151515-7.350.1-0.049422.520.70.150.1381622.5-7.350.15-0.04953023.10.20.1541730-7.050.2-0.04764524.750.30.1651845-6.750.3-0.045760240.40.161960-6.450.4-0.04387522.20.50.1482075-5.70.5-0.03899019.350.60.1292190-4.650.6-0.0311010515.750.70.10522105-3.60.7-0.0241112011.250.80.07523120-2.550.8-0.017121356.150.90.04124135-1.350.9-0.009实验数据表（来流风速V∞il迎角α=迎角α=迎角α=l∆Cl∆Cl∆C12345678910111213141516171819202122232425264、以压力系数为纵坐标，以为横坐标作不同迎角下的压力系数分布图。以压力系数为横坐标，以为纵坐标作不同迎角下的压力系数分布图。作图时应根据上、下翼面靠近前缘和后缘的若干点的值外推出前缘和后缘的，从而画成一条封闭曲线。用图解法计算机翼上表面压力系数曲线与轴围成的面积减去机翼下表面压力系数曲线与轴围成的面积，两面积之差就是法向力系数。而弦向力系数的数值等于曲线与轴所围的面积减