空气动力学翼型压强分布测量与气动特性分析实验报告

《空气动力学》课程实验翼型测压与气动特性分析实验报告
指导老师：________________________
实验时间：________________________
实验地点：________________________
小组成员：________________________
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一、实验目的
1熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力讣测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。

2测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。

3采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同攻角下的升力曲线。

4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。

二、实验仪器和设备
（1）风洞：低速吸气式二元风洞。

实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。

实验风速匕=20,30,40加/s。

实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压1亠,实验段气流的总压几为实验室的大气圧几。

表2.2翼型测压点分布表
上表而
下表面
（2）实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两
侧壁间。

模型表面开测压孔，前缘孔编号为0,上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ......。

（如表-2所示）
（3）多管压力计：压力计斜度0 = 90。

，压力计标定系数K = 1.0。

压力计左端第一测压管通大气，为总压管，其液柱长度为厶；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为厶、，；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为-。

其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。

三、实验原理
测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。

在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算岀作用在机翼上的升力或力矩。

测定压强分布的模型构造如下：在物体表面上各测点垂直钻一小孔，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一端伸出物体外（见图1）,然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。

多管圧力计的原理与普通压力讣相同，都是基于连通器原理，只是把多个管子装在同一架子上而已，这样就可同时观察多点的压强分布情况，为了提高量度的准确性，排管架的倾斜度可任意改变。

图3.1接多管压力计上各相应支管图3. 2实验安装示意图
实验段风速固定、迎角不变时，根据连通器原理可知，翼面上笫i点的当地静压门与实验段的静压p x关系为：
Pi + K Q狀g厶sin 0 = + Kp.^L u sin 0
即
= Pi -P H=K Q液g（厶〃- &） sin e, （f = 0,1,2,3 ..... ）（1）实验段的气流静压几与大气压几（即总压几）关系为：
P H + Kp磁S sin 0 = P Q + Kp.^L, sin 0
根据伯努利方程，则实验段的气流动压为：
% 三几一几=*pyl = KQ液g（® - & ）sin 0（2 ）
同理，风洞入口段收缩管前的气流动压为：
如N三Po - P IN = | 几氐=Kp液g（“ -厶）sin & （3 ）
几、Q液分别为空气密度和压力计工作液（水）密度。

于是，翼面上第i点的压强系数为
Cp,三也二如二S（4）
么L H -J
翼型在给定迎角下的升力山上下表面的压力差产生，升力系数的值即从翼型前缘到后缘对压力系数进行积分得到的：
C C
厶=J（P 厂P = J ［（Pf 一几）一（P “一P）dx
0 0
—*丄j （。

七皿J（ q厂。

-
o i c
其中，Cp,为翼型下表面的压力系数，Cp“为翼型上表面的压力系数，c为翼型的平均气动弦长。

四、实验步
（1）记录实验室的大气参数、压力计工作液（水））密度:
①气温：t = \TC；
②海拔：力=400m；
③工作液（水）密度：°液=995.65畑/M；
④重力加速度£： & = 9.79/2? / "；
③大气压强：P（. = 95920/^ ；
◎翼型弦长：C = 120/7/7?；
（2）将压力讣座底调为水平，再调节液面高度使测压管液面与刻度“0”平齐, 斜角0 =
90 o
（3）将风洞壁面测压孔、翼面测压孔与多管压力计的测压管对接好，检查接头有无漏气。

（4）将模型迎角调节到位并固定，风洞开车，山变频器进行风速调节，迎角控制机构进行迎角调节。

实验中迎角为-2°C~-6°C,增量为2。

（5）记录数据：在风速稳定和迎角不变时，读取并记录大气圧管液柱高度厶、风洞入口处液柱高度厶.“、风洞实验段液柱高度6、翼型表面各测点的液柱高度&。

（6）关闭风洞，整理实验场地，将记录交老师检查。

（7）整理1、实验数据，写好实验报告。

五.实验数据与结果
1・实验室实验参数：P = 1・02 x 105几T = 17°C
2. 实验段风速校核
电流频率为40HZ时，理论对应速度为20.484m/s,但实际计算后为23.469 m/s,可能在于液压管液柱髙度的读取误差，和数值积分的截断误差积累，相对误差为9.54% °
3、翼型表面压力测量原始数据与压力分布曲线
3.1原始数据：
3.2压力分布曲线（不同攻角下的表面压力系数分布）
-2°上表面压力系数分布: 0。

上下表面压力系数
4。

上下表面压力系数分布:
4、升力系数与曲线
4.1升力系数（积分法）
4.2
丿I•力系数一攻角
六・误差分析与讨论
1. 实验认为大气压强是总压，是近似处理，使得入口和试验段速度计算有偏差;
2. 收缩喷管器壁可能不是完全绝热，不满足严格等嫡流动；
3. 除读数误差外，气体的密度可能随温度有所变化，产生较大的相对误差；
4. 曲图像可知，升力系数随攻角的增大而增大，而且在一段范围内，升力系数和攻角是线性关系。

七、思考题
L如何根据压强分布，判断驻点的位置？
答：在流场中驻点速度为0,根据沿半无限体外表面的压强分布，用伯努利
方程求得：
山上式可知流场某点的爪强大小与流体在该点的速度负相关。

故在机翼表面，驻点处的压强最大且等于化，而实验中的水柱是根据连通器原理工作的（即管内外的压强差导致水平面的上升，上升幅度越大，说明此管内所对应点处的压强越小），所以在驻点处水柱的高度最低且与用作基准的测化的管中水柱高度一样, 由此可以判断驻点位置。

2. 如何根据压强分布，判断分离现象的发生？
答：在分离与没有分离的两点之间压强会有剧烈的变化，而分离之后的紊流区压强变化不大，而由于迎角大于0,分离主要在上表面，故若在上表面对应的水柱中出现某点水柱位置突然变化，而之后的点对应的水柱高度基本保持不变，即发生了分离现象。

3. 如何粗略地判断出零升角（升力为零的角度）？
答：升力为零时，压强差为零，通过从负攻角加大迎角的过程中，发现上下表面各对应压力计液面高度相近时，可粗略认为此时升力为零，此时对应的迎角即为零迎角。

4. 如何获得风洞入口处，即收缩段前的气流速度？
答：在测得总压管中的水柱高度Li和入口段的水柱高度Li、•后，即可以求得总压和入口段的静压，根据定常不可压流的伯努利方程：
可以求得入口段的气流速度Vg
5. 如何估算风洞收缩段的面积收缩比?
答：根据连续方程：pV IN A IN=pV x A^其中勺“与吆可知即可佔算风洞收缩段的面积收缩比。

6. 为何模型上，上表面前半部的测压孔较密？
答：因为前半部分翼型弯度较大，气圧变化比较剧烈，为了得到准确的数据必须密集设置测量孔，而后半部分气压变化平稳，没必要密集设置测量孔。

八、人员分工
成员1：攻角调节操作电脑控制，以及思考题三；
成员2：读下翼面液柱管，计•算压强系数和升力系数，列表统汁实验数据;
成员3：记录下翼面液柱读数，回答思考题中二和六，并最后统稿编写实验报告; 成员4：读上翼面液柱，并计算一半的压强系数，绘制压强系数和升力系数图；成员5：记录上翼面液柱管读数，回答思考题中一和四；
成员6：上翼面数据读取监督，回答思考题五；
成员7：下翼面数据读取监督，和液柱稳定监督；。