测定翼型上的压强分布实验(精)

《测定翼型上的压强分布实验》

实验指导书

空气动力学与风洞实验室

2007年6月

测定翼型上的压强分布实验

一、实验目的：

1

熟悉测定物体表面压强分布的方法 2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布

二、基本原理：

测定物体表面压强分布的意义有以下几方面；首先有了压强分布图，就知道了物体上各部分的载荷分布，这是强度设计时的基本数据，其次，这又有助于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，不便函于装置天平），全靠压强分布图来间接推算出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。

多管压力计的原理与普通压力计相

同，只是把多管子装在同一架子上而

已，这样就可同时看出很多点的压强分

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。 通常压强分布都以一无量纲系数表示，其定义为：

P P P V h h i i i k =-=⋅∞12

12

ρξ∆∆ （1） P ∞——来流的静压。

12

2ρV ——来流的动压。

接多管压力计上各相应支管 图1

实验时，模型安装如图所示，风速管的静压孔、总压孔、以及翼面上各测点的静压孔，分别用橡皮管连到多管压力计上。于是，

P P h h i k -=-∞γφ()s i n 0

12

20ρξγφV h h k =-()s i n h i ——为多管压力计上翼面上各静压管的液柱高度。

h 0——为多管压力计上风速管静压管的液柱高度。

h k ——为多管压力计上风速管总压管的液柱高度。

ξ——为风速管修正系数。

γ——为多管压力计所使用的液体重度（公斤/米3）。

φ——为多管压力计的倾斜角。

翼面上各测点的压强分布：

P P P V h h i i i k =-=⋅∞12

12

ρξ∆∆

三、实验步骤：

1. 调节多管压力计的倾斜角φ

起见，令φ=30° 2. 3. 记录多管压力计的液体重度γ管修正系数ξ。 4. 5. 调整多管压力计液柱的高低，记下初读数h i 初。

6. 开风洞调到所需的风速。

7. 当多管压力计稳定后，记下末读数h I 末。

8. 关闭风洞，整理实验场地。将记录交老师检查。

9. 整理实验数据，写好实验报告。

四、实验报告的要求：

1. 计算出来流风速 及流场的雷诺数Re

Re ==υb

v

其中：b为翼型弦长。

2.计算出给定迎角下，翼面上各测点的压强系数，在坐标纸上画出P f x

=()，

i i

用曲线板连成光滑曲线。

3.作P f x

=()曲线时，应注意以下几点。

（1）图上横坐标位置是模型样板上所标出的测压孔位置在横坐标上的投影，所以必须在图上用样板画出翼型形状，标出测压孔位置。

（2）纵坐标P，一般向上为负，向下为正，要标出刻度。

（3）前驻点处P=1，有时驻点处没有测压孔，算出P i的数据中，没有P=1的点，但作图时应把此点画出来。

（4）根据库塔儒可夫斯基后缘条件，当后缘角不为零时，后缘处必为驻点P=1，但实际上后缘处是不大的正值，约为0.1；大迎角时也可能是负值，因为实际上气流是有粘性的，边界层内的气流顺流而下，形成尾流区。后缘处上下翼面的压强是相等的，后缘处压强系数曲线封闭。不封闭是因为测量点不够密的缘故。

（5）应在图上注明实验时所用翼型的编号，迎角，以及雷诺数。

五、思考题：

1.如何根据压强分布，判断驻点的位置？

2.如何根据压强分布，判断分离现象的发生？

3.如何粗略地判断出零升角？

4.用什么方法可以延缓分离？

5.为何模型上，上表面前半部的测压孔较密？