试验装置SHFD风洞
合集下载
相关主题
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
图8.1 沈阳航空学院SHFD低速闭口回流式风洞气动轮廓图
风洞动力系统 变频器驱动三项异步交流电机带动螺旋桨工作。 变频器功率75kW；电机为四极，功率75kW。桨叶翼型为 RAF_D, -E，共6叶。 控制和数据采集系统 由计算机（研华610H工业控制计算机）、风速传感器 （DCXL-10D）和变频器（SPF-75）组成闭环控制系统对风速 进行控制。风速控制精度±0.2m/s。 模型姿态控制由计算机、步进电机驱动器（BQH-300Y）和 步进电机（110BF003）分别带动模型支撑系统（尾撑和腹撑） 做垂直面内转动（称为迎角α ）。迎角α 转动范围为-15°~+25°， 侧滑角由转盘涡轮蜗杆手动控制，β转动范围为-180°~+180°。 由旋转编码器实施测量转动角度。 数据采集系统：由天平和压力传感器输出信号，通过信号调 理器（XL 2102E）及高精度稳压电源（XL 2101）对信号进行 滤波、放大后，送入12位数据采集卡（PCL－818L）变为数字 量，进入计算机中央处理器处理。测压部分则由压力扫描阀进 行数
，得
1
cN 0 (cpl cpu )d x
cA
yum ylm
(cpB
cpA )d
y
式中， x y yum ylm 表示翼型坐标 x y
和翼型上、下表面最大纵坐标相对于弦长c的无量纲量。把两个角度的法 向力系数和轴向力系数积分，求出轴向力和法向力。
3实验装置 (1)SHFD风洞
较小，在一般实验中可取为常数， 0.9775。
如果扫描阀系统当天经过压力标准校准，当实验风速为零时，初读数可以
忽略不计，则上式可以简化为：
Cp pi p
1 2
v 2
最后，以测压点在翼弦上距前缘的相对距离（ xi 100%
b
，b为弦长，xi为距前缘距离）为横坐标，以Cp为纵坐标绘制翼型表面压力
0 cLeabharlann Baidu
pl
dx
c
0 ( pl pu )dx
A
pdy
yum ylm
(
pB
pA )dy
式中，c为翼型弦长，下标u和 l 分别表示翼型上、下表面，yum 和 ylm
分别表示翼型上、下表面最大纵坐标值，下标B和A分别表示翼型最大厚 度之前和最大厚度之后。如果将上两式写成法向力系数 cN 和轴向力系数 cA
注意测量压力不能超出扫描阀测量点的量程。待风速稳定后记录存储各点压
力值 pi 、p
（习惯上这些值称为末读数）。
由上述存储数值，如果初读数各不相同或者是不为零时，则
Cp
( pi
pi0 ) ( p
1 2
v2
p0 )
其中，ξ为风洞速压修正系数。SHFD风洞该系数在常用风速区随风速变化
18 9
20 9
22 9
24 9
26 9
注：其中测压孔编号从翼型上表面后缘开始
(2) 测压实验
在中间剖面上下翼面各开有15个测压孔，前缘开有1个测压孔。测出
的表面压力换算成压力系数
Cp
pi p
1 2
V2
其中，pi为测量的表面压力；p∞为远前方静压，取实验段入口处皮托管所
静压；V∞为来流速度；ρ为空气密度。V∞为来流速度，可以取为实验风速，即
处理的基本方法。
2 实验原理 二元翼型实验 (1) 翼型参数
NPU0417全铝模型，翼展长996mm，弦长300mm，翼型最 大厚度51mm，翼面积0.3m2，旋转中心位于弦长的25%处。可 以做测压和测力实验，见图8.2。
996 21
498
75 300
图8.2. 二元翼型示意图 NPU0417全铝模型，翼展长996mm，弦长300mm，翼型最大厚度51mm， 面积0.3m2，旋转中心位于弦长的25%处。可以做测压和测力实验，见图8.2。 表8.2二元翼型测压点距前缘距离（mm）
本次实验采用沈阳航空工业学院动力与能源工程学院SHFD低速闭口回流 风洞。风洞始建于2002年，由航院师生自主研制而成。其气动轮廓图见图 8.1。
①风洞主要几何参数 实验段 闭口实验段：宽×高×长 = 1.2m×1.0m×3m，四角切角
收缩段 收缩比n = 8，长2.5m。
稳定段 圆形，截面尺寸直径3.57m，总长2m。蜂窝器为正六角形孔，对边距 20mm，深300mm。阻尼网共6层，20目。见图8.1。
V∞＝V实验
首先在启动风洞之前，当实验风速V = 0时测量存储各测压孔的压力及皮托
管的总静压 pi0 、p0
（习惯上这些值称为初读数）。如果扫描阀校准之后这些初读数数值基本为 零时，可以忽略初读数（一般扫描阀当天校准后，初读数基本都为零）。
然后启动风洞，当V = V实验时监视连接各测压孔的扫描阀各通道压力值；
数据采集并存储。 数据采集处理和控制程序是用VB语言自行开发的。 ① 流场主要技术指标 表8.1风洞流场参数
序 号
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
1 6
距 离
26 9
24 7
22 5
20 3
17 9
15 5
13 1
10 7
83
63
47
34
23
15
8
3
序 号
17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31
距 离
0
10
22
36
54
77
10 0
12 3
14 6
16 9
1
验证
1 1
验证 验证
选做1 项
1
验证
实验8 二元翼型绕流特性实验
1 实验目的 ⑴ 测量二元翼型的压力分布，绘制压力曲线，学习气动力计算； ⑵ 了解流体力学相似参数的生成和使用； ⑶ 了解物面压力分布的表示方法及通过压力分布分析流态的方法 ⑷ 了解使用工业控制机对风洞风速和模型姿态角控制和信号采集及
实验项目设置一览表
序
实验名称
号
1
不可压缩流体恒定流能量方 程实验
2 管内流动沿程损失实验
3 附面层内速度分布测定实验
4 二元翼型绕流特性实验
5
不可压缩流体恒定流动量方 程实验
6 雷诺实验
7 局部阻力损失实验
8 文丘里流量计实验
实验学 实验性 开课模
时
质
式
1
验证 必做
1
验证 必做
1
验证 必做
2
验证 必做
分布曲线。如图8.3：（本实验可以 可以利用此法作图）
图8.3 坐标法翼型压力分布图
图8.4 矢量法翼型压力分布图
模型表面压力分布曲线除坐标法表示外还可以用矢量法图8.4。积分翼型 表面压力分布即可以得到作用在翼型上的总的法向力N和轴向力A，即
N
pdx
c 0
pudx
风洞动力系统 变频器驱动三项异步交流电机带动螺旋桨工作。 变频器功率75kW；电机为四极，功率75kW。桨叶翼型为 RAF_D, -E，共6叶。 控制和数据采集系统 由计算机（研华610H工业控制计算机）、风速传感器 （DCXL-10D）和变频器（SPF-75）组成闭环控制系统对风速 进行控制。风速控制精度±0.2m/s。 模型姿态控制由计算机、步进电机驱动器（BQH-300Y）和 步进电机（110BF003）分别带动模型支撑系统（尾撑和腹撑） 做垂直面内转动（称为迎角α ）。迎角α 转动范围为-15°~+25°， 侧滑角由转盘涡轮蜗杆手动控制，β转动范围为-180°~+180°。 由旋转编码器实施测量转动角度。 数据采集系统：由天平和压力传感器输出信号，通过信号调 理器（XL 2102E）及高精度稳压电源（XL 2101）对信号进行 滤波、放大后，送入12位数据采集卡（PCL－818L）变为数字 量，进入计算机中央处理器处理。测压部分则由压力扫描阀进 行数
，得
1
cN 0 (cpl cpu )d x
cA
yum ylm
(cpB
cpA )d
y
式中， x y yum ylm 表示翼型坐标 x y
和翼型上、下表面最大纵坐标相对于弦长c的无量纲量。把两个角度的法 向力系数和轴向力系数积分，求出轴向力和法向力。
3实验装置 (1)SHFD风洞
较小，在一般实验中可取为常数， 0.9775。
如果扫描阀系统当天经过压力标准校准，当实验风速为零时，初读数可以
忽略不计，则上式可以简化为：
Cp pi p
1 2
v 2
最后，以测压点在翼弦上距前缘的相对距离（ xi 100%
b
，b为弦长，xi为距前缘距离）为横坐标，以Cp为纵坐标绘制翼型表面压力
0 cLeabharlann Baidu
pl
dx
c
0 ( pl pu )dx
A
pdy
yum ylm
(
pB
pA )dy
式中，c为翼型弦长，下标u和 l 分别表示翼型上、下表面，yum 和 ylm
分别表示翼型上、下表面最大纵坐标值，下标B和A分别表示翼型最大厚 度之前和最大厚度之后。如果将上两式写成法向力系数 cN 和轴向力系数 cA
注意测量压力不能超出扫描阀测量点的量程。待风速稳定后记录存储各点压
力值 pi 、p
（习惯上这些值称为末读数）。
由上述存储数值，如果初读数各不相同或者是不为零时，则
Cp
( pi
pi0 ) ( p
1 2
v2
p0 )
其中，ξ为风洞速压修正系数。SHFD风洞该系数在常用风速区随风速变化
18 9
20 9
22 9
24 9
26 9
注：其中测压孔编号从翼型上表面后缘开始
(2) 测压实验
在中间剖面上下翼面各开有15个测压孔，前缘开有1个测压孔。测出
的表面压力换算成压力系数
Cp
pi p
1 2
V2
其中，pi为测量的表面压力；p∞为远前方静压，取实验段入口处皮托管所
静压；V∞为来流速度；ρ为空气密度。V∞为来流速度，可以取为实验风速，即
处理的基本方法。
2 实验原理 二元翼型实验 (1) 翼型参数
NPU0417全铝模型，翼展长996mm，弦长300mm，翼型最 大厚度51mm，翼面积0.3m2，旋转中心位于弦长的25%处。可 以做测压和测力实验，见图8.2。
996 21
498
75 300
图8.2. 二元翼型示意图 NPU0417全铝模型，翼展长996mm，弦长300mm，翼型最大厚度51mm， 面积0.3m2，旋转中心位于弦长的25%处。可以做测压和测力实验，见图8.2。 表8.2二元翼型测压点距前缘距离（mm）
本次实验采用沈阳航空工业学院动力与能源工程学院SHFD低速闭口回流 风洞。风洞始建于2002年，由航院师生自主研制而成。其气动轮廓图见图 8.1。
①风洞主要几何参数 实验段 闭口实验段：宽×高×长 = 1.2m×1.0m×3m，四角切角
收缩段 收缩比n = 8，长2.5m。
稳定段 圆形，截面尺寸直径3.57m，总长2m。蜂窝器为正六角形孔，对边距 20mm，深300mm。阻尼网共6层，20目。见图8.1。
V∞＝V实验
首先在启动风洞之前，当实验风速V = 0时测量存储各测压孔的压力及皮托
管的总静压 pi0 、p0
（习惯上这些值称为初读数）。如果扫描阀校准之后这些初读数数值基本为 零时，可以忽略初读数（一般扫描阀当天校准后，初读数基本都为零）。
然后启动风洞，当V = V实验时监视连接各测压孔的扫描阀各通道压力值；
数据采集并存储。 数据采集处理和控制程序是用VB语言自行开发的。 ① 流场主要技术指标 表8.1风洞流场参数
序 号
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
1 6
距 离
26 9
24 7
22 5
20 3
17 9
15 5
13 1
10 7
83
63
47
34
23
15
8
3
序 号
17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31
距 离
0
10
22
36
54
77
10 0
12 3
14 6
16 9
1
验证
1 1
验证 验证
选做1 项
1
验证
实验8 二元翼型绕流特性实验
1 实验目的 ⑴ 测量二元翼型的压力分布，绘制压力曲线，学习气动力计算； ⑵ 了解流体力学相似参数的生成和使用； ⑶ 了解物面压力分布的表示方法及通过压力分布分析流态的方法 ⑷ 了解使用工业控制机对风洞风速和模型姿态角控制和信号采集及
实验项目设置一览表
序
实验名称
号
1
不可压缩流体恒定流能量方 程实验
2 管内流动沿程损失实验
3 附面层内速度分布测定实验
4 二元翼型绕流特性实验
5
不可压缩流体恒定流动量方 程实验
6 雷诺实验
7 局部阻力损失实验
8 文丘里流量计实验
实验学 实验性 开课模
时
质
式
1
验证 必做
1
验证 必做
1
验证 必做
2
验证 必做
分布曲线。如图8.3：（本实验可以 可以利用此法作图）
图8.3 坐标法翼型压力分布图
图8.4 矢量法翼型压力分布图
模型表面压力分布曲线除坐标法表示外还可以用矢量法图8.4。积分翼型 表面压力分布即可以得到作用在翼型上的总的法向力N和轴向力A，即
N
pdx
c 0
pudx