18-某旋翼翼型动态压力测量Φ3.2米风洞试验(兰波)(4)
直升机旋翼模型风洞试验述评
直升机旋翼模型风洞试验述评
王懋勋;庄开莲
【期刊名称】《气动实验与测量控制》
【年(卷),期】1991(005)003
【摘要】为研制新型直升机,必须重视对直升机空气动力学的研究。
本文简述了直升机旋翼模型风洞实验的重要性及与固定翼模型风洞实验的区别。
根据直升机旋翼空气动力学的特点说明了开展旋翼风洞实验对风洞、模型及实验设备的特殊要求、着重说明直升机旋翼实验台是进行旋翼风洞实验必须的基础设备。
同时对国外直升机旋翼模型风洞实验技术的发展状况作了简要介绍。
最后回顾了我国直升机旋翼模型风洞实验技术研究方面取得的一些进展及与国外的差距。
并对型号研制必须进行的一些风洞实验内容作了介绍。
【总页数】9页(P9-17)
【作者】王懋勋;庄开莲
【作者单位】不详;不详
【正文语种】中文
【中图分类】V211.52
【相关文献】
1.模型旋翼与全尺寸旋翼风洞试验结果的比较 [J], 陈文轩
2.旋翼模型垂直下降状态气动特性风洞试验 [J], 黄明其;兰波;何龙
3.共轴刚性旋翼高速直升机风洞试验研究综述 [J], 黄明其;王亮权;何龙;王畅;唐敏
4.直升机旋翼模型结冰风洞试验技术 [J], 袁红刚;黄明其;彭先敏;章贵川;柳庆林
5.直升机旋翼/机身组合模型的带侧滑角风洞试验 [J], 兰波;常景丽
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风洞实验报告
(9)关闭风洞，记录实验室的大气参数和压力计工作液酒精密度：大气压 ，温度 ， 。
3.机翼失速测量试验
(10)将压力计底座调为水平，再调节液壶面高度使测压管液面与刻度“0”平齐，斜角θ=30o。
(4)
(5)
图3：作用在翼型表面上的压强
由几何关系可知 ， 。由此可得
(6)
(7)
作用在翼型上总的法向力和轴向力可由 和 沿翼型表面积分得到，即
(8)
(9)
把上式化成系数形式，即
(10)
(11)
式中 、 、 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b的无量纲量。
实验目的
1.测定一座风洞实验段的速度和压力;
15
20
30
40
50
60
y位置（mm）
0
4.46
6.01
7.03
7.74
8.6
8.96
8.96
8.7
测压孔数目
9
10
11
12
13
14
15
16
x位置（mm）
70
80
90
100
110
120
130
140
y位置（mm）
8.24
7.62
6.85
5.97
5
3.93
2.78
1.53
3.机翼失速测量试验
图2：飞机失速
3.8
3.8
3.7
1.8
3.7
2.2
30旋翼机身组合模型试验台带某型旋翼模型的排振研究-兰波(5)
第二十八届（2012）全国直升机年会论文Φ4m旋翼/机身组合模型试验台带某型旋翼模型的排振研究兰波王畅杨永东黄明其（中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000）摘要：为获得某型直升机的旋翼/机身气动干扰风洞试验数据，需解决地面共振和强迫共振问题，中国空气动力研究与发展中心开展了Φ4m旋翼/机身组合模型试验台带某型旋翼模型的排振研究。
通过对不同工况下的试验台动测试和共振分析，最终确定了用于风洞试验的试验台布局。
本文采用的试验台排振措施对试验台结构和功能无影响，具有工程应用价值。
关键词：旋翼；机身；试验台；地面共振；振动特性0 引言与定翼机不同，直升机由旋翼来提供升力及前飞所需推力。
在前飞时旋翼桨叶处于复杂的周期性变化的气动环境中。
离心力场中细长的旋翼桨叶各个运动自由度存在着多种气动、惯性、结构及几何的耦合。
而机身和旋转的旋翼之间也有复杂的耦合关系。
这些多方面因素是直升机动力学问题的主要来源。
直升机不仅有强迫振动现象，还有特有的地面共振现象。
地面共振是一种旋翼和机身耦合的动不稳定性运动，实质上是一种自激振动，主要的自激振动源是旋翼后退型摆振运动与旋翼桨毂中心有水平运动的机身模态的耦合。
地面共振的发散程度极大，往往在几秒钟内就会导致机身及旋翼的破坏。
在强度规范和试航性条例中均规定直升机研制中必须对地面共振进行分析计算和试验[1]。
作为直升机模拟装置的旋翼模型试验台也有类似的问题，必须先解决强迫共振和地面共振问题，才能开展旋翼模型的带动力试验。
为获得某型直升机的旋翼/机身气动干扰试验数据，2011年在Φ4m旋翼/机身组合模型试验台（以下简称试验台）上开展了其旋翼/机身组合模型试验，试验地点包括8m×6m风洞的悬停间、8m×6m 试验段、12m×16m试验段，以满足悬停及不同前进比前飞的试验要求。
由于试验台采用了新旋翼天平改变了系统刚度，进而影响到了试验台动特性，为保证带动力试验安全可靠进行，避免出现地面共振、强迫共振等动力学问题，开展了试验台带某型旋翼模型的排振研究，通过开展多种工况下的试验台动态测试和地面共振分析，最终确定了用于风洞试验的试验台布局。
三维桨尖旋翼桨叶表面压力测量试验
三维桨尖旋翼桨叶表面压力测量试验林永峰;刘平安;陈文轩;陈雪松;黄水林【摘要】研制了三维桨尖(抛物线后掠下反桨尖)4 m直径模型旋翼,并在旋翼试验台和大型低速风洞中完成了该模型旋翼的气动特性试验.采用了新的桨叶表面压力传感器布埋技术,有效地开展了三维桨尖旋翼桨叶表面非定常压力测量风洞试验.试验结果表明,下反桨尖的压力系数随方位角变化幅值比非下反桨尖的小,桨尖下反可以减弱桨-涡干扰,且随前进比增大,压力系数的峰值也增大.%A model rotor with sweptback parabolic anhedral tip is designed and tested both in rotor test rig and low speed wind-tunnel. The rotor blade pressure is surveyed by a new laying technology for pressure sensors. As a result, the extent of rotor blade pressure for anhedral tip is lower than that of non-anhedral tip and grows higher with the increase of forward velocity. The new type anhedral tip also may weaken the blade vortex intercation(BVI) on a certain extent.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2011(043)003【总页数】5页(P346-350)【关键词】直升机;旋翼;三维桨尖;压力测量【作者】林永峰;刘平安;陈文轩;陈雪松;黄水林【作者单位】中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,景德镇,333001;中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,景德镇,333001;中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,景德镇,333001;中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,景德镇,333001;中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,景德镇,333001【正文语种】中文【中图分类】V211.52直升机旋翼桨尖形状的改变会导致桨尖涡强度和运动轨迹的变化,从而影响桨叶表面压力分布以及旋翼性能。
直升机旋翼翼型的非定常气动特性计算方法与验证研究
直升机旋翼翼型的非定常气动特性计算方法与验证研究孟微;胡和平;周云【摘要】根据旋翼振动载荷分析需求,基于Leishman-Beddoes动态失速模型和翼型的风洞试验数据,进行翼型的非定常气动特性的建模和模型验证研究.本模型着重于非定常气动问题的物理表述,将附着流、气流分离、动态失速三个子模型进行综合,将经验系数简化为4个,其余18个参数均从翼型的静态、动态试验中获得.本模型与其他模型相比,经验系数少,物理表述清晰.与试验相关性分析表明,本模型的计算精度高、可靠性好,可用于旋翼振动载荷的计算分析.【期刊名称】《航空科学技术》【年(卷),期】2017(028)010【总页数】6页(P18-23)【关键词】翼型气动特性;非定常;附着流;气流分离;动态失速【作者】孟微;胡和平;周云【作者单位】中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,江西景德镇333001;中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,江西景德镇333001;中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,江西景德镇333001【正文语种】中文【中图分类】V212.4直升机旋翼技术是直升机设计的关键，其振动载荷的准确分析对旋翼动力学设计与直升机减振有着至关重要的作用。
旋翼振动载荷预估技术包括非定常气动力建模、结构动力学建模和两者之间的耦合分析研究等，其中翼型的非定常气动特性建模是该技术的关键和难题之一。
翼型非定常气动特性的准确分析，对提高旋翼振动载荷分析水平、提升直升机旋翼设计能力有极为重要的作用。
翼型来流在准定常状态下，随着迎角的增加会从附着流状态转为气流分离，在非定常状态下，随着迎角的增大则会产生动态失速。
该现象是限制直升机飞行性能、引起直升机振动的因素之一，也是确定旋翼总升力、推力和使用限制的主要因素[1]。
然而，准确预测动态失速现象对旋翼载荷和性能的影响是十分困难的，目前国内外对该现象的研究仍以基于试验的数值分析为主[2，3]。
旋翼翼型非定常动态失速特性的CFD 模拟及参数分析
旋翼翼型非定常动态失速特性的CFD 模拟及参数分析赵国庆;招启军;王清【摘要】构建了一套基于运动嵌套网格技术和可压缩 RANS 方程的旋翼翼型非定常流动特性模拟的高效、高精度的 CFD 方法。
首先，发展了基于 Poisson 方程求解的围绕翼型的粘性贴体正交网格生成方法，并提出了基于最小距离法（MDM）改进策略的运动嵌套网格生成方法，克服了弹簧法可能导致网格畸变的不足；其次，为准确模拟由湍流分离和气流再附引起的气动力的迟滞效应，基于 RANS 方程、双时间方法和高阶插值格式，建立了旋翼翼型非定常气动特性分析的高精度数值方法，并采用能够较好捕捉气流分离现象的 S-A 湍流模型；再次，针对旋翼后行桨叶动态失速时桨叶剖面来流速度较低、迎角较大的特点，为解决低来流速度时 L-B 半经验模型在旋翼翼型非定常动态失速计算中的局限性，并克服可压缩方程对低速流场计算收敛困难和精度低的问题，建立了基于Pletcher-Chen 低速预处理方法、FAS 多重网格法和隐式 LU-SGS 方法相结合的高效数值方法。
应用发展的方法，分别针对NACA0012、SC1095旋翼翼型静态和轻度、深度动态失速进行计算，精确捕捉了气动力迟滞效应以及翼型前缘脱体涡的产生、对流和脱落过程，验证了本文方法的有效性；最后，着重针对 NACA0012动态失速状态，开展了振荡参数对旋翼翼型非定常动态失速特性影响的分析，研究结果表明翼型迎角平均值、振幅及减缩频率的变化均能引起迟滞效应的改变并使得气动力峰值发生有规律的前、后移现象等。
%A high-efficiency and high-precision CFD method for simulating the unsteady dynamic stall of rotor airfoil has been established based on moving-embedded grid and compressi-ble RANSequations.Firstly,the generation method of viscous and orthogonal body-fitted grid around the rotor airfoil is developed by solving Poissonequations.Meanwhile,aiming at overco-ming the shortcoming of spring simulation approach which may result in the distortion of grid,an improved Minimum Distance Method is proposed to generate the embedded grid around airfoil. Secondly,in order to simulate the hysteresis effect of aerodynamic forces caused by the turbu-lence separation and re-attachment of the flow,a high-precision method on the analysis of unsteady aerodynamic characteristics of rotor airfoil is developed by employing RANS equations and dual-time method.The S-A turbulence model is employed to capture the separation phenomenon of flow around airfoil.Thirdly,according to the conditions of low-speed inflow and high AOAs of the retreating blade,together with the limitation of L-B semi-empirical model on the calculation of unsteady dynamic stall of airfoil,a combination method of Pletcher-Chen preconditioning, FAS multigrid approaches and implicit LU-SGS scheme is established to overcome the problems of convergence difficulty and insufficient precision of compressible equations.The steady,mild and deep dynamic stall cases of NACA0012 and SC1095 rotor airfoils are calculated using this pre-viously mentioned method,the hysteresis effect and theformation,convection,shedding of the vortical disturbance are well captured,the effectiveness of numerical simulation method on dynamic stall is verified.Finally,focus on the deep stall of NACA0012 airfoil,the influence ana-lyses of parameters on the unsteady aerodynamic forces of rotor airfoil are carried out,and the results demonstrate that the exchanges of averaged AOA,amplitude and reduced frequency may cause avariational hysteresis effect and regularly changes of peak value of aerodynamic force.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2015(000)001【总页数】10页(P72-81)【关键词】旋翼;翼型;动态失速;N-S 方程;运动嵌套网格;参数分析【作者】赵国庆;招启军;王清【作者单位】南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，江苏南京210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，江苏南京210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，江苏南京210016【正文语种】中文【中图分类】V211.52;V211.3旋翼工作在严重非对称、非定常的涡流场中，旋翼桨叶的挥舞、周期变距以及畸变尾迹(诱导)形成的非均匀入流，导致桨叶剖面在不同方位角处的迎角有很大差别。
三维桨尖旋翼桨叶表面压力测量试验
Ｍ ｅ ｓ ｒ ｍ ｅ ｆ Ｂｌ ｄｅ Ｐｒ ｓ ｕｒ ｓ ｒ ｂ ｔｏ ａ ｕ ｅ ｎｔｏ ａ ｅ ｓ ｅ Ｄｉ ｔ ｉ ｕ ｉ ｎ
ｆ ｒ Ｔｈｒ ｅ Ｄｉ ｅ ｉ ｎａ ａ ｐ ｏ ｅ — ｍ ｎｓ ｏ ｌＢｌ ｄｅ Ｔｉ
Ｌ ｎＹ ｎ ｆ ｎ Ｌ ｕＰ ｎ ａ ， ｈｎＷ ｅ ｘ ａ ， ｈ ｎＸｕ ｓｎ ， ｕ ｎ ｈ ｉ ｎ ｉ ｏ ｇ ｅ ｇ， ｉ ｉｇ ｎ Ｃ ｅ ｎ ｕ ｎ Ｃ ｅ ｅ ｇ Ｈ ａ ｇ Ｓ ｕｌ ｏ ｉ
第４ ３卷第 ３期 ２１ ０ １年 ６月
南
京
航
空
Hale Waihona Puke 航天大学
学
报
Ｖ ｏ ．４ Ｏ． １ ３Ｎ ３
Ｊ ｕ ｎ ｌ ｆＮａ ｊ ｇ Ｕｎｖ ｒ ｉ ｆＡｅ ｏ ａ ｔ ｓ＆ Ａｓｒ ｎ ｕ ｉｓ ｏ ｒ ａ ｎ ｉ ｉｅ ｓｔ ｏ ｒ ｎ ｕ ｉ ｏ ｎ ｙ ｃ ｔｏ ａ ｔｃ
利 。 欧 洲 的法 国和德 国在 三 维 桨尖 的理 论分 析 和 试 验 方面 也 开 展 了许 多研 究 工 作 ［ 德 国还 在 三 ７ 州，
早 期 的桨尖 形 状 一般 都 为矩 形 ， ２ 自 ０世 纪 ７ Ｏ 年 代 以来 ， 由于复 合 材 料桨 叶的 出 现 ， 桨 尖 形状 使 的变化 成 为 可能 ， 于是 美 、 、 、 和俄 国先 后 开 英 法 德
ｐ ｅ ｓ ｅ ｓ ｎｓ ｒ ．Ａ ｓ ａ ｒ ｓ ｌ ｒ ｓ ｕｒ ｅ ｏ ｓ ｅ ｕ ｔ，ｔ ｘ ｅ ｔ ｏ ｏ ｏ ａ ｅ ｐｒ ｓ ｕ ｅ ｆ ｒ ａ ｈｅ ｅ ｔ ｎ ｆ ｒ ｔ ｒ ｂｌ ｄ ｅ ｓ ｒ ｏ ｎｈｅ ｒ ｌｔｐ ｉ ｏｗｅ ｈａ ｈ ｔ ｏ ｄ ａ ｉ ｓ ｌ ｒｔ ｎ ｔ ａ ｆ ｎｏ — ｎｈ ｄｒ ｌｔｐ ａ ｒ ｗｓ ｈｉ ｅ ｔ ｈ ｎ ｒ ａ ｅ ｏ ｏ ｗａ ｄ ｖ ｌ ｃｔ ｎ ａ ｅ ａ ｉ ｎｄ ｇ ｏ ｇｈ ｒｗｉｈ ｔ ｅ ｉ ｃ ｅ ｓ ｆｆ ｒ ｒ ｅ ｏ ｉｙ．Ｔｈｅ ｎｅ ｔ ｐ ｎｈ ｄｒ ｌｔｐ ａ ｓ ｗ ｙ ｅ ａ ｅ ａ ｉ ｌｏ
直升机旋翼的建模与仿真分析
782023年11月上 第21期 总第417期工艺设计改造及检测检修China Science & Technology Overview直升机旋翼桨叶数目是根据发动机决定的，功率愈920.25120收稿日期：2023-03-31作者简介：黄忠文（1971—），男，湖北武汉人，硕士研究生，副教授，研究方向：流体机械和新能源工程。
直升机旋翼的建模与仿真分析黄忠文1,2 吴文萍1,2 王发达1,2 徐钦旭1,2 唐明哲1,2（1.武汉工程大学机电工程学院，湖北武汉 430205；2.湖北省绿色化工装备工程技术研究中心，湖北武汉 430205）摘 要：旋翼叶轮式空气动力学的工程应用非常广泛。
本文以直升机旋翼为研究对象，参照直升机旋翼设计基本理论，研究设计某小型直升机的旋翼半径、桨叶数目、桨叶宽度和桨叶各个剖面安装角度等。
基于CFD 原理利用相关软件对小型直升机在不同飞行状态下的旋翼流场进行数值仿真模拟计算，得到其气动性能状态。
关键词：直升机旋翼；数值仿真；旋翼空气动力学工艺设计改造及检测检修China Science & Technology Overview1.4旋翼的建模方法采用翼型设计软件Profili将各截面的叶素曲线直接导出，并且使用三维建模软件Solidworks中的“放样”命令进行建模[7]。
在Solidworks软件中将实体模型保存为“STEP”格式，以便导入ANSYS Fluent软件进行分析。
2旋翼的流场计算仿真分析在流场中既有层流也会存在湍流的情况，目前湍流数值分析有直接数值模拟法和间接数值模拟法[5]。
在工业流动计算中雷洛平均NS模型是使用最广泛的一种模型。
在Fluent软件中k-ε模型、k-ω模型和雷洛应力模型都是雷洛平均NS模型。
在Fluent软件中所提供的湍流模型有很多，在实际工程计算中，根据具体提供的条件和需要计算的结果选取合适的湍流模型。
通过数值模拟仿真计算，得到直升机在悬停时旋翼桨叶上下翼面的静压云图，如图1所示。
非定常自由流中的翼面动态压力测量
非定常自由流中的翼面动态压力测量
史志伟;宾斌;李甘牛;明晓
【期刊名称】《实验流体力学》
【年(卷),期】2004(018)004
【摘要】首先讨论了用埋测压管方式进行动态压力测量的可行性,然后利用这一方法对置于非定常自由流中的60°三角翼进行了动态压力测量.结果表明,一定管长和管径的测压管可以用于低频压力脉动的测量.动态测压结果表明,在减速过程中,负压系数增大;在加速过程中,负压系数减小;不同迎角下的压力分布曲线有很大差别.这主要是由于随着来流速度的改变,前缘涡的强度和结构发生变化造成的.来流速度的脉动幅值对压力分布也有很大影响,脉动幅值越大压力分布曲线变化越大.
【总页数】5页(P83-87)
【作者】史志伟;宾斌;李甘牛;明晓
【作者单位】南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016;南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016;南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016;南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016
【正文语种】中文
【中图分类】V211.7
【相关文献】
1.定常多相位与非定常计算方法在双吸离心泵数值模拟中的应用 [J], 胡乐;张淑佳;毛鹏展;徐铖
2.非定常不稳定气固两相流动的离散涡数值仿真Ⅲ.非定常不稳定气固两相流动中颗粒运动与旋涡的相关结构 [J], 黄远东;吴文权;王远成;张红武;王光谦
3.俯仰振荡三角翼在非定常自由流中运动的实验 [J], 史志伟;符澄;明晓
4.翼面吹气对过失速非定常翼面涡的影响 [J], 黄达;吴根兴
5.PIV测量非定常自由来流中的三角翼前缘涡 [J], 史志伟;明晓
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翼型风洞实验
由于实际侧壁边界层具有三维性，抽气速度 在垂直上下、壁方向上不应是均匀的，而应 从模型所在高度，向上、向下逐渐减小抽气 速度，或在抽气速度相同时采用变开孔率分 布
（1）加端板
为了消除边界层的影响可在试验段内加端 板。端板有两类：上下不抵洞壁的端板和 上下抵到洞壁的端板。前种端板无法避免 上下翼面的三元效应，后种端板将风洞隔 成了三个通道并相互影响。
端板安装示意图
这两种形式的端板上仍存在边界层，虽然 它比试验段侧壁的边界层厚度薄得多，但 仍未彻底解决边界层的影响问题。故加端 板的方法不如边界层主动控制方法使用广 泛。
侧壁边界层干扰修正
1979年R.W.Barnwell基于相似律提出了 亚声速侧壁边界层修正方法，后来 W.G.Sweall将此方法推广到跨声速，公 式如下：
A.V.Murthy 提出一种新的修正侧壁边界层影响 的方法。该方法基于边界层的存在改变了气流流 过翼型的通道面积，从而改变了来流的有效Ma 数，故需对来留Ma数及其对应的和做修正。 Murthy的修正公示如下：
dQ ( p p)dy v1(v v1)dy
对于低速风洞，各截面气流密度近似不变 化，阻力系数
cx2 cwlp01 p (1 p0 p
p01 p )dy p0 p
其中c为翼型弦长，p0 和 p分别为来流的总压和静 压，p01 和 p分别为尾迹区的总压和平均wl 静压，wl 为 积分范围即尾迹区。
实验原理
忽略洞壁及其粘性的影响，无侧滑角时横截 面相同的直机翼上各剖面的流动情况是完全 一样，具有二维流动特性，适合用于翼型风 洞实验。
Φ2米旋翼模型试验台悬停和前飞试验
Φ2米旋翼模型试验台悬停和前飞试验
黄明其;兰波;王天虹
【期刊名称】《直升机技术》
【年(卷),期】2008(000)003
【摘要】为满足直升机选型试验及旋翼气动特性机理性研究的需要,中国气动研究与发展中心低速所研制了Φ2m旋翼模型试验台.试验台研制经历方案论证、分系统设计加工与研制、分系统安装调试、试验台总装及动力/传动系统联调等阶段,完成了地面调试和悬停试验,并在Φ3.2 m风洞完成了配平前飞试验,已形成2m直径量级旋翼模型桨尖马赫数相似的悬停试验和前飞试验能力,提高了直升机风洞试验和研究能力.
【总页数】4页(P121-124)
【作者】黄明其;兰波;王天虹
【作者单位】中国空气动力研究与发展中心低速所,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心低速所,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心低速所,绵
阳,621000
【正文语种】中文
【中图分类】V217
【相关文献】
1.带先进桨尖的模型旋翼悬停噪声计算与试验 [J], 曹亚雄;樊枫;林永峰;袁明川
2.悬停和前飞状态倾转旋翼机的旋翼自由尾迹计算方法 [J], 李春华;徐国华
3.悬停状态下模型旋翼噪声试验的初步研究 [J], 徐国华;高正
4.共轴刚性旋翼悬停及高速前飞状态气动干扰特性研究 [J], 肖升兴; 张超; 张华; 崔钊
5.鸭式旋翼/机翼飞机悬停及小速度前飞气动干扰实验研究 [J], 邓阳平;高正红;詹浩
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整体框架三段式翼型风洞动态测力试验模型[实用新型专利]
![整体框架三段式翼型风洞动态测力试验模型[实用新型专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/b9f99df26bd97f192379e9df.png)
专利名称：整体框架三段式翼型风洞动态测力试验模型专利类型：实用新型专利
发明人：焦予秦,解亚军,高永卫,肖春生
申请号：CN201921940956.4
申请日：20191111
公开号：CN210719629U
公开日：
20200609
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本实用新型公开了一种整体框架三段式翼型风洞动态测力试验模型。
所述整体框架三段式翼型风洞动态测力试验模型包括框架、气动力天平、左段蒙皮、右段蒙皮和中段蒙皮，所述左段蒙皮、中段蒙皮和右段蒙皮依次固定在框架上并将框架包裹，所述框架的两端分别设有左转轴和右转轴；所述框架包括主体、主管梁、前管梁、后管梁和两个端板，所述主管梁、前管梁和后管梁并排设在主体上，所述管梁、前管梁和后管梁的两端通过端板固定，所述主体上设有短轴，所述气动力天平固定在短轴上，且所述气动力天平还固定在中段蒙皮上。
本实用新型整体框架三段式翼型风洞动态测力试验模型整体重量轻且强度高。
申请人：西北工业大学
地址：710072 陕西省西安市友谊西路127号
国籍：CN
代理机构：重庆乐泰知识产权代理事务所(普通合伙)
代理人：付金星
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翼型低速风洞试验的数值模拟
翼型低速风洞试验的数值模拟
傅建明
【期刊名称】《民用飞机设计与研究》
【年(卷),期】1993(000)001
【总页数】7页(P9-15)
【作者】傅建明
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】V211.74
【相关文献】
1.低速两段翼型的数值模拟 [J], 王海龙;陈志敏;裴曦
2.绕翼型低速湍流的数值模拟 [J], 钱炜祺;蔡金狮
3.油膜干涉测量翼型壁面摩阻低速风洞试验技术 [J], 耿子海;史志伟;金启刚
4.绕大攻角翼型低速非定常流动的SUPG有限元数值模拟 [J], 王演兴;宛辉;胡坤忠;庄礼贤
5.用ANSYS实现二维翼型风洞试验数值模拟. [J], 张鹏;马玉清
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四川省雅安市2024高三冲刺(高考物理)人教版真题(预测卷)完整试卷
四川省雅安市2024高三冲刺（高考物理）人教版真题(预测卷)完整试卷一、单项选择题（本题包含8小题，每小题4分，共32分。
在每小题给出的四个选项中，只有一项是符合题目要求的）(共8题)第(1)题拔河比赛是长郡中学“教师趣味运动会”必备项目，如图甲所示为拔河比赛时一位老师的拔河示意图，可以认为此时处于平衡状态．该情形下可简化成如图乙所示的一质量分布均匀的钢管模型．在拔河时身体缓慢向后倾倒，可以认为钢管与地面的夹角逐渐变小，在此期间，脚与水平地面之间没有滑动，绳子的方向始终保持水平．已知当钢管受到同一平面内不平行的三个力而平衡时，三个力的作用线必交于一点．根据上述信息，当钢管与地面的夹角逐渐变小时，下列说法正确的有（ ）A．地面对钢管支持力变小B．地面对钢管的摩擦力变大C．地面对钢管的作用力不变D．手对绳子的摩擦力方向向左第(2)题某同学想通过测绘一只额定电压为2.5V小灯泡的I-U图像来研究小灯泡的电阻随电压变化的规律。
实验电路如图甲所示，根据实验数据描绘的I-U图像如图乙所示。
下列说法正确的是（ ）A．小灯泡正常工作时的电阻约为5.7ΩB．随着小灯泡两端电压的增大，小灯泡的电阻变小C．该实验的系统误差主要是由电流表的分压引起的D．图甲中开关S闭合之前，应把滑动变阻器的滑片置于A处第(3)题某国产直升机在我国某地上空悬停，长度为L的导体螺旋桨叶片在水平面内顺时针匀速转动（俯视），转动角速度为。
该处地磁场的水平分量为，竖直分量为。
叶片的近轴端为a，远轴端为b。
忽略转轴的尺寸，则叶片中感应电动势为（）A ．，a端电势高于b端电势B．，a端电势低于b端电势C ．，a端电势高于b端电势D．，a端电势低于b端电势第(4)题如图所示，高度为h=1.804m、装有理想气体的薄圆筒，某次工作时，由水面上的船将筒由水面上方开口向下吊放至水下A位置，筒的上表面到水面的距离为H=80m。
已知水的密度为ρ=1.0×103kg/m3，重力加速度g=10m/s2，大气压强为p0=1.0×105Pa，忽略筒内气体温度的变化和水的密度随深度的变化。
2024届河北省高三下学期5月联考物理试题
2024届河北省高三下学期5月联考物理试题一、单选题 (共7题)第(1)题娱乐风洞是一种空中悬浮装置，该装置通过人工制造和控制气流，把游客“吹”起来，让游客体验“腾云驾雾”的感觉。
如图所示，悬浮在风洞正上方的两名手拉手的游客总质量为m，受风的有效面积为S，气流速度为。
已知重力加速度为g，气流吹到人身体后速度近似变为0，则气流的平均密度为（ ）A．B．C．D．第(2)题在核反应方程中，X表示的是A．质子B．中子C．电子D．α粒子第(3)题如图所示，很多餐厅推出了机器人送餐服务，机器人沿直线前进的最大加速度为。
设最大静摩擦力等于滑动摩擦力，重力加速度。
为保证餐盘在水平托盘上不滑动，餐盘与托盘间动摩擦因数至少为（ ）A．0.06B．0.03C．0.3D．0.6第(4)题汽车左前轮因轮胎内压强仅1.8个大气压而触发了胎压报警，现需将轮胎内部压强提高到2.5个大气压。
轮胎的容积为30L，不考虑气体温度的变化。
则需充入压强为1个大气压的空气（）A．15L B．18L C．21L D．24L第(5)题长春某特警支队的2019年反恐演练出现了一款多旋翼查打一体无人机，总质量为M，该无人机是中国最先进的警用12旋翼无人机，装备有攻击性武器，旋翼启动后恰能悬停在离水平地面高为H的空中，升力大小不变，向前方以水平速度v发射一枚质量为m的微型导弹，始终保持水平，不计空气阻力（ ）A．发射微型导弹后，无人机将做匀变速直线运动B．发射出微型导弹瞬间，无人机后退速度大小为C．微型导弹落地时，无人机离地高度为D．微型导弹落地时，无人机与导弹落地点的水平距离为第(6)题某条电场线是一条直线，沿电场线方向依次有O、A、B、C四个点，相邻两点间距离均为d，以O点为坐标原点，沿电场强度方向建立x轴，该电场线上各点电场强度E随x的变化规律如图所示。
一个带电量为的粒子，从O点由静止释放，仅受电场力作用。
则下列说法正确的是（）A．若O点的电势为零，则A点的电势为B．粒子从A到B做匀速直线运动C．粒子在OA段电势能减少量小于BC段电势能减少量D．粒子运动到B点时动能为第(7)题如图甲所示，B超检查是医学上常用的诊断方法，其基本原理是探头向人体内发射超声波，超声波遇到人体不同的组织会产生不同程度的反射。
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163第二十六届（2010）年全国直升机年论文某旋翼翼型动态压力测量Φ3.2米风洞试验兰波 彭先敏 章贵川（中国空气动力研究与发展中心低速所）摘 要：在Φ3.2米风洞使用旋翼翼型动态测压试验装置和动态压力传感器测量动态压力，完成了某旋翼翼型动态测压试验，建立并验证了翼型模型动态俯仰振动的测压方案、数据采集、数据处理方法，具备了在Φ3.2米风洞完成翼型模型动态俯仰的测压试验能力。
1 试验目的a ．研究旋翼翼型表面压力分布测量试验技术，形成翼型动态压力测量试验能力；b ．获得该翼型动态压力分布特性；c ．获得该翼型动态失速的升力、俯仰力矩特性，研究折算频率、迎角正弦振动范围等因素对其影响。
2 试验设备与模型 2.1 Φ3.2米风洞Φ3.2米风洞是一座开、闭两用的回流式风洞，该风洞开口试验段长5m ，横截面为圆形，直径为3.2m ，开口试验段的最高风速可达115m/s 。
本试验在开口试验段进行。
2.2 翼型变迎角试验装置翼型变迎角试验装置见图1。
翼型变迎角试验装置不随模型运动，由试验装置两侧立柱上的轴承支撑模型绕转轴运动。
采用低转速、大扭矩的力矩电机配合专用变频器和控制器驱动模型，通过平行四边形机构带动模型以翼型1/4弦线为转轴正弦运动。
2.3 翼型试验模型翼型模型水平布置在风洞中央，采用相对厚度为9%的某旋翼翼型，弦长500mm ，展长1500mm ，下表面开盖板，内部布置差压式动态压力传感器。
为保证翼型模型风洞试验的流动二元性，在模型左右端分别连接端板，两块端板跟随翼型一起运动。
模型采用碳纤维结构，表面测压点处预埋铜管。
测压剖面位于模型展长中央位置，该剖面布置28个测压点。
测压点预埋铜管通过软管把压力传输到压力传感器的测量端。
压力传感器参考压由共用的参考压软管通过多通接头输入。
2.4 动态压力传感器测压元件采用ENDVECO 公司的8510B 差压式动态压力传感器。
除上表面前缘20%之前的测压孔采用量程5PSI 的动态压力传感器，其余传感器量程均为2PSI 。
2.5 迎角传感器迎角传感器采用电位器式传感器，该传感器的测量范围是0º～340º，测量精度优于0.1º，最大响应频率500Hz ，最大速度200rpm 。
迎角传感器安装在试验装置旋转轴轴端。
2.6 PXI 总线数据采集系统图1 翼型变迎角试验装置164试验数据采集采用Φ3.2米风洞配套的PXI 总线数据采集系统。
1、试验内容翼型动态运动必须满足折算频率k 相似准数。
折算频率定义为定常运动的时间c/2V 与振荡运动时间1/ω之比：k=ωc/2V试验内容包括不同风速、不同正弦振动频率、不同振动初始角、不同振幅下的模型动态压力测量。
翼型模型正弦振荡，模型迎角正弦变化，规律为α=α0+α1sin2πft ，振幅α1最大为10°，振动频率f 最大为6Hz ，试验最大风速85m/s ，试验折算频率k 范围为0.0154～0.139。
2、试验方法试验数据采用动态信号的采集方法。
将来流动压、模型迎角作为两个参数实时采集，保证来流动压、迎角和压力数据同时采集。
数据采集采用定时触发，根据模型不同振动频率，保证一个周期采样达到128点，采集20个周期。
根据迎角对8个周期原始信号进行插值、平均等预处理,最终得到定迎角下的翼型压力分布数据。
通过对翼型压力分布积分得到不同迎角下的翼型升力系数CL 、俯仰力矩系数Cm1/4。
压力系数计算：∞∞-=q p p C i pi法向力系数、切向力系数计算：x d C x d C C 1u p 1l p N ⎰⎰-=y d C y d C C u maxl u maxl y y af p be p A ⎰⎰-=m axm ax翼型升力系数CL 计算：ααsin -cos A N L C C C =翼型绕1/4弦线的俯仰力矩系数Cm1/4计算：x )d x (0.25C C C 1u p l p 41m --=⎰)(/翼型动态气动特性的迟滞程度用法向力亏损系数Kn 来进行评价：⎰⎰=m ax/ααααmind C d C K N N n3 试验结果3.1 不同迎角下的压力分布图2给出了同一试验状态（V=34m/s ，α=15°+10°sin2π2t ）不同迎角下的弦向压力分布。
该试验状态下迎角均为正值，弦向压力分布上表面主要为负压，下表面为正压，压力分布特性揭示了翼型升力的来源。
翼型剖面的负压（绝对值）最大值主要在上表面前缘，上升行程中，α=5.52°时C p =-1.1，α=11.26°时C p =-2.7，α=15.56°时C p =-4.6，α=20.82°时C p =-6.5，α=22.32°时C p =-2.6，负压绝对值在迎角最高点附近突然减小；下降行程中，α=22.32°时C p =－0.8，α=20.82°时C p =－0.49，α=15.56°时C p =-0.69，α=11.26°时C p =-1.8，α=5.52°时C p =-1.1。
上升和下降行程的压力分布完全不同，上升行程中上表面前缘的负压尖峰明显，且随迎角增大而增大，但到迎角最高点附近有所降低；下降行程在迎角最高点附近时，上表面前缘的负压尖峰完全消失，直到迎角减小到16°附近负压尖峰才开始出现，其后更加明显，到迎角最小值时与上升行程基本重合，是翼型动态运动中空气流动分离和再附特性的典型表现。
165α=15.56°，上升行程α=15.56°，下降行程α=20.82°，上升行程 α=20.82°，下降行程α=23.32°，上升行程图2 不同迎角下的翼型弦向压力分布3.2 折算频率的影响图3、4分别给出了V=68m/s 、振幅为10°时，不同折算频率k 下的升力和俯仰力矩曲线，其中k=0是本试验装置及模型在V=68m/s 得到的静态数据。
比较升力曲线和俯仰力矩曲线，在上升行程，小迎角时不同k 值与k=0曲线接近，随着k 值的增大，k=0的失速迎角α=17.8°，最大升力C L =1.12；k=0.023的失速迎角α=21.3°，最大升力C L =1.29；k=0.046的失速迎角α=22.7°，最大升力C L =1.39；k=0.069的失速迎角α=24.1°，最大升力C L =1.50。
但在下降行程尤其是10°以上迎角，曲线差异较大。
随k 值增大，失速迎角有所延迟，升力迟滞回线面积显著增大，k=0.023、0.046、0.069的最大升力C L 相比k=0分别增加了15%、24%、34%，k=0.023、0.046、0.069对应的法向力亏损系数K n =0.22、0.37、0.46，反映了k 值是影响翼型动态失速特性一个极为重要的因素。
-5-4-3-2-1100.10.20.30.40.50.60.70.80.91x/cCp -7-6-5-4-3-2-10100.10.20.30.40.50.60.70.80.91x/cCp -3-2.5-2-1.5-1-0.50.5100.10.20.30.40.50.60.70.80.91x/cCp-1-0.8-0.6-0.4-0.200.20.40.60.8100.10.20.30.40.50.60.70.80.91x/cCp-0.6-0.4-0.200.20.40.60.8100.10.20.30.40.50.60.70.80.91x/cCp -0.8-0.6-0.4-0.20.20.40.60.8100.10.20.30.40.50.60.70.80.91x/cCp α=23.32°，下降行程166图3 不同折算频率的升力曲线 图4 不同折算频率的俯仰力矩曲线3.3 迎角振幅的影响图中给出了V=68m/s ，k=0.023时，不同迎角振幅下的升力和俯仰力矩曲线。
振幅为5°时在上升下降行程升力和俯仰力矩略有偏移但基本相同，其基本动态失速程度很小；而振幅为8°、10°时其上升下降行程升力和俯仰力矩出现明显差异，但二者规律相近，振幅为10°的动态失速迎角有所推迟，振幅分别为5°、8°、10°对应的法向力亏损系数K n =0.02、0.13、0.22。
振幅决定了翼型动态运动是否穿过失速迎角及穿过失速迎角的程度，也是影响翼型动态失速特性的重要因素。
图5 不同迎角振幅的升力曲线 图6 不同迎角振幅的俯仰力矩曲线1. 结论a ．通过本试验，建立并验证了翼型模型动态俯仰振动的试验方案、数据采集、数据处理方法，具备了在Φ3.2米风洞完成翼型模型动态俯仰的测压试验能力。
b ．试验获得的翼型动态压力分布数据对于揭示翼型动态运动机理有重要意义。
c ．试验获得的升力、俯仰力矩特性表明：翼型动态压力分布数据折算频率和迎角振幅是影响翼型动态失速特性的重要因素。
当翼型迎角超过翼型静态失速迎角后，更大的折算频率和迎角振幅使得翼型动态气动特性的迟滞程度增大。
Rotor Airfoil Dynamic Pressure Measurement Test in Φ3.2m Wind TunnelLan bo Peng xianmin Zhang guichuan（CARDC Low Speed Institute ）Abstract ：Rotor airfoil dynamic pressure measurement test was conducted in φ3.2m wind tunnel using a dynamic test device and dynamic pressure transducers. And the pressure measurement test scheme of airfoil dynamic pitching vibration, data acquiring and processing was validated through the test. So the test ability of pressure measurement of airfoil dynamic pitching vibration in Φ3.2m wind tunnel was established. 00.20.40.60.811.21.41.60510152025αCL-0.16-0.14-0.12-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.040.06051015202530αCm00.20.40.60.811.21.41.6051015202530αCL-0.14-0.12-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.040.0651015202530αCm。