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：
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专业：
一、实验目的
1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，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20,30,40V ∞=/m s 。

实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气流的总压0p 为实验室的大气压a p 。

表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考）
表2.2 翼型测压点分布表
上表面
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90θ=，压力计标定系数 1.0K =。

压力计左端
第一测压管通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；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IN L ；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II L 。

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i L 。

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，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，翼面上第i 点的当地静压i p 与实验段的静压p ∞关系为：
sin sin i i II p K gL p K gL ρθρθ∞+=+液液
即
()sin ,(0,1,2,3,......)i i II i p p p K g L L i ρθ∞∆=-=-=液 （1） 实验段的气流静压p ∞与大气压a p （即总压0p ）关系为：
0sin sin II I p K gL p K gL ρθρθ∞+=+液液
根据伯努利方程，则实验段的气流动压为：
201
()sin 2
a II I q p p V K g L L ρρθ∞∞∞≡-=
=-液 （2） 同理，风洞入口段收缩管前的气流动压为：
2IN 0IN IN 1()sin 2
a IN I q p p V K g L L ρρθ≡-=
=-液 （3） a ρ、ρ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
i II i
i II I
p L L Cp q L L ∞∆-≡
=- （4） 翼型在给定迎角下的升力由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：
(p p )[(p )(p )]c
c
l u l u L dx p p dx ∞∞=-=---⎰⎰
1
00
1*()()*c l pl pu pl pu L x
C C C dx C C d q c c c ∞==-=-⎰⎰
其中，pl C 为翼型下表面的压力系数，pu C 为翼型上表面的压力系数，c 为翼型的平均气动弦长。

四、实验步骤
（1） 记录实验室的大气参数、压力计工作液（水））密度：
○
1气温：C o 17t =； ○
2海拔：m h 400=； ○
3工作液（水）密度：3995.65/kg m ρ=液； ○
4重力加速度g ：29.79/g m s =； ○
5大气压强：95920a p Pa =； ○
6翼型弦长：mm c 120=； （2） 将压力计座底调为水平，再调节液面高度使测压管液面与刻度“0”平齐，
斜角90θ=。

（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，由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C C 006~2--，增量为2°。

（5） 记录数据：在风速稳定和迎角不变时，读取并记录大气压管液柱高度I L 、
风洞入口处液柱高度IN L 、风洞实验段液柱高度II L 、翼型表面各测点的液柱高度i L 。

（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: C T p P a 0517100
2.1=⨯=
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高度的读取误差，和数值积分的截断误差积累，相对误差为%54.9。

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：
处理后：
3.2 压力分布曲线（不同攻角下的表面压力系数分布）
-20上表面压力系数分布：
00上下表面压力系数
40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 升力系数曲线（升力系数随攻角变化曲线）
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，不满足严格等熵流动；
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. 由图像可知，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
1. 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：
2
2)(12
1∞
∞-=-=
V V V P P C P ρ 由上式可知流场某点的压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∞P ，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∞P 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L I 和入口段的水柱高度L IN 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：
2022
1
2V P P C t v dp
ρρ+=⇒=∂Φ∂++⎰
可以求得入口段的气流速度V IN 。

5. 如何估算风洞收缩段的面积收缩比？
答：根据连续方程：∞∞=A V A V IN IN ρρ,其中IN V 与∞V 可知即可估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，气压变化比较剧烈，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，列表统计实验数据；
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；。