《翼型表面压强分布09》由会员分享，可在线阅读，更多相关《翼型表面压强分布09（9页珍藏版）》请在金锄头文库上搜索。
1、翼型表面压强分布（一）实验目的和要求1、测量气流攻角a= 0。, 4。, 8。，和12。的翼型表面压强分布。2、由压强分布计算升力系数。3、绘制攻角a = 4。的翼型表面压强分布图。（二）实验装置1.空气动力台，NACA0021型二元翼型，斜管压差计；2小型风洞，NACA23015型二元翼型，多通道扫描装置。（三）实验装置介绍：1小型风洞或气动台实验装置以及原理：（见图1）其中，p0为驻点压强或总压。当气流经收缩段进入实验段后，气流速度分布 比较均匀，速度为V，压强为p。，称为静压或来流压强。2翼型模型：88对于本实验小型风洞中使用NACA23015二元翼型，其弦长C=280mm，表 面周长s
2、 0=582.8mm.。气动台中使用的NACA0021型二元翼型，其弦长 C=100mm。对于这两种翼型，测压孔的位置标示相同，参见开孔测点示意图（图 2）以及各个测点具体位置，见表1,其中s为表面曲线的孤长，从前缘的测点1 起算，表中给出了各测点的x，y，s值。图型2翼型示意图上测点12345678表面x/c00.050.10.20.30.70.951y/c00.060.0760.0950.10.050.010s/so00.040.0660.1150.1840.3520.480.505测点14131211109下x/c0.050.10.20.30.70.95表面y/c-0.039-0.052
3、-0.062-0.057-0.014-0.008s/so-0.9690.9420.8920.8440.650.63表1测孔位置表气流绕翼型模型流动时，流动变得复杂起来。在流体力学中，一般将压强用无量纲的参数一一压强系数Cp来表示各个测 点的压强系数值：p-p P-Pg g1 PV 2 P0-Pg2 g而来。式中，p,Pgp0分别是测点压强，来流压强，驻点压强（总压）。其由伯努利方程P P + - PV 2 p + 丄 PV 2 o g 2 g2本实验在翼型模型上下对称布置了 14个测压孔，在气动台上，将14个测点 以及总压静压用导管引出与倾斜式多管压差计相连接，便可以测量各点的压强 值，由以上
4、公式，即可计算压强系数；在小型风洞上，用导管将测点压强以及总压静压用导管引出，接入到多通道 扫描阀中。3多通道扫描阀：本多通道扫描阀由50各电磁开关，2个高精度压差传感器，以及7017型数 据采集模块，24v供电电源，TLC-485-9D接口转换器等组成。由此，通过电磁阀对各个测点通道的开关控制，利用压差传感器将测出各测 点压强与来流压强的差，以及驻点压强和来流压强的差，转化成7017型数据采 集模块可以识别的电压信号，编制相应数据采集处理软件，使其还原成压差数值， 从而实现了计算机的自动实时数据采集，以及相应的数据计算处理。多通道扫描阀的工作原理如图3所示：图3多通道扫描阀的工作原理示意图（
5、四）实验原理以及数据计算方法：对于倾斜式多管压差计，取两个液面，则有:p - p = pg (l -1 )cos 01 2 2 1(2- 7-1)式中，1和1是倾斜式压差计测压管液面读数满，压差传感器直接测量压差，P，1 2是压差计工作液体的密度，0是多管压差计读数板铅直偏角。将稳压箱压强pn和来流段压强p接至测压管，根据伯努利公式0 8p = p +pV 2 = p +pu 20g 2 g2(2- 7-2)则有Vg =冷p0 -役)PgGo -1 g)cos0(2- 7-3)于是 对于多管压差计有:Cp =(2- 7-4)po - p所以，直接读取各个测点与总压，静压在多管压差计上的数值，即
6、可求出各个测点的压强系数值； 对于多通道扫描阀:(2- 7-5)p p CP =-PV 2p 一 役2可通过计算机数据采集系统直接采集到各个测点与总压的差值，以及总压与静压 的差值，从而得到各个测点与静压的差值，计算得到压强系数值。升力的计算方法：气流给予翼型的总合力在y轴上的分量称为升力。记做FL，紊流绕流中, 粘性切应力对总合力的贡献仅占很小份额，因此，通常仅考虑压强的作用。升力系数的定义为(2- 7-6)FL1P V 2 A 2 8式中A是升力作用面的面积，对于二元翼型，升力的作用面等于弦长C乘于单 位宽度。1、压力法参见图4,设上表面的微面积ds,设该面积上的压强为p,则压力为pds，
7、投影 到y轴得-pdscos9，负号表示压力方向为y轴负向。对于下表面，合力应为正值。 因而，升力是下表面合力（正）和上表面合（负）的代数和，FL=J （P 一 P P）dx（2- 7-7）0 下 上升力系数-C)dgp上(2- 7-8)Ff P PLCT =L = Jx上d (x / c) = J1 C1 PV 2 C0 1 PV 20 P 下2 8 2 8式中,g = x/C。积分用梯形公式计算，参见相关教材。如果令f忆）二C - C ，p下 p上则 CL = 2f? f2)Q +(f2 + 厶叫 +(1 U(2- 7-9)2、速度环量法根据翼型理论公式，升力与速度环量r的关系是r二Pv，
8、由此得到升力系数LgC 二竺（2- 7-10）L V C按定义，环量r的表达式为r=J一一，由翼型理论知，当升力f为正时，速 L度环量必为顺时针方向。因此，上式的封闭曲线积分应为顺时针方向。在翼型上表面，气流速度与积分方向相同而在下表面，速度与积分方向相反，因而由压强系数的定义p pC =gP 1PV 22 g(2- 7-11)从而(s ) d I s丿、0丿(s ) d I s丿、0丿(2- 7-12)令g =S/S为无量纲的曲线弧长，则；1 - C dg - J*C = 2 JLC 上面丄P上(2- 7-13)积分仍用梯形公式计算（五）实验步骤：对于多管压差计：（1）.装试验段。调平多管测
9、压计，使测压排管与垂线的夹角为0,将翼型测 压管与多管测压计连接，并使翼型1号测孔中心位于角度盘的0（定位），然 后转动翼型使指针置于16角，取走实验台面上的活动板；（2）接通电源，慢慢开大两侧的调节阀门，用多管测压计酒精库的升降来调节 排管的液位达到最大量程（排管液位达满量程），然后拧紧酒精库的固定螺丝。 待测压管稳定后，读取稳压箱，收缩段和各个测点的测压管读数，（读取液位波 动的平均值）并记录，观察稳压箱和收缩段是否有变化；（3）转动翼型，改变角度，可分别记取4，8, 12，记录各个数值；（4）实验完成，关闭电源。（注意事项：整个实验过程，不要对气流进行干扰，从而引起测压管数值的大幅 度波
10、动，影响实验结果）以下给出实验记录表格示例：气温=（0），翼型弦长 C=（mm）， 翼形表面周长S0（mm）.压力计倾斜角a =，测压管读数1 = （mm）。1 =（mm）风速v =（n/s）。实测数据与计算实验数据记录与处理表测点x/cs/xoa = Ooa = 4oa = 80a = 12o1CP1CP1CP1CP上表面12345678下表面91011121314升力系数CL压力法环量法标准值多通道扫描阀：(1) 点击计算机桌面上数据采集系统“CY-NACA1.0翼型表面压强测试系统”, 进入“进入测试界面”，覆盖以前同学实验结果，可看到如下测试界面：(图5)C_NACAl.a楼宇风力测试
11、丢竦文件(E)查看(刃进入测试界面帮助(U)测试结果串口初始化111:18:20串口i殳置：COM13波特率设置：I9600二1登陆密码：r模块类型，阿3模痢汕 i打开串口 |登陆|退出登陆|压强接入通道选择Pi对应通道：I70172 dPM对应通直I7017图5测试状态图 (2) 串口设置：通过查看“我的电脑”中“设备管理器”中端口一项而知”, 其余皆为默认值。打开多通道扫描阀的电源，点击“打开串口”，点击“ OK?” 确认。 选定模型与来流方向的夹角，在测试界面上填入攻角； 风速大小由所测定的驻点压强与来流压强的差值计算决定； 档位选择与孔号选择：档位分A、B、C、D、E共5档，每档10个
12、通道，攻角输Ar)厂0: 20凤速：60.0压强测试报表输岀退岀系统当前孔号x坐标:记录CPiCL 录 记清空当刖通道：Pi-pco： |Poi-FTO：一共50个通道；测点已经按照顺序与多通道扫描阀的通道号顺序一一对应接好, 在本试验中，模型14个测点对应着A档的1-10通道，以及B档的11-14通道； 按照测点的布置顺序，依次选择相应的档位以及孔号，每个孔号，点击“记录 Cpi”，则计算机自动采集两个差压变送器的电压值，并转换为相应的压差值，并 同时计算二者的比值，显示在右边的数据栏中；（6）测完全部测点，点击“记录Cl”，则计算机自动计算出在此攻角下翼型的 升力系数值；（7）再改变模型与风来流方向的夹角，重复（3）（5）和（6）步骤；（8）结束全部的测量，点击测试界面上的“报表输出”得到测试的整个数值;（9）退出测试界面，关闭多通道扫描阀电源，实验测试结束。五、测试结果及处理分析要求：1绘制翼型某个攻角情况下的压强分布图；2计算各个攻角下的升力系数。延伸阅读思考：1. 是不是攻角越大，升力系数一直保持越大？2. 流体的速度对升力系数的影响？注：美国国家宇航局给出了 NACA23015翼型的升力系数CL的标准值：（0）024
