1、- -量測實驗十四 翼型外表壓強分布測量實驗（一） 實驗目的和要求1、 測量氣流攻角，和的翼型外表壓強分布。2、 由壓強分布計算升力系數(shù)。3、 繪制攻角的翼型外表壓強分布圖。（二） 實驗裝置1. 空氣動力臺，NACA0021型二元翼型，斜管壓差計或多通道掃描閥；2 小型風洞，NACA23015型二元翼型，多通道掃描閥裝置。三 實驗裝置介紹：1. 小型風洞或氣動臺實驗裝置以及原理：見圖1 圖1 風洞與氣動臺實驗裝置原理圖其中，p0為駐點壓強或總壓。當氣流經(jīng)收縮段進入實驗段后，氣流速度分布比較均勻，速度為V，壓強為p。，稱為靜壓或來流壓強。2 翼型模型：1對于本實驗小型風洞中使用NACA23015

2、二元翼型，其弦長C=280mm，外表周長=582.8mm，上下對稱布置了14個測壓孔，測壓孔的開孔測點示意圖圖2以及具體位置標示見表1，其中s為外表曲線的孤長，從前緣的測點1起算，表中給出了各測點的x，y，s值。y1234567891011121314x圖型2翼型示意圖上表面測點12345678x/cy/cs/s00000.050.060.040.10.0760.0660.20.0950.1150.30.10.1840.70.050.3520.950.010.48100.505下表面測/cy/cs/s00.05-0.039-0.9690.1-0.0520.9420.2

3、-0.0620.8920.3-0.0570.8440.7-0.0140.650.95-0.0080.63表 1 NACA23015二元翼型測孔位置表 2氣動臺中使用的NACA0021型二元翼型，其弦長C=100mm。其測孔位置見下表2：測點編號1234567x(mm)上051020306080y(mm)上06.2218.19510.0410.5047.9864.591測點編號891011121314x(mm)下10080603020105y(mm)下0.221-4.591-7.986-10.504-10.04-8.195-6.221表 2 NACA0021型二元翼型測孔位置表3多管差壓計：將1

4、4個測點以及總壓靜壓用導管引出與傾斜式多管壓差計相連接，便可以直接讀取各個測壓管數(shù)值，由以上公式，即可計算各點壓強系數(shù)。4. 多通道掃描閥：本多通道掃描閥由50各電磁開關，2個高精度壓差傳感器，以及7017型數(shù)據(jù)采集模塊，24v供電電源，TLC-485-9D接口轉換器等組成。由此，通過電磁閥對各個測點通道的開關控制，利用壓差傳感器將測出各測點壓強與來流壓強的差，以及駐點壓強和來流壓強的差，轉化成7017型數(shù)據(jù)采集模塊可以識別的電壓信號，編制相應數(shù)據(jù)采集處理軟件，使其復原成壓差數(shù)值，從而實現(xiàn)了計算機的自動實時數(shù)據(jù)采集，以及相應的數(shù)據(jù)計算處理。多通道掃描閥的工作原理如圖3所示：圖3多通道掃描閥的工

5、作原理示意圖四 實驗原理以及數(shù)據(jù)計算方法：氣流繞翼型模型流動時，流動變得復雜起來。在流體力學中，一般將壓強用無量綱的參數(shù)壓強系數(shù)CP來表示各個測點的壓強系數(shù)值：式中，分別是測點壓強，來流壓強，駐點壓強總壓。其由伯努利方程 而來。對于傾斜式多管壓差計，取兩個液面，那么有： 2- 7-1式中，和是傾斜式壓差計測壓管液面讀數(shù)滿，壓差傳感器直接測量壓差，是壓差計工作液體的密度，是多管壓差計讀數(shù)板鉛直偏角。將穩(wěn)壓箱壓強和來流段壓強接至測壓管，根據(jù)伯努利公式 2- 7-2那么有 2- 7-3于是 對于多管壓差計有： 2- 7-4所以，直接讀取各個測點與總壓，靜壓在多管壓差計上的數(shù)值，即可求出各個測點的壓強

6、系數(shù)值；對于多通道掃描閥： 2- 7-5可通過計算機數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)直接采集到各個測點與總壓的差值，以及總壓與靜壓的差值，從而得到各個測點與靜壓的差值，計算得到壓強系數(shù)值。升力的計算方法：氣流給予翼型的總合力在y軸上的分量稱為升力。記做FL，紊流繞流中，粘性切應力對總合力的奉獻僅占很小份額，因此，通常僅考慮壓強的作用。升力系數(shù)的定義為 2- 7-6式中A是升力作用面的面積，對于二元翼型，升力的作用面等于弦長C乘于單位寬度。py升力的計算有以下兩種方法xdsdx圖4 翼型升力計算示意圖1、壓力法參見圖4，設上外表的微面積ds，設該面積上的壓強為p，那么壓力為pds，投影到y(tǒng)軸得-pdscos，負號表

7、示壓力方向為y軸負向。對于下外表，合力應為正值。因而，升力是下外表合力正和上外表合(負)的代數(shù)和， FL=(P)2- 7-7升力系數(shù)CL= 2- 7-8式中,。積分用梯形公式計算，參見相關教材。如果令，那么 2- 7-92、速度環(huán)量法根據(jù)翼型理論公式，升力與速度環(huán)量的關系是，由此得到升力系數(shù)2- 7-10按定義，環(huán)量的表達式為·，由翼型理論知，當升力為正時，速度環(huán)量必為順時針方向。因此，上式的封閉曲線積分應為順時針方向。在翼型上外表，氣流速度與積分方向一樣 而在下外表，速度與積分方向相反，因而由壓強系數(shù)的定義2- 7-11從而2- 7-12令=S/S0為無量綱的曲線弧長，那么2- 7

8、-13積分仍用梯形公式計算五實驗步驟： 1 多管壓差計方法：1.裝試驗段。調平多管測壓計，使測壓排管與垂線的夾角為0°，將翼型測壓管與多管測壓計連接，并使翼型1號測孔中心位于角度盤的0°定位，然后轉動翼型使指針置于16°角，取走實驗臺面上的活動板；2 接通電源，慢慢開大兩側的調節(jié)閥門，用多管測壓計酒精庫的升降來調節(jié)排管的液位到達最大量程排管液位達滿量程，然后擰緊酒精庫的固定螺絲。待測壓管穩(wěn)定后，讀取穩(wěn)壓箱，收縮段和各個測點的測壓管讀數(shù)，讀取液位波動的平均值并記錄，觀察穩(wěn)壓箱和收縮段是否有變化；3轉動翼型，改變角度，可分別記取4°，8°，12&#

9、176;，記錄各個數(shù)值；4實驗完成，關閉電源。本卷須知：整個實驗過程，不要對氣流進展干擾，從而引起測壓管數(shù)值的大幅度波動，影響實驗結果以下給出實驗記錄表格例如：氣溫=_0，翼型弦長C=_mm，翼形外表周長S0_mm.壓力計傾斜角=_,測壓管讀數(shù)=_mm。=_mm風速=_(m/s)。實測數(shù)據(jù)與計算實驗數(shù)據(jù)記錄與處理表測點x/cs/x0CpCpCpCp上表面12345678下表面91011121314升力系數(shù)CL壓力法環(huán)量法標準值2多通道掃描閥：1 檢查各個測壓管是否相接正確；2 按下多通道掃描閥上左上角綠色電源按鈕；3 點擊計算機桌面上數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)“CY-NACA1.0翼型外表壓強測試系統(tǒng)，進入

10、“進入測試界面，填寫實驗人員及班級，點擊“確定4 出現(xiàn)界面提問是否需要覆蓋前述的文件，點擊“是；5將看到如下測試界面： 圖5 測試狀態(tài)圖6點擊“翻開串口，顯示“關閉串口狀態(tài)，點擊“OK？確認； 7調節(jié)翼型與來流之間的夾角：氣動臺上可直接旋轉角度指針，確定翼型模型與來流方向的攻角，小型風洞上，由于翼型上下不規(guī)那么不對稱而且有所松動，可直接用手調節(jié)翼型模型，當模型玹線與0-180度線平行的位置確定為0度攻角，之后按照玹線前部指示的角度依次增加4度，8度，12度； 8將翼型模型與來流的夾角值填寫入“攻角輸入；9“風速中刪除“60.0，風速大小由所實驗最終測定的總壓與靜壓差值的平均值計算得出；10多通

11、道掃描閥箱子中共計50個電磁閥開關，以10個為一組分檔，分為A、B、C、D、E這5檔，翼型模型上14個測點按照順序與多通道掃描閥的1-14號通道一一對應接好，即采用了A檔的1-10號和B檔的11-14號通道；11在測試界面，“檔位與孔號選擇，即可依次選擇檔位及孔號，每選擇一個孔位，將多通道掃描閥上的旋轉式開關旋轉至相應的位置上，然后點擊“記錄Cpi，那么計算機自動采集并在右側數(shù)據(jù)欄中顯現(xiàn)出兩個壓差傳感器的值，即總壓與靜壓的差值，測點與總壓的差值，并將此測點的壓強系數(shù)值計算結果顯示出來；1214個測點完成后注意11-14測點要選擇B檔，前10個測點測完后要復位，點擊“記錄Cl，那么計算機自動計算出在此攻角下翼型的升力系數(shù)值并顯示在下方的數(shù)據(jù)欄中；8不要清空數(shù)據(jù)，只需改變模型攻角，重復以上步驟，數(shù)據(jù)會累加在數(shù)據(jù)欄中；9按照實驗要求各個攻角測量完后，點擊測試界面上部菜單中的：“測試結果,點擊“Excel表格，那么可以看到生成Excel報表文件，可打印或保存拷貝測試結果；(10)關閉串口，關閉通道掃描閥電源，退出測試界面，關閉風洞或氣動臺電機電源，實驗測試完畢。5、 測試結果及處理分析要求：1 繪制翼型某個攻角情況下的壓強分布圖