翼型表面压强分布09-11更改版

1、翼型表面压强分布（一）实验目的和要求1、测量气流攻角日=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、绘制攻角且=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）2忐III g心三o51 ,0S）气动台实验段（b）风洞实验段图1风洞与气动台实验装置原理图其中，po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：对

2、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s0 =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/S000.040.0660.1150.1840.3520.480.505测点141312

3、11109下表x/c0.050.10.20.30.70.95面y/c-0.039-0.052-0.062-0.057-0.014-0.008S/S0-0.9690.9420.8920.8440.650.63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：C p-p：- p-p：-1 "V2 一po-p:2 -c =来流压强，驻点压强（总压）其由伯努利方程式中， p, pg 分别是测点压强，po=p*§p|%2 而来。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

4、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

5、算处理。多通道扫描阀的工作原理如图3所示：PiPiHLPC差压2差压1图3多通道扫描阀的工作原理示意图Pi - P2 = ：g(l2 Ti)cos(2-7-1)I（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:洞式中，ll和l2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, 是压差计工作液体的密度，§是多管压差计读数板铅直偏角。将稳压箱压强Po和来流段压强P,接至测压管，根据伯努利公式(2-7-2)1 21-2Po = pV： = p u2 2则有V =、2 (Po - P。=.2 2 1。-1二 cos。(2-7-3)于是对于多管压差计有:CPP

6、- P 二 _ l T 二Po 一 P二lo T二(2-7-4)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，即可求出各个测点的压强系数值； 对于多通道扫描阀:p- p 二FlCl =12 v2A(2-7-6)(2-7-5)Cp£p二1 ,?v2p0 p：-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o（正）和上表面合（负）的

7、代数和，FlCl=1 PV 2C2x P下-Ph0d(x/C)=2(2-7-8)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乘丁单位宽度参见图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,投影 到y轴得-pdscos,，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(2-7-7)fl=H (P下-P P)dx升力系数式中, = x/C积分用梯形公式计算，参见相关教材。如果令f）=C1则Cl =-fl的2）圜&仃23）通画帽仃78）圈（2-7-9）22、速度环量法根据翼型理论公式，升力与速度环量的关系是l由此得到升力系数

8、2】/、Cl =（2-7-10）V 二c一 一按定义，环量的表达式为口=,ds，由翼型理论知，当升力Fl为正时，速 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Cp土史二1-（V）2；PV：2V：:(2-7-11)令并S/S0为无量纲的曲线弧长，则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。调平多管测压计，使测压排管与垂线的火角为 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

9、 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动，影响实验结果)以下给出实验记录表格示例：气温=(°),翼型弦长C=(mm),翼形表面周

10、长S0(mm).压力计倾斜角I =测压管读数1° =(mm)。fl=(mm)Jx® V*(m/s)。实测数据与计算实验数据记录与处理表测点x/cs/x°a =0°0 a =4a =80a =120lCplCplCplCp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”11:18:20申口设置e叵丽 Z波特率谖置=|血q 3模块类型；邛诃.二模墀地丈=F打开崔口 I登陆I二出璧曲I（图5）进入“进入测试界面”,覆盖以前同学实验结果，

11、可看到如下测试界面:B2当9?孔号M坐标,记录CP1记剥XDChChChCh：Ch：&Ch:7Ch：li xJ档位和孑L号选择I P-Pol-POO：Pt-R：O!压强接入通道造择友第输入r 1 F-|D3 加其沮 'KILO推表输出lEttO |屋强阐试当面通道,日对应通道，I仲H T p畅应通道网HT Tr ok?测试状态图(2) 申口设置：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“打开申口”，点击“OK?"确认。(3) 选定模型与来流方向的火角，在测试界面上填入攻角；(4) 风速大小由所测定的驻点压强与来流

12、压强的差值计算决定；(5) 档位选择与孔号选择：档位分 A 8 C CK E共5档，每档10个通道,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火角，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； 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