1、翼型表面压强分布（一）实验目的和要求1、测量气流攻角 ， ， ，和 的翼型表面压强分布。048122、由压强分布计算升力系数。3、绘制攻角 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）图 1 风洞与气动台实验装置原理图其中，p 0 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：对于本实验小型风洞中使用 NACA23015
2、二元翼型，其弦长 C=280mm，表面周长 =582.8mm.。气动台中使用的 NACA0021 型二元翼型，其弦长0sC=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 翼型示意图上表面测点 1 2 3 4 5 6 7 81 2 3 4 5 6 7 891011121314xyx/cy/cs/s00000.050.060.040.10.0760.0660.20.0950.1150.30.10.1840.70.050.3520.950.
3、010.48100.505测点 14 13 12 11 10 9下表面x/cy/cs/s00.05-0.039-0.9690.1-0.0520.9420.2-0.0620.8920.3-0.0570.8440.7-0.0140.650.95-0.0080.63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压强系数 CP来表示各个测点的压强系数值：-pVC02p1式中， 分别是测点压强，来流压强，驻点压强（总压） 。其由伯努利方程,0p而来。2201V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
4、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，以及相应的数据计算处理。
5、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（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：（2- 7-1）cos)(1221lgp式中， 和 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，1l2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 和来流段压强 接至测压管，根据伯努利公式0pp（2- 7-2）2201uV则有（2- 7-3）cos2)(200lgp于是 对于多管压差计有：（2- 7-4）lpVpC0021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
6、通道扫描阀：（2- 7-5）pVpC021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）AVFCL21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。升力的计算有以下两种方法图 4 翼型升力计算示意图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，投影到
7、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（正）和上表面合(负)的代数和， FL= (0P) （2- 7-7）上下 P（dx升力系数CL= （2- 7-8）10022 )/(11 dCcxdPVFPx 上下上下 y p xdsdx式中, 。积分用梯形公式计算，参见相关教材。如果令Cx/，则 上下 Pf)( )()(1)21 7872322 fffL（2- 7-9）2、速度环量法根据翼型理论公式，升力与速度环量 的关系是 ，由此得到升力系数PvL（2- 7-10）CVL2按定义，环量 的表达式为 ，由翼型理论知，当升力 为正时，速一
8、一dsLF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（2- 7-11）22)(1VPpC从而（2- 7-12） 0002sdVsdVCsVL 下 面上 面令 =S/S0 为无量纲的曲线弧长，则（2- 7-13）下 面 下上上 面 dCdCsCPPL 112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
9、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=_ （ 0） ，翼型弦长 C=_（mm） ，翼形表面周长S0_（ mm）.压力计倾斜角 =_,测压
10、管读数 =_（mm） 。0l=_（ mm）l风 速 =_(m/s)。v实测数据与计算实验数据记录与处理表 0a04a08a012a测点 x/c s/x0 lCp lCp lCp lCp1234567上表面8910111213下表面14压力法环量法升力系数CL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）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？
11、”确认。（3）选定模型与来流方向的夹角，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压强的差值计算决定；（5）档位选择与孔号选择：档位分 A、B、C、D、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
12、”，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。5、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 2 4 6 8 10 12 14 16 17 18)(CL 0.12 0.31 0.56 0.75 0.94 1.17 1.37 1.53 1.67 1.70 1.64
