SHFD低速風洞旋轉(zhuǎn)體機身測壓實驗報告

1、SHFD低速風洞旋成體機身模型測壓試驗數(shù)據(jù)處理報告院 系： 專 業(yè)：飛行器設計與工程班 級： 學 號： 姓 名： 風洞試驗任務書姓名： 班級： 學號： 2 指導教師： 完成日期： 2015年9月20日實驗小組：第二組組長：（學號：）小組成員：學號姓名縱向alpha橫向alpha=4alpha=8032-164236-128440-812644-4168480-1610524-1212568-8146012-416/1816020/24/2804風速27 m/s 試驗任務表實驗風洞：SHFD 時間：2015.8.312015.9.20試驗類型試驗狀態(tài)備注旋成體機身測壓試驗縱向?qū)嶒瀊=0o：a=0

2、o20o；a=2oa=24o60o；a=4o試驗風速V=27m/s橫向?qū)嶒瀉=4o：b=-16o16o；b=4oa=8o：b=-16o16o；b=4o 摘要本次的試驗就是測量旋成體機身表面的壓強分布，繪制壓力曲線，采用SHFD低速風洞對旋轉(zhuǎn)體機身進行吹風試驗。分別完成其縱向?qū)嶒灪蜋M向?qū)嶒灒ㄟ^壓力掃描系統(tǒng)可以在計算機中得到旋轉(zhuǎn)體機身表面各截面上測壓口的壓力。通過計算可以得到其壓力系數(shù)，最后通過tecplot軟件即可畫出各個截面的壓力分布情況以及上下子午線的壓力分布情況。關(guān)鍵詞 旋成體機身 風洞試驗 縱向試驗 橫向?qū)嶒?tecplot 目錄第一章 實驗名稱及要求1第二章 實驗設備22.1 風洞主

3、要幾何參數(shù)22.2 風洞動力系統(tǒng)22.3 控制和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)22.4 壓力掃描系統(tǒng)32.5風洞流場的主要技術(shù)指標42.6 試驗模型4第三章 實驗原理83.1風洞實驗原理8 3.1.1 相對性原理和相似準則8 3.1.2 主要測量過程8 3.2測壓實驗原理9第四章 實驗方法及步驟114.1 實驗準備114.2計算雷偌數(shù)114.3分配任務124.4 實驗過程12第五章 實驗數(shù)據(jù)處理135.1 實驗數(shù)據(jù)修正計算135.2 縱向和橫向?qū)嶒炃€圖及分析14結(jié)論21參考文獻22附錄23 第一章 實驗名稱及要求1.1 實驗名稱 旋成體機身測壓試驗1.2 實驗要求通過試驗深化對空氣動力學的理論的理解，初步掌握

4、空氣動力低速風洞試驗技術(shù)：常規(guī)測力實驗設備的使用，了解使用工業(yè)控制機對風洞風速和模型姿態(tài)角控制和信號采集及處理的基本方法。熟悉低速風洞標模試驗的氣動力變化規(guī)律，初步掌握風洞試驗數(shù)據(jù)的修正、處理和分析的方法，掌握科學計算、試驗曲線繪圖軟件的應用。 第二章 實驗設備 本次試驗采用沈陽航空工業(yè)學院SHFD低速閉口回流風洞（如圖2.1）2.1 風洞主要幾何參數(shù)風洞試驗段：閉口寬×高×長 = 1.2m×1.0m×3m，四角切角。風洞收縮段：收縮比n = 8，長.m。圖2.1 沈陽航空學院SHFD低速閉口回流式風洞氣動輪廓圖風洞穩(wěn)定段：圓形，截面尺寸直徑3.57m，

5、總長2m。蜂窩器為正六角形孔，對邊距20mm，深300mm。阻尼網(wǎng)共6層，20目。2.2 風洞動力系統(tǒng)變頻器驅(qū)動三項異步交流電機帶動螺旋槳工作。變頻器功率75kW；電機為四極，功率75kW。槳葉翼型為RAF-D, -E，共6葉。2.3 控制和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)風洞的控制系統(tǒng)是由計工業(yè)控制計算機（研華610H）、風速傳感器（DCXL-10D）和變頻器（SPF-75）組成，用VB語言開發(fā)的控制程序，對風速進行閉環(huán)控制，風速的控制精度為±0.2m/s。模型姿態(tài)控制由計算機、步進電機驅(qū)動器（BQH-300Y）和步進電機（110BF003）分別帶動模型支撐系統(tǒng)（尾撐和腹撐）做垂直面內(nèi)轉(zhuǎn)動（稱為迎角）

6、。迎角轉(zhuǎn)動范圍為-15°+25°，側(cè)滑角由轉(zhuǎn)盤渦輪蝸桿手動控制，轉(zhuǎn)動范圍為-180°+180°。由旋轉(zhuǎn)編碼器實施測量轉(zhuǎn)動角度。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)是通過數(shù)據(jù)采集處理程序驅(qū)動，將桿式應變天平受力（或力矩）變形感應到的電壓變化信號和壓力傳感器輸出的電壓信號，通過信號調(diào)理器（XL 2102E）及高精度穩(wěn)壓電源（XL 2101）對信號進行濾波、放大后，送入12位數(shù)據(jù)采集卡（PCL818L）變?yōu)閿?shù)字量，進入計算機中央處理器處理。2.4 壓力掃描系統(tǒng)電子壓力掃描閥引進西北工業(yè)大學的DSYJB，系統(tǒng)是集壓力測量、數(shù)據(jù)采集、在線校準和數(shù)據(jù)處理于一體的壓力測試系統(tǒng)。其主要特點是：

7、實現(xiàn)了多點、快速和高精度的壓力測量。采用壓力掃描閥系統(tǒng)可以提高壓力測量效率、試驗數(shù)據(jù)的質(zhì)量和試驗的可靠性。（使用見其說明書）系統(tǒng)的主要技術(shù)性能：l 測壓通道：96點l 量 程：±2.5KPa（64通道）; ±7.0KPa（32通道）l 測壓精度：±0.2FSl 掃描速率：20000點/秒圖2.4.1 風洞實驗風速、角度控制系統(tǒng)流程圖2.4.2 旋成體試驗數(shù)據(jù)測量和采集系統(tǒng)流程2.5 SHFD風洞流場的主要技術(shù)指標 表1：SHFD風洞流場技術(shù)指標流場技術(shù)參數(shù)指標備注最大速度Vmax （m/s）50 實驗中單位全部采用ISO國際標準單位制最小穩(wěn)定速度Vmin （m/s

8、）5軸向靜壓梯度|dCp/dx| （1/m）0.005場系數(shù)i0.0045平均氣流偏角|0.5°平均氣流偏角|0.5°時間穩(wěn)定性0.005湍流度0.142.6 試驗模型旋成體機身側(cè)壓模型為全鋼結(jié)構(gòu)，機身長度532mm，機身最大直徑70mm，由4段組成，頭部為余弦拋物線，中部為直柱段，尾部為拋物收縮段，底部直徑42 mm，模型帶有尾支桿及預偏角機構(gòu)。旋轉(zhuǎn)中心位于距離頭部292 mm處。共112個測壓點，布置在13個剖面上，測壓管直徑0.8，見圖2.6.1。圖2.6.1 測壓模型安裝示意圖表2：旋成體延機身各測壓點剖面距機頭頂點距離表（mm）序 號123456789101112

9、13距 離20406595125155195295400430460480500圖2.6.2 旋成體機身及測壓點截面分布圖 圖2.6.3 旋成體測壓點接管示意圖注：其中各橫截面測壓孔編號由學生自己在安裝測量時按順序定義。1橫截面測壓孔有四個點均布；27橫截面測壓孔有十個點均布；813橫截面測壓孔有八個點均布。旋成體機身在橫截面與子午線交點處都開有測壓孔。實際測量了95個測壓口的壓力。實驗前對其模型進行通透性檢查，結(jié)果如下表3：旋成體測壓實驗測壓點位置與通道號對應表（表中備注空表示正常）通道號12345678910111213141516管 號12345678910111213141516點 號

10、12345678910111213141516備 注通道號17181920212223242526272829303132管 號17181920212223242526272829303132點 號17181920212223242526272829303132備 注不暢漏氣通道號33343536373839404142434445464748管 號33343536373839404142434445464748點 號33343536373839404142434445464748備 注堵通道號49505152535455565758596061626364管 號495097529610155

11、565758596061626364點 號495097529610155565758596061626364備 注不暢通道號65666768697071727374757677787980管 號65666768697071727374757677787980點 號65766768697071727374757677787980備 注不暢堵通道號81828384858687888990919293949596管 號811051061078510911011189909192939495點 號811051061078510911011189909192939495備 注表3 旋成體測壓點狀態(tài)表第三

12、章 實驗原理3.1 風洞實驗原理 3.1.1 相對性原理和相似準則用模型在風洞中進行試驗來模擬飛行器在空中的真實飛行應滿足相對性原理和相似準則。相對性原理即：在初始條件、物性條件和邊界條件相同的情況下，物體在流體中運動所受的力與物體不動而流體以相同速度（大小和方向）相對物體運動時物體所受的力相同。相似性準則即：對于流體動力學實驗來說，只要滿足模型與真實飛機是幾何相似、運動相似、動力相似和熱相似的，則兩個流場相似。對于低速流動來說，主要相似參數(shù)有：代表粘性影響的雷諾數(shù)： ；代表壓縮性影響的馬赫數(shù): Ma= V/a；表示流體壓力與慣性力之比歐拉數(shù); ; 物體上的力與慣性力之比 牛頓數(shù)如果繞模型流動

13、與繞實物流動的相似參數(shù)相等，那么兩者壓力系數(shù)相同，力系數(shù)相同。試驗時，讓風洞的流場滿足主要影響的相似準則，對不滿足的相似參數(shù)進行修正來保證實現(xiàn)模擬，這樣就可以把風洞中模型的力和壓力用系數(shù)的形式用到真實的物體上。 3.1.2 主要測量過程通過調(diào)節(jié)可控制轉(zhuǎn)速的電機帶動螺旋槳產(chǎn)生所需的風速流過支撐在風洞中與真實物體幾何相似的模型，用應變天平測量模型所受的6個力分量，再經(jīng)過數(shù)據(jù)處理得到空氣動力系數(shù)。過程如下：（1） 在無風速V = 0時，采集模型在各個姿態(tài)下的各單元的初始記錄。如：阻力、升力和俯仰力矩單元的零讀數(shù)x0，y0和Mz0（mV）。（2） 風洞開車，改變模型姿態(tài)，在試驗風速下V = VI時，采

14、集記錄阻力、升力和俯仰力矩單元的讀數(shù)xi，yi和Mzi（mV）。（3） 用對應的試驗值減去初始值: 其中，Kx，Kxy，KMz為天平校準系數(shù)，單位為N/mV和N·m/mV，由天平校準時給出。（4） 對采集的數(shù)據(jù)進行風洞流場的各種修正，得到各分量的氣動力系數(shù)：縱向的升力系數(shù)Cy，阻力系數(shù)Cx和俯仰力矩系數(shù)mz，橫向的側(cè)力系數(shù)Cz，滾 轉(zhuǎn)力矩系數(shù)mx和偏航力矩系數(shù)my。以及各分量的氣動導數(shù)和氣動力特征參數(shù)。 其中：q為實驗速壓，；pa為當天當?shù)卮髿鈮海≒a），T為風洞內(nèi)空氣溫度（K），R為空氣氣體常數(shù)，取287.05 J/(kg·K)；s為機翼面積（m2）；bA為機翼平均氣動弦

15、（m）；L為機翼翼展。（5） 存儲和輸出：按使用需要進行試驗數(shù)據(jù)的顯示、輸出。一般縱向數(shù)據(jù)按風軸輸出，橫向數(shù)據(jù)按體軸系輸出。 3.2 測壓實驗原理本次實驗壓力測量及存儲由掃描閥和計算機完成，其中掃描閥量程有兩個范圍，一個為：2Kpa，64點；另一個為：7Kpa，32點，因此實驗室配置的掃描閥測壓系統(tǒng)可以同時測量96點壓力。旋成體模型開有112點測壓孔，這里我們只測量前95點壓力(遠前方總壓占有1點)。掃描閥所測得的壓力為表壓力：即測量點壓力與大氣壓力之差，單位為Kpa。因此旋成體表面所測壓力換算成壓力系數(shù)其中，為測量的表面壓力；為遠前方靜壓，取實驗段入口處皮托管所測靜壓；為來流速度；為空氣密度

16、。為來流速度，可以取為實驗風速，即首先在啟動風洞之前，當實驗風速0時測量存儲個測壓孔的壓力及皮托管的總靜壓、(習慣上這些值稱為初讀數(shù))。如果掃描閥校準之后這些初讀數(shù)數(shù)值基本為零時，可以忽略初讀數(shù)(一般掃描閥當天校準后，初讀數(shù)基本都為零)。然后啟動風洞，當時監(jiān)視連接各測壓孔的掃描閥各通道壓力值；注意測量壓力不能超出掃描閥測量點的量程。待風速穩(wěn)定后記錄存儲各點壓力值、(習慣上這些值稱為末讀數(shù))。由上述存儲數(shù)值，如果初讀數(shù)各不相同后者是不為零時，則其中 ，為風洞速壓修正系數(shù)。SHDF風洞該系數(shù)在常用風速區(qū)隨風速變化較小，在一般實驗中可以取為常數(shù)，0.9775。求出各點壓力系數(shù)后，對應好旋成體上的位置

17、，其中旋成體機身上下子午線為，機身縱截面，頂部及底部兩條線。最后，首先以各橫截面測壓點在該截面上的圓的角度為橫坐標，以為縱坐標繪制各截面的表面壓力分布曲線。然后以各截面距機頭頂點的相對距離()為橫坐標，以為縱坐標繪制上下子午線表面壓力分布曲線。繪制壓力曲線圖后，對旋成體壓力分布進行分析計算。模型表面壓力分布曲線除坐標法外還可以用矢量法，機翼壓力表示方法。 第四章 實驗方法及步驟4.1 實驗準備a 管路連接：將準備好的測壓管，按編號連接到測壓模型上，記錄個測壓管的編號與旋成體機身相應的位置，以便處理數(shù)據(jù)。然后進行各點的氣密性檢查，確保無泄漏，無堵塞。b 裝模型：將測壓模型安裝到風洞的支持系統(tǒng)上，

18、并調(diào)試垂直度與來流偏角，保證模型安裝姿勢正確（模型調(diào)零，使用水平儀調(diào)整）。c 把測壓管的另一端鏈接到電子壓力掃描儀的壓力接口上，按測壓管的序號進行連接，掃描儀的壓力借口也有編號，一一對應，以便實驗后數(shù)據(jù)整理。注意測壓管路一定要連接正確，并且連接順序要記在筆記本上，數(shù)據(jù)處理時方便查找和分析。d 進行設備的工作狀態(tài)調(diào)整。 4.2計算雷偌數(shù) 實驗給定的風速27 ，實驗旋成體機身最大直徑為D=0.07m， 計算風動控制風速。用大氣壓力計測實驗室的大氣壓強 p=101.5KPa 用溫度計測實驗室的大氣溫度 T=25計算密度 r= 1.227 kg/m3計算速壓 q=1/2rv2= 447.24Pa由，室

19、溫下，=1.84251× 且=27m/s所以=1.259 4.3 分配實驗任務 1 實驗前進行人員分組，分工。2 確定實驗狀態(tài)。3 讀取當天大氣狀態(tài)參數(shù)并做記錄。4.4 實驗過程a. 打開 供電開關(guān)以及計算機,應變儀,變頻開關(guān)使之處于預熱階段至少半小時。打開氣源，調(diào)節(jié)壓力閥，使氣瓶壓力恒定為0.6Mpa。打開計算機運行掃描閥程序，首先雙擊服務程序，然后進入測控與數(shù)據(jù)處理程序。在程序面板左側(cè)單擊掃描儀校準按鈕，掃描儀自動進行校準，首先校準2Kpa量程，再校核7Kpa量程。在校準的過程中，操作人員監(jiān)視校準過程，暫停程序操作，帶校準完成后，查看各通道傳感器校準系數(shù)，分析系數(shù)，報告實驗老師，

20、待其批準后存儲檔次校準系數(shù)。b. 記錄大氣壓力值及實驗室溫度，計算空氣密度。c . 運行掃描儀數(shù)據(jù)采集窗口。單擊壓力按鈕，觀察各通道初讀數(shù)，如有異常點，重新進行掃描儀校準d . 運行風動控制程序，開車運行，待風動風速達到設定值并穩(wěn)定后，進行數(shù)據(jù)采集。一個狀態(tài)記錄儲存后，改變模型姿態(tài)，達到設定值后，待壓力穩(wěn)定后再次進行數(shù)據(jù)采集。重復以上過程，完成實驗。e. 完成實驗后停車，關(guān)閉電源。f. 拆卸模型，裝箱 第五章 實驗數(shù)據(jù)處理 5.1實驗數(shù)據(jù)修正計算形狀因子 =0.923固體阻塞系數(shù) =0.81旋成體體積=0.45×機身長度×=1.17306 風洞截面積 固體阻塞系數(shù) 尾流阻塞

21、系數(shù) 由于本實驗沒有測量阻力系數(shù)暫時不做此項修正。故阻塞修正系數(shù)為 速度修正 壓力系數(shù)修正 5.2 縱向和橫向?qū)嶒炃€圖及分析實驗是在風速v=27m/s，雷諾數(shù)Re=1.259x105，室溫25，速壓q=447.24Pa下進行的，縱向試驗中迎角=0°20°，=2°。=24°60°，=4°；橫向?qū)嶒炛校?4°，=-16°16°；=8°，=-16°16°。以下曲線是在=0°，=6°和=44°,；以及=4°，=-4°，=8°

22、;，=16°時的曲線。 圖5.2.1 截面1壓力分布曲線圖5.2.2 截面2壓力分布曲線圖圖5.2.3 截面3 壓力分布曲線圖圖5.2.4 截面4 壓力分布曲線圖圖5.2.5 截面5 壓力分布曲線圖圖5.2.6 截面7 壓力分布曲線圖圖5.2.7 截面8 壓力分布曲線圖圖5.2.8 截面9 壓力分布曲線圖圖5.2.9 截面11 壓力分布曲線圖圖5.2.10 上子午線壓力分布曲線圖圖5.2.11 下子午線壓力分布曲線圖縱向分析：大多數(shù)截面的結(jié)果曲線都會出現(xiàn)一個最大值和兩個極小值，最大值出現(xiàn)在正對來流的一面，即截面180度的位置。尤其在大迎角下較為明顯，但是迎角過大很可能會出現(xiàn)曲線不在近

23、似對稱的情況。此處氣流遇到旋成體而受到壓縮，速度下降，壓強上升，所以測得的壓強是最大的。前幾個截面的出現(xiàn)曲線關(guān)于直線對稱，說明氣流流動相對旋成體中性面對稱，氣流較穩(wěn)定，后幾個截面曲線不再明顯對稱，很可能是由于支架的干擾，擾亂了氣流。橫向分析：橫向?qū)嶒灥膬蓷l曲線的變化比較平緩，而且曲線的趨勢差別也不大，說明變化趨勢不會隨角度的變化波動太大。 較為平緩。 結(jié)論本次實驗得到的數(shù)據(jù)通過tecplot軟件畫出相應的曲線可以看出，實驗結(jié)果還算可以，大體上反映出了實際的規(guī)律。但是與實際還是有一定的誤差的，當迎角較大的時候，模型開始出現(xiàn)了抖動，以及在旋轉(zhuǎn)體機身的后半段截面距離支桿較近，這樣就會對周圍的氣流產(chǎn)生

24、影響，造成實驗數(shù)據(jù)與理論有一定的偏差。在曲線中可以看出，在縱向?qū)嶒炛行D(zhuǎn)體機身的表面壓力分布情況與迎角有很大的關(guān)系，而橫向?qū)嶒炛袎毫Ψ植枷鄬碚f與側(cè)滑角的關(guān)系較為平緩?？偟膩碚f此次實驗達到了預期效果。參考文獻1 張衛(wèi)平. 低速風洞實驗指導書. 沈航飛行器設計教研室 20142 范潔川等. 風洞試驗手冊. 航空工業(yè)出版社 20003 王鐵城等. 空氣動力學實驗技術(shù). 航空工業(yè)出版社 19974 惲起麟等. 風洞試驗技術(shù). 航空工業(yè)出版社 19995 錢翼稷. 空氣動力學. 北京航空航天大學出版社 2005附錄表.1各通道壓力系數(shù)表序號截面通道管號角度Cp=6, =0=44, =0=4, =-4=

25、8, =161截面11100.143095-0.40067170.1516002-0.1169832截面122900.203134-1.09506470.3251004-0.0869083截面1331800.3193440.849278210.24858120.30353644截面1442700.24091-1.30572950.14065020.50095775截面25500.042043-0.409350.0458919-0.2073246截面266360.030649-0.49611640.0653077-0.174027截面277720.060965-1.15162880.142676

26、8-0.0957688截面2881080.097792-1.34063870.2157639-0.1296959截面2991440.16061-0.07553860.2128221-0.19848910截面210101800.2314140.895791170.15986990.044884111截面211112160.215009-0.15852980.08416790.417468912截面212122520.144525-1.3157970.04448640.41235913截面213132880.114563-1.11289520.05690730.177489814截面2141432

27、40.052351-0.71753510.0307254-0.11924615截面315150-0.05982-0.2980033-0.059686-0.27774516截面3161636-0.06183-1.0667418-0.028503-0.22604717截面3171772-0.0495-1.05423920.0244495-0.17328218截面31818108-0.019-1.21585780.0746561-0.23166619截面319191440.034904-0.14040510.0878941-0.28177420截面320201800.1092320.83358867

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