低速機(jī)翼繞流特性試驗(yàn)指導(dǎo)書與試驗(yàn)報告

1、低速翼型繞流流動特性實(shí)驗(yàn)（-）實(shí)驗(yàn)?zāi)康恼莆諟y壓物體表而壓力分布的方法，計(jì)算機(jī)翼升力系數(shù)，壓差阻力系數(shù)，了解低速翼型繞流的流動特性。（二）實(shí)驗(yàn)原理實(shí)驗(yàn)在低速風(fēng)洞中進(jìn)行。當(dāng)氣流繞過展弦比很大的巨型機(jī)翼時，其中間部分的流動可當(dāng)作二維流動來看待。流體在前駐點(diǎn)處上、下分開，從機(jī)翼的上下表面向后流去,當(dāng)迎角為正時，作用在下表而的壓力要比作用在上表而的壓力大，當(dāng)正迎角不是很小時，作用在下表而上的壓力要比未受擾動時的壓力大，從而在下表而形成受壓而，而上表而則主要受到負(fù)壓作用，這個壓力低于來流壓力，從而在上表而形成吸力面，上、下表而的壓力差就形成了機(jī)翼的升力。翼型表而上各點(diǎn)的壓強(qiáng)可通過機(jī)翼模型各點(diǎn)的測壓孔由連通

2、管接到多管測壓計(jì)上測量，根據(jù)液柱差可算出壓強(qiáng)：P=淪hi。p_P一般表示為無因次的壓強(qiáng)系數(shù)：Cp=:-pv22vx作用在機(jī)翼單位展長上的升力&,和阻力（壓差阻力）R,可由翼型表面上作用的壓力合力求得。Ry-AR=ApL-pyixr/?vwmaxRLWRTEPPZ表示為無量綱的法向力系數(shù)和弦向力系數(shù):CN=【(CPL-Cpu)dXCA=jYu(cPf-cPbiYYLYV式中表示無量綱化后的坐標(biāo)。y=-,為無量綱坐標(biāo)。Cpu、CPL分別表示翼型上、下表面壓強(qiáng)系數(shù)。CPf、Cpb分別表示翼型前.后表而壓強(qiáng)系數(shù)。YtrY公分別表示yumax/b.ylmax/b.為無量綱化后的坐標(biāo)。當(dāng)迎角不為零時，升力

3、L是合力RA在垂直于氣流方向上的分量，壓差阻力D是合力RA在平行于氣流方向上的分量。由體軸系到風(fēng)軸系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換公式，可得：L=R、Cosa一R*SinaD=RySina+R乂Cosa所以：CL=CNCosaCQiz6?=（7皿+（?0皿（三）實(shí)驗(yàn)儀器設(shè)備及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?、實(shí)驗(yàn)儀器設(shè)備：HG-1低速風(fēng)洞及測控系統(tǒng)、大氣壓計(jì)、溫度計(jì)、多管比壓il?及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?。?shí)驗(yàn)裝置見圖lo圖1實(shí)驗(yàn)裝置圖2、實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ停篘ACA6321翼型（如圖2所示），該翼型的基本幾何特性如下：相對彎度f（=Axbxf100%）6%,最大彎度點(diǎn)離開前緣的相對距離x/（二x100%）30%,相對厚度cb圖2NACA6321翼型及測壓孔

4、分布情況實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ拖议L150mm,展長/=700mmo實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵硐曳较蚺c來流方向之間夾角即為迎角s在機(jī)翼的中間剖面上，沿翼眩方向在上、下表而各開有12個測壓孔，測壓孔與機(jī)翼表而垂直。各測N壓孔依次連接到多管壓力計(jì)上，多管壓力計(jì)的工作介質(zhì)為水（尸97964多管壓力計(jì)共有25根m測壓管，前而24根用于測量模型表面靜壓，第25根測壓管與外界連通。由于此風(fēng)洞為開口式風(fēng)洞.來流靜壓就是大氣壓。于是，如果第i根測壓管液柱比第25根測壓管液柱高度高尿則表明測到的壓力Pi是負(fù)值，且，sinAo如果第i根測壓管液柱比第25根測壓管液柱高度低治則表明測到的壓力Pi是正值，且P八Pg=yMsiiM。（四）實(shí)驗(yàn)方法與步

5、驟1、仔細(xì)檢查各測壓管路是否暢通以及是否漏氣。2、調(diào)整機(jī)翼模型的迎角a為指泄值。調(diào)節(jié)多管壓力計(jì)傾斜角3、記錄大氣壓強(qiáng)和溫度及各測壓管液而初讀數(shù)。4、按照風(fēng)洞操作規(guī)程啟動風(fēng)洞進(jìn)行實(shí)驗(yàn)。達(dá)到指定風(fēng)速一后，記錄各測壓笛末讀數(shù)。5、調(diào)節(jié)機(jī)翼的迎角a,再次記錄數(shù)拯，直到各迎角下數(shù)據(jù)均記錄完畢。6、緩慢增大迎角，觀看機(jī)翼失速時的壓力分布的變化。7、風(fēng)洞停車。實(shí)驗(yàn)完畢，整理實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，繪制CpAxCAY曲線，計(jì)算升力系數(shù)壓差阻力系數(shù)Coo弁繪制G?a曲線，C袖線。（五）實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)處理所以有：PLPC =yA/if s inA=y(h Jo)O液柱升高表明該測壓點(diǎn)壓力 卜？降, sin0和Z,為第 2 5根測壓管

6、初讀數(shù) 和末讀設(shè)第/?根測壓管的初讀數(shù)為h,末讀數(shù)為人，則液柱升高H）式中P為第/根測壓孔的靜壓，為來流靜壓，y為介質(zhì)重度J數(shù)，0為多管壓力計(jì)的傾斜角度。因此，機(jī)翼表而各點(diǎn)的壓力系數(shù)為：=7 (AB Q (/ 讓h 。 ) sin 0由于前緣和后緣無測壓點(diǎn)，可分別根據(jù)附近若干點(diǎn)壓強(qiáng)系數(shù)外推出該點(diǎn)壓強(qiáng)系數(shù)。1、已知數(shù)據(jù)翼型型號：NACA6321,模型弦長b=150mm，展長=700mnio2、記錄實(shí)驗(yàn)條件數(shù)據(jù)N大氣壓強(qiáng)pa=KPa,t=C,多管壓力計(jì)的傾斜角度0二26。，尸rm計(jì)算出大氣密度p=4=kg/m33、記錄不同迎角下各測壓管讀數(shù)伽、L單位均為cm）,計(jì)算各測壓孔的靜壓與來流的靜壓差M（

7、單位為cm）,從而計(jì)算出各測壓點(diǎn)壓強(qiáng)系數(shù)。表3有關(guān)參數(shù)數(shù)據(jù)表?/X(mm)Y(mm)XY13.758?250.0250.05527.5120.050.0831517.2500.115422.520.7050.13853023.10.20.15464524.750?30.165760240?40?1687522.20.50.14899019.350.60?1291010515.750.70051112011?250.80.07512135650.90.041133.75-5.40.025-0.036147.5-6.60.05O0441515-7.350?1-0.0491622.5?7.3505-

8、0.0491730-7.050.2-0.0471845-6.750.3O0451960-6.450.4一0.0432075-5.70.5-0.0382190-4.650.6一0.03122105?3.60.7-0.02423120-2.550.8一0.01724135-1.350.9-0.009,？5表4實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表（來流風(fēng)速jZ丈二m/s）Io迎角Q=迎角。cCp1cAhiCp193567891()11121314151617189202122232425表5實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表（來流風(fēng)速Vx=m/s）?9Io迎角a=迎角a=Cple加Cp1234567891()1112131415161718192021?232425表6實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表（來流風(fēng)速無=nVs）/Io迎角a=迎角a=hiCpCp1234567891()1112131415I6171819202122-V、以壓力系數(shù)Cp為縱坐標(biāo)，以X=二為橫坐標(biāo)作不同迎角下的壓力系數(shù)分布圖。以壓Y而靠近力系數(shù)C7為橫坐標(biāo)，以y=-為縱坐標(biāo)作不同迎角下的壓力系數(shù)分布圖。作圖時應(yīng)根據(jù)上、下翼前緣和后緣的若干點(diǎn)的CP值外推出前緣和后緣的cp,從而畫成一條封閉曲線。、計(jì)算法向力系數(shù)和弦向力系數(shù)c八。、計(jì)算風(fēng)軸系氣動