低速機(jī)翼的氣動(dòng)特性實(shí)驗(yàn)指導(dǎo)書(試做)

低速機(jī)翼繞流特性實(shí)驗(yàn)實(shí)驗(yàn)?zāi)康牧私獾退贆C(jī)翼繞流的流動(dòng)特性。了解測(cè)定物體表面壓力分布的方法。測(cè)定在不同的迎角下，機(jī)翼表面的壓強(qiáng)分布。從多管壓力計(jì)上觀察機(jī)翼失速時(shí)的壓力分布狀態(tài)。計(jì)算機(jī)翼的升力系數(shù)，壓差阻力系數(shù)。了解低速風(fēng)洞及測(cè)試設(shè)備，了解翼型的基本幾何特性及實(shí)驗(yàn)用模型的構(gòu)造。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(shí)，其中間部分的流動(dòng)可當(dāng)作二維流動(dòng)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(shí)，作用在下表面的壓力要比作用在上表面的壓力大，當(dāng)正迎角不是很小時(shí)，作用在下表面上的壓力要比未受擾動(dòng)時(shí)的壓力大，從而在下表面形成受壓面，而上表面則主要受到負(fù)壓作用，這個(gè)壓力低于來流壓力，從而在上表面形成吸力面，上、下表面的壓力差就形成了機(jī)翼的升力。翼型表面上各點(diǎn)的壓強(qiáng)可通過機(jī)翼模型各點(diǎn)的測(cè)壓孔由連通管接到多管測(cè)壓計(jì)上測(cè)量，根據(jù)液柱差可算出壓強(qiáng)：。一般表示為無因次的壓強(qiáng)系數(shù)：表示壓強(qiáng)分布可用向量法，該法簡(jiǎn)單清楚，按這一方法，壓強(qiáng)分布表示在翼型表面的法線上，按一定的比例尺，確定的大小，箭頭的方向表示該點(diǎn)是具有壓力或吸力（壓力指向物面，吸力離開物面）如圖1所示。圖1壓強(qiáng)分布的矢量表示法向量法具有簡(jiǎn)單而直觀的特點(diǎn)，但在計(jì)算空氣動(dòng)力時(shí)不夠方便，實(shí)用中最方便的是沿翼型的橫坐標(biāo)（弦向）或縱坐標(biāo)表示壓強(qiáng)分布，如圖2所示。圖2壓強(qiáng)分布的坐標(biāo)表示法作用在機(jī)翼單位展長(zhǎng)上的升力和阻力（壓差阻力），可由翼型表面上作用的壓力合力求得。如圖3(a)所示，考慮弦向某一微段dX，在其對(duì)應(yīng)的上、下表面弧長(zhǎng)分別為、作用在弧長(zhǎng)微圓、上的壓強(qiáng)分別為、，則其合力在Y方向的分量。由幾何關(guān)系，可知表示為無量綱的法向力系數(shù)：=式中：，表示無量綱化后的坐標(biāo)。、分別表示翼型上、下表面壓強(qiáng)系數(shù)。由此可見，法向力系數(shù)的值即為曲線與X軸所圍的面積減去曲線與X軸所圍的面積之差。(b)圖3作用在翼型表面微元上的壓強(qiáng)翼型可在最大厚度點(diǎn)作翼弦的垂線，將翼型分為前段（靠近前緣部分）及后段（靠近后緣部分）(如圖3(b)所示)。由翼型前段表面和后段表面縱向（Y方向）壓強(qiáng)分布，可求出翼型的壓差阻力。取dY微段翼型，所對(duì)應(yīng)前段及后段的表面弧長(zhǎng)分別為，其上壓強(qiáng)分別為及。該微段翼型上的合力X向量為：由幾何關(guān)系，可知積分限yumax、ylmax為最大厚度處的上、下表面的縱向坐標(biāo)。類似地，弦向力系數(shù)表示為式中：，為無量綱坐標(biāo)。、分別表示翼型前、后表面壓強(qiáng)系數(shù)。、分別表示yumax/b、ylmax/b，為無量綱化后的坐標(biāo)。的數(shù)值等于（Y）曲線與Y軸所圍的面積減去（Y）曲線與Y軸所圍的面積之差。當(dāng)翼型的迎角α=0時(shí)，上述法向力和弦向力即為翼型的升力和壓差阻力。當(dāng)迎角不為零時(shí)，升力L是合力在垂直于氣流方向上的分量，壓差阻力D是合力在平行于氣流方向上的分量(如圖4所示)。由體軸系到風(fēng)軸系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換公式，可得：所以：圖4體軸系與風(fēng)軸系之間的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換升力系數(shù)及壓差阻力系數(shù)確定后，升力及壓差阻力可按下式計(jì)算：在實(shí)際流體中，由于流體具有粘性，故流體與物面摩擦還將引起摩擦阻力。翼型的壓差阻力與摩擦阻力之和，稱為翼型的型阻。翼型型阻的測(cè)定，可用氣動(dòng)力天平測(cè)量，也可通過測(cè)量翼型尾跡（尾流）中動(dòng)壓的損失來測(cè)定翼型的型阻。(三)實(shí)驗(yàn)儀器設(shè)備及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蛯?shí)驗(yàn)儀器設(shè)備：HG-1低速風(fēng)洞及測(cè)控系統(tǒng)、大氣壓計(jì)、溫度計(jì)、多管比壓計(jì)及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?。?shí)驗(yàn)裝置見圖5。圖5實(shí)驗(yàn)裝置圖實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ停篘ACA6321翼型(如圖6所示)，該翼型的基本幾何特性如下：相對(duì)彎度(=100%)6%，最大彎度點(diǎn)離開前緣的相對(duì)距離(=100%)30%，相對(duì)厚度(=100%)21%。圖6NACA6321翼型及測(cè)壓孔分布情況實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ拖议L(zhǎng)b=150mm，展長(zhǎng)l=700mm。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段，翼弦方向與來流方向之間夾角即為迎角α，可通過迎角機(jī)構(gòu)改變迎角α。在機(jī)翼的中間剖面上，沿翼弦方向在上、下表面各開有12個(gè)測(cè)壓孔(其坐標(biāo)分別見表1、表2)，測(cè)壓孔與機(jī)翼表面垂直。各測(cè)壓孔由埋在機(jī)翼模型中間的銅管通到模型外面，再用塑料管依次接到多管壓力計(jì)上，多管壓力計(jì)的傾斜角度β可調(diào)，以便提高讀數(shù)精度，多管壓力計(jì)的工作介質(zhì)為水(γ=9796)或酒精(γ=8730～9030)，多管壓力計(jì)共有25根測(cè)壓管，前面24根用于測(cè)量模型表面靜壓，第25根測(cè)壓管通大氣。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(cè)壓管液柱比第25根測(cè)壓管液柱高度高Δhi，則表明測(cè)到的壓力Pi是負(fù)值，且Pi-P∞=-γΔhisinβ。如果第i根測(cè)壓管液柱比第25根測(cè)壓管液柱高度低Δhi，則表明測(cè)到的壓力Pi是正值，且Pi-P∞=γΔhisinβ。表1NACA6321翼型上表面測(cè)壓孔相對(duì)坐標(biāo)測(cè)壓點(diǎn)1234567891011120.0250.050.10.150.20.30.40.50.60.70.80.90.0550.0800.1150.1380.1540.1650.1600.1480.1290.1050.0750.041表2NACA6321翼型下表面測(cè)壓孔相對(duì)坐標(biāo)測(cè)壓點(diǎn)1314151617181920212223240.0250.050.10.150.20.30.40.50.60.70.80.9-0.036-0.044-0.049-0.049-0.047-0.045-0.043-0.038-0.031-0.024-0.017-0.009(四)實(shí)驗(yàn)方法與步驟熟悉實(shí)驗(yàn)設(shè)備及模型，了解模型測(cè)壓孔號(hào)與壓力計(jì)的測(cè)壓管號(hào)之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系。同時(shí)，仔細(xì)檢查各測(cè)壓管路是否暢通以及是否漏氣。調(diào)整機(jī)翼模型的迎角α為指定值。調(diào)節(jié)多管壓力計(jì)傾斜角β，并使第25根測(cè)壓管液面與刻度線“0”基本齊平。記錄大氣壓強(qiáng)和溫度及各測(cè)壓管液面初讀數(shù)。按照風(fēng)洞操作規(guī)程啟動(dòng)風(fēng)洞進(jìn)行實(shí)驗(yàn)。達(dá)到指定風(fēng)速后，記錄各測(cè)壓管末讀數(shù)。調(diào)節(jié)機(jī)翼的迎角α，再次記錄數(shù)據(jù)，直到各迎角下數(shù)據(jù)均記錄完畢。如果需要測(cè)定其它風(fēng)速下的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，回到步驟4繼續(xù)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)。緩慢增大迎角，觀看機(jī)翼失速時(shí)的壓力分布的變化。風(fēng)洞停車。實(shí)驗(yàn)完畢，整理實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，繪制～，～曲線，計(jì)算升力系數(shù)，壓差阻力系數(shù)。并繪制～α曲線，～α曲線。實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)處理設(shè)第i根測(cè)壓管的初讀數(shù)為li0，末讀數(shù)為lie，則液柱升高lie-li0。液柱升高表明該測(cè)壓點(diǎn)壓力下降，所以有：Pi-P∞=γΔhisinβ=γ[(le-l0)-(lie-li0)]sinβ式中：Pi為第i根測(cè)壓孔的靜壓，P∞為來流靜壓，γ為介質(zhì)重度，l0和le為第25根測(cè)壓管初讀數(shù)和末讀數(shù)，β為多管壓力計(jì)的傾斜角度。因此，機(jī)翼表面各點(diǎn)的壓力系數(shù)為：=γ[(le-l0)-(lie-li0)]sinβ/()由于前緣和后緣無測(cè)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)。已知數(shù)據(jù)翼型型號(hào)：NACA6321,模型弦長(zhǎng)b=150mm，展長(zhǎng)=700mm。2、記錄實(shí)驗(yàn)條件數(shù)據(jù)大氣壓強(qiáng)102.0KPa，t=15，多管壓力計(jì)的傾斜角度β=26°，γ=9796計(jì)算出大氣密度=1.239kg/m3記錄不同迎角下各測(cè)壓管讀數(shù)（l0、le單位均為cm），計(jì)算各測(cè)壓孔的靜壓與來流的靜壓差（單位為cm)，從而計(jì)算出各測(cè)壓點(diǎn)壓強(qiáng)系數(shù)。表3實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表(來流風(fēng)速=30m/s，迎角0°)iX(mm)Y(mm)l0leΔhi13.758.250.0250.055-0.2-1270.539127.5120.050.08-0.2-4.6-0.4-0.030831517.250.10.115-0.32-7.1-0.5468422.520.70.150.138-0.38.1-13.2-1.016653023.10.20.154-0.410.5-15.7-1.209264524.750.30.165-0.49.5-14.7-1.1322760240.40.16-0.37-12.1-0.931987522.20.50.148-0.65.1-10.5-0.808799019.350.60.129-0.61.53-6.93-0.53371010515.750.70.105-0.5-0.5-4.8-0.36971112011.250.80.075-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