翼型表面压强分布09511更改版.docx
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翼型表面压强分布09511更改版
翼型表面压强分布
(一)实验目的和要求
1、测量气流攻角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)
III
£
沧三O
51,
0
⑻气动台实验段
(b)凤洞实验段
图1风洞与气动台实验装置原理图
其中,P0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pg,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
1
2
3
4
5
6
7
8
表面
x/c
0
0.05
0.1
0.2
0.3
0.7
0.95
1
y/c
0
0.06
0.076
0.095
0.1
0.05
0.01
0
s/so
0
0.04
0.066
0.115
0.184
0.352
0.48
0.505
测点
14
13
12
11
10
9
下表
x/c
0.05
0.1
0.2
0.3
0.7
0.95
面
y/c
-0.039
-0.052
-0.062
-0.057
-0.014
-0.008
s/so
-0.969
0.942
0.892
0.844
0.65
0.63
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:
P-P:
-p-p:
-
1;-v2Pop:
2
C==
式中,P,P:
;Po分别是测点压强,
po二pl2v—p4:
v2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,以及相应的数据计算处理。
多通道扫描阀的工作原理如图3所示:
式中,li和12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,厂
是压差计工作液体的密度,二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
则有
于是对于多管压差计有:
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:
Po-P:
:
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
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。
(2-7-7)
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-pdscosh,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=0((P下-PP)dx
升力系数
式中,二x/C。
积分用梯形公式计算,参见相关教材。
如果令f「)=Cp下-Cp±,
1
则5计1f2)「""2…(f7f»7](2-792、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=PV;,由此得到升力系数
2V
Cl(2-7-10)
V.C
按定义,环量-的表达式为匸二V•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
□心2
(2-7-11)
从而
2So
ClVC2c
V
令=S/So为无量纲的曲线弧长,则
SoI.
CL=2.上面
c
一Cp上
V
V
d一下面:
1一6下d
(2-7-12)
(2-7-13)
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So
(mm).
压力计倾斜角E=测压管读数lo=(mm)。
fl=(mm)
风速V^=(m/s)。
实测数据与计算
实验数据记录与处理表
测点
x/c
s/xo
a=0°
a=4°
a=8°
a=12°
l
Cp
l
Cp
l
Cp
l
Cp
上
表
面
1
2
3
4
5
6
7
8
下
表
面
9
10
11
12
13
14
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”,
(图5)
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:
C¥_NACA1,Q在孚风力・试Jft纸
串口初姑优
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”
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ABC、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CI”,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。
五、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)02468101214161718
Cl
0.120.310.560.750.941.171.371.531.671.701.64
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- 表面 压强 分布 09511 改版