静态压力测量系统在风洞实验中的应用

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1、2010-02兵工自动化29(2)OrdnanceIndustryAutomation·81·doi:10.3969/j.issn.1006-1576.2010.02.026静态压力测量系统在风洞实验中的应用李岩，邓学蓥，王延奎（北京航空航天大学流体力学教育部重点实验室，北京100191）摘要：风洞用于空气动力学的模拟试验，通过数据采集系统获取风洞试验数据。从实验设备、测量模型、实验系统和实验步骤等方面对低速风洞静态压力分布实验进行介绍。实验结果表明，该实验以先进的智能压力扫描阀测量仪器为主体，能快速提供实验数据报告及图表，实现高精度、高速率、多通道、高稳定性的压力数据

2、的采集。关键词：压力测量；风洞试验；压力扫描阀；数据采集；数据处理+中图分类号：TP206.1文献标识码：AApplicationofStaticPressureMeasurementSysteminWindTunnelTestLIYan,DENGXue-ying,WANGYan-kui(MinistryofEducationKeyLaboratoryofFluidMechanics,BeihangUniversity,Beijing100191,China)Abstract:Windtunnelisusedtotheaerodynamicsimulationtest.

3、Thewayofobtainthetestdataisrelyonthedataacquisitionsystem.Thestaticpressuredistributiontestinalowspeedwindtunnelisintroducedfromtheexperimentalequipment,measurementmodels,experimentalsystemandexperimentalsteps,etc.Theresultsshowthattheexperimentwithadvancedintelligentpressurescanningvalv

4、easthemainmeasuringinstrumentsiscapabletoprovideexperimentaldatareportsandchartsquickly,aswellastoachievehigh-precision,high-speed,multi-channel,highstabilityofthepressuredatacollection.Keywords:Pressuremeasurement;Windtunneltest;Pressurescanner;Dataacquisition;Dataprocessing0引言开口段长2.5m×

5、宽1.5m×高1.5m，最大开口流速V=60m/s，风洞的湍流度为0.08%。如图1。低速风洞主要应用于航空航天飞行器、桥梁、机车和高层建筑群等的气动力研究实验，实验的主2测压模型要项目有测力实验、测压实验、传热实验、动态模2.1旋成体模型型实验和流态观测实验等。测压实验测量模型表面测压实验在带有大量测压孔的细长旋成体测压压力，如飞行器的机翼、尾翼、机身、操纵面等表模型上进行。模型后体圆柱段直径200mm，L/D=6，面的压力分布，为飞行器及各部件结构强度计算提[1]模型总长1200mm，头部长细比Ln/D=3，前体总供载荷和研究绕模型的流动特性提供数据。故对长625m

6、m，后体总长575mm。直径200mm的粗静态压力测量系统在风洞实验中的应用进行研究。长柱体很难成型，且越长加工同轴度越低，为了方1实验设备便加工，提高加工精度，采用前后体分段处理。模型头部采用尖拱型曲线，曲线方程为(X-600)风扇风扇222+(Y+1750)=1850。模型尖拱型头部曲线如图2。R1D4D4风洞850风洞Y100X实验段600图1D4风洞示意图图2模型尖拱型头部曲线在北京航空航天大学流体力学教育部重点实验2.2测压孔室低速回流式风洞实验，该风洞是一座低速、低湍流度、低噪声的回流风洞。风洞有开口和闭口2个为了得到模型流场结构的完整信息，在模型表[2]实

7、验段，压力测量实验在这一风洞的开口段中完成。面布置了较多的测量截面及尽可能多的测点。模收稿日期：2009-04-08；修回日期：2009-10-13作者简介：李岩（1969-），女，北京人，工程师，从事实验流体力学研究。·82·兵工自动化第29卷型上总共布置了12个测压截面，其中前体7个，圆3实验系统柱段后体5个。由于模型尖部尺寸空间的限制，模3.1模型测压管的检查型前体头部的2个测压截面一周只均布了12个测压模型共有264个测压管，通过硅胶软管与压力点，其余每一个测压截面都均布了24个测压点，整测量系统相连。在连接前，先对测压管逐一进行