翼型风洞实验概要课件.ppt

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1、翼型风洞试验XXXX实验综述测量翼型表面的压力分布、升力、阻力、力矩、激波位置以及临界马赫数等来研究气动特性，翼型实验可以在专门的二元风洞（或二元试验段）中进行，也可以在三元试验段中进行。二元试验段横截面积一定，高度增加可以减小上下洞壁对绕模型流动的干扰，也可以增加模型的弦长，提高模型的弦长，提高实验数，但与此同时也增加了试验段侧壁边界层的影响。实验原理忽略洞壁及其粘性的影响，无侧滑角时横截面相同的直机翼上各剖面的流动情况是完全一样，具有二维流动特性，适合用于翼型风洞实验。实验方法翼型模型可在二元试验段也可以在三元试

2、验段中做实验，在二元试验段中做实验，模型横放在试验段内支撑于两侧壁。翼型在三元试验段中做实验，模型可以横放，支撑于两侧壁；也可以竖直放，支撑于上、下壁。安装示意图测力手段风洞翼型实验研究气动特性时，有两种途径：（1）用天平直接测量翼型的气动力；（2）通过测翼型表面压力分布及尾迹流场推导出升力、阻力和力矩。直接测量翼型的气动力时，为了避免风洞侧壁边界层的影响，只有翼型的中段与天平连接，两端为非测量区，测量段与非测量段必须分开，没有力的传递，两段之间又必须保持密封。此外，当模型改变迎角时，两段还必须协调转动，不能有剪刀差

3、天平直接测力实验较麻烦，且不易得到高精确度的实验数据，故目前广泛采用测翼型压力分布（同时测量尾流流场）的方法来得到翼型的气动特性。为了尽量保证翼型压力分布测量的二元性，在模型的对称中心剖面开凿测压孔，测量该剖面的压力分布，作为翼型的压力分布，模型表面压力分布实验所测压力通常以无量纲的压力系数来表示间接测气动力方法积分翼型表面压力分布即可得到作用在翼型上的总的法向力和轴向力，即其中为翼型弦长，下标为和分别表示翼型上、下表面，和分别表示翼型上、下表面最大纵坐标值，下标和分别表示翼型最大厚度之前和最大厚度之后那么法向力系数

4、和轴向力系数可写成为确保二元翼型实验的精确度，一般都用测压的方法测量冀型的气动特性，即测量翼型表面的压力分布以确定翼型的升力和力矩特性测量翼型阻力翼型的阻力Q可以通过测量翼型尾流内的流场，利用动量定理算出具体方法为在模型上游安装上一个风速管，取其总压为来流总压，在模型下游处安装了一个总压排管，测量模型尾流的总压，以求得气流流过翼型的总压损失。取图中所示控制体，则翼型阻力等于物体前、后两截面上的气流动量变化率和这两截面上压力差之和，即对于低速风洞，各截面气流密度近似不变化，阻力系数其中为翼型弦长，和分别为来流的总压和静

5、压，和分别为尾迹区的总压和平均静压，为积分范围即尾迹区。对于高速气流，各截面气流密度不同，需用下面公式计算翼型阻力通常低速翼型实验将II-II截面取在翼型后缘之后0.5-1.0倍弦长处，该处的尾流内的静压已为常值。实验时，用小型的总压，用静压管测出尾流内的静压，同时测出来流的和，就可以通过上面的式子用数值积分的方法算出翼型的阻力系数。由此可以看出，翼型阻力测量的精确度主要取决于尾排管测量精度，特别是跨音速，翼型出现激波与边界层的干扰，影响很大，必须精心设计和放置排管。根据国内外翼型测阻的经验，设计尾流排管应注意一些问

6、题：尾排管不能离翼型太近，否则将导致对翼型流动的干扰，改变了翼型压力分布，但排管位置越靠后，尾迹区范围越大，所需排管的尺寸越大。排管的高度以能捕获整个翼型尾迹为原则，在满足结构要求下尽量降低排管尺寸，减弱对流场的干扰洞壁对翼型实验的影响洞壁对实验数据的影响可以分为上下壁的干扰和侧壁边界层干扰。风洞上、下壁的几何形状了破坏了真实流动边界。风洞上、下壁干扰修正洞壁干扰是影响风洞试验数据精准度的一个重要因素，对于翼型风洞实验对此更加敏感主要从两方面来减弱洞壁干扰：缩小模型尺寸或增大风洞尺寸采用自适应风洞壁（自动调节匹配自由

7、远场流线形状）但是设计复杂，高精度的壁面测量速度的设备研制难度大侧壁边界层干扰主要表现以下三个方面：侧壁湍流边界层扰动沿翼型展向扩展，翼型到翼型中心面；边界层内环量变化所引起的尾涡对中心测量剖面产生的诱导速度和诱导迎角；模型与洞壁连接处的边界层分离的影响。侧壁边界层对实验数据的影响研究表明：当亚声速时，翼型的法向力系数降低，轴向力系数增加；当超声速时，使翼面激波位置前移，阻力发散马赫数增加这几种影响中边界层分离影响最为严重。一般侧壁边界层的厚度比翼型边界层厚得多，当翼型迎角较大时，翼型表面存在较大的逆压梯度，它首先使

8、翼型与侧壁边界层相交处气流分离，然后沿展向传播，从而影响中间剖面的流动，破坏翼型流动的二维性。超声速时，即使在小的迎角，由于翼型上存在激波，超声速外流与侧壁边界层的相互作用也会有斜激波发生，这都将导致大的逆压梯度，引起侧壁边界层处气流分离。侧壁边界层干扰修正1979年R.W.Barnwell基于相似律提出了亚声速侧壁边界层修正方法，后来W.G.