《三角翼前缘涡流动显示实验》..doc

《三角翼前缘涡流动显示实验》 实验指导书 空气动力学与风洞实验室 2007年6月 三角翼前缘涡流动显示实验 实验目的 1. 掌握染色流动显示技术的基本原理、应用方法和实验过程中的技术问题。 2. 观察随攻角变化，三角翼前缘涡的形成和结构特征、前缘涡破裂现象和特性，利用所学知识分析实验结果。 基本原理 流动显示技术是流体力学的两个基本测试手段之一（另一个是定量测量，如测力、测压等）。流动显示是通过一定的技术手段使绕物体的流动可视化的一种流体力学实验方法。一方面可以用来验证理论分析和数值模拟的结果，另一方面对无法用理论分析和数值模拟方法进行研究的复杂流动现象，流动显示方法可以得到一些重要结果。通常水中流动显示结果要比空气中效果好，并且实验技术成熟、易于实施，费用低。 水洞中常用的流动显示技术有氢气泡方法和染色方法等（属于示踪粒子方法），配以激光片光源等辅助手段可以得到很多有意义的细节结果。染色显示技术选用有色液体作为示踪物质。色液的物理性质（如比重和运动粘性系数等）要求尽量和水接近以满足跟随性要求。为了清晰地显示并减少对设备的污染和腐蚀，要求所用色液不易扩散、不易附着于物体，腐蚀性小，流动性好，不易沉淀和透光性小。常用的色液包括墨水、食品色、高锰酸钾溶液等。除此之外，染色流动显示实验中要求色液注入速度在大小和方向上应和当地水流一致，尽可能避免对流场产生不适当的影响，如明显的射流等。 绕三角翼的前缘分离涡结构稳定，流动显示效果好。关于三角翼前缘涡的形成和结构特征、涡破裂等现象既有理论研究价值又有很强的航空航天应用背景。机翼前缘分离涡可产生非线性涡升力，增大飞机升阻比；另一方面同时伴随有侧向力；旋涡破裂会导致升力迅速下降。绕大后掠尖前缘三角翼典型流动现象： 小攻角时仅出现气泡分离；中等攻角（α=20 o～25 o）时，形成两个大涡，三角翼表面上存在再附和二次分离现象；大攻角时出现对称涡和非对称涡结构。α=35 o～40 o时，对称涡结构转变为非对称涡结构。涡破裂首先发生在翼面后缘部分，然后随攻角增大，破裂点向上游移动。旋涡破裂可能是对称的，也可能是非对称的。 实验设备和实验装置 2.1 水洞设备 “北航1.2米多用途低速水洞” 为串联水平回流式。该水洞实验段尺寸大、流场品质高，与同类设备比较，不但在国内领先，而且达到国际先进水平。设备主实验段1.2米×1米×16米（高×宽×长），流速范围0.1～1.0米/秒。主实验段主要流场品质：湍流度0.27％～0.45％，截面速度不均匀度：0.46％。 2.2 实验装置 图1. 实验装置示意图 实验装置如图1所示，包括变攻角支架、三角翼模型和染色液注入装置等三部分组成。图中矩形虚线包围部分表示被模型遮挡部分。 实验模型采用尖前缘三角翼，后掠角76度，翼根弦长455mm。为便于观测，模型平面垂直于水洞底壁安装（攻角为零时，模型平行于水洞侧壁）。模型上共有4个染色液出孔，如图2所示，分别标为“前上”，“前下”，“后上”和“后下”，并与模型内部埋设的有不锈钢管相通。染色液出孔位置设计非常重要，应根据所要观测的现象进行设计和调整，以达到最佳的显示效果。 变攻角机构支撑模型同时实现改变模型攻角。有效攻角变化范围可达70度。 图2. 模型示意图 染色液注入装置中，盛有色液的容器高度位置可调，即压力可调。色液通过细塑料管进入模型内部的不锈钢管。调节色液容器高度和流量控制钮使色液能够连续、均匀、稳定地从模型的小孔流出。 本次实验采用红蓝两色食品色溶液作显示色液。模型上，前面两个染色液出孔注红色，后面两个孔注蓝色，如图2所示。 实验步骤 1. 模型安装和实验准备，连接染色液注入系统。 2. 开车启动水洞，水流速度调整到5cm/s； 3. 调节攻角到α=10o； 4. 待流场稳定后，调节染色液容器的高度和色液流量，直到得到清晰的流动结构显示形态。注意避免明显的射流干扰。 5.观察稳定的流态，拍摄照片（注意应包括典型长度作为比例尺，如模型的后缘展长）； 6. 调节攻角到α=20o，25o，30o，32o，35o，40o，45o，50 o，55 o，60 o，重复步骤4--5，直到所要求的攻角状态实验全部完成。 实验报告 实验记录： 1. 水温 t= oC； 2. 水流速度 U = 米/秒； 3. 前缘涡破裂出现的攻角 α= o； 计算： 水的运动粘性系数 υ= 米2秒； 雷诺数 Re = UC根/υ= ；（C根为三角翼模型根弦长） 附：水的运动粘性系数随温度的变化： 温度t (OC) 运动粘性系数υ（米2/秒） 5 1.51