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翼型表面压强分布 （一） 实验目的和要求 1、 测量气流攻角，，，和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） 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p∞。，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=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 表 面 测点 1 2 3 4 5 6 7 8 x/c y/c s/s0 0 0 0 0.05 0.06 0.04 0.1 0.076 0.066 0.2 0.095 0.115 0.3 0.1 0.184 0.7 0.05 0.352 0.95 0.01 0.48 1 0 0.505 下 表 面 测点 14 13 12 11 10 9 x/c y/c s/s0 0.05 -0.039 -0.969 0.1 -0.052 0.942 0.2 -0.062 0.892 0.3 -0.057 0.844 0.7 -0.014 0.65 0.95 -0.008 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——压强系数CP来表示各个测点的压强系数值： 式中，分别是测点压强，来流压强，驻点压强（总压）。其由伯努利方程 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： 图3 多通道扫描阀的工作原理示意图 （四） 实验原理以及数据计算方法： 对于倾斜式多管压差计，取两个液面，则有： （2- 7-1） 式中，和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，是压差计工作液体的密度，是多管压差计读数板铅直偏角。 将稳压箱压强和来流段压强接至测压管，根据伯努利公式 （2- 7-2） 则有 （2- 7-3） 于是 对于多管压差计有： （2- 7-4） 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： （2- 7-5） 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 （2- 7-6） 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。 升力的计算有以下两种方法 图4 翼型升力计算示意图 1、压力法 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-pdscos，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=(P) （2- 7-7） 升力系数 CL=