文档介绍：风洞实验报告(三)实验简介本次试验主要为采用风洞测机翼升力系数、阻力系数及失速迎角。风洞实验是飞行器研制工作中的一个不可缺少的组成部分。它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用,随着工业空气动力学的发展,在交通运输、房屋建筑、风能利用和环境保护等部门中也得到越来越广泛的应用。用风洞作实验的依据是运动的相对性原理。 超过临界迎角(攻角)后,翼型上表面边界层将发生严重的分离,升力急剧下降而不能保持正常飞行的现象,叫失速。(如侧滑、或构造有微小的不对称 ).气流分离并不对称。背景介绍风洞实验段速度和压力测定风洞试验中,试验段的来流速度是一基本流动参数,必须给出。开口风洞中,一般用风洞出口截面中心位置处的流速指示来流速度。根据不可压缩伯努利方程:0P 1V2 P2(1)2V k p(2)其中:Δp为皮托管测得的总压p0与静压p之差,为风洞实验段动压。可以由排管压力计读出,k为皮托管标定系数,ρ为工况下气体密度。由此可以得出风洞实验段的工作压力和速度。翼型低速压强分布测量试验实验风速固定、迎角不变时,翼面上第 i点的压差为pi pi pK酒g(LiLI)sin,(i=0;1,2,3,⋯⋯) (1)气流的动压为,q1 V2a2K酒g(LIILI)sin(2)a、酒分别为空气密度和压力计工作液酒精密度。于是,翼面上第i点的压强系数为ppi Li LIiq LII LI(3)表1:(mm)y位置(mm)测压孔数目x位置(mm)y位置(mm)机翼失速测量试验图2:飞机失速失速:在机翼迎角较小的范围内,升力随着迎角的加大而增大。但是,当迎角加大到某个值时,升力就不再增加了。这时候的迎角叫做临界迎角。当超过临界迎角后,迎角再加大,阻力增加,升力反而减小。这现象就叫做失速。失速产生的原因:由于迎角的增加,机翼上表面从前缘到最高点压强减小和从最高点到后缘压强增大的情况更加突出。当超过临界迎角以后,气流在流过机翼的上表面时会发生分离,在翼面上产生很大的涡流,见图2。造成阻力增加,升力减小。实验风速固定、迎角不变时,翼面上第 i点的压差为:pi pi pK酒g(LiLI)sin,(i=0;1,2,3,⋯⋯) (1)气流的动压为:1 2q aV2K酒g(LIILI)sin(2)于是,翼面上第i点的压强系数为:ppi Li LIiq LII LI(3)表1:NACA0012翼型测压孔位置参数测压孔数目012345678x位置(mm)0510152030405060y位置(mm)**********x位置(mm)7080901001**********y位置(mm) 5 :由翼型的压强分布可以确定升力系数和不包括摩擦阻力系数的阻力系数。 如图3所示,x为翼弦方向,设x轴和y轴分别平行于机体坐标轴系的 xt轴和yt轴,若在翼型上取一微元ds,作用在ds上的压强为p,ds与x轴的夹角为θ,设翼型宽度ds=1,则作用在ds上的垂至于翼弦方向的法向力和平行于翼弦方向的轴向力分别为:dYtp dscosθ(4)dQtpdssinθ(5)图3:作用在翼型表面上的压强由几何关系可知dxdscosθ,dydssinθ。由此可得dYtpdx(6)dQtpdy(7)作用在翼型上总的法向力和轴向力可由 dYt和dQt沿翼型表面积分得到,即Yt pdxbp上dx0p下dxbp下 p上dx(8)0 b 0Qt pdyy上maxy下maxpb前pb后dy(9)把上式化成系数形式,即cyt1cp下0cp上dx(10)cxtcpb前cpb后dy(11)式中x、y、ymax表示翼型坐标x、y和翼型上、下表面最大纵坐标相对于弦长 b的无量纲量。实验目的测定一座风洞实验段的速度和压力 ;用多管压力计测出翼型表面压强分布,并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图 ;定量了解翼型压强分布随迎角变化的趋势 ;用多管压力计测出不同迎角下翼型表面的压强分布, 并用坐标法绘出翼型的升力系数随迎角的分布曲线,确定 NACA0012翼型的临界失速迎角。实验装置风洞:低速吹气式二元风洞。实验段为矩形截面,高 0.