三角翼氣動特性實(shí)驗實(shí)驗報告

31：京航空航夭大學(xué)BEIHANGUNIVERSITY研究生《流體力學(xué)實(shí)驗》三角翼氣動特性實(shí)驗指導(dǎo)書班級SY1305姓名周鑫實(shí)驗日期 2014.6.9指導(dǎo)教師 白濤北京航空航天大學(xué)流體力學(xué)研究所一、 實(shí)驗?zāi)康牧私夂驼莆诊L(fēng)洞常規(guī)測量試驗的基本方法，了解常規(guī)試驗測量系統(tǒng)的組成，學(xué)習(xí)試驗測量設(shè)備的使用方法，學(xué)習(xí)和了解實(shí)驗過程中應(yīng)注意的技術(shù)問題。了解和掌握不同后掠角和展弦比三角翼翼型隨姿態(tài)角變化的氣動力特性物理變化規(guī)律，研究后掠角和展弦比對三角翼翼型氣動力特性的影響。了解測力實(shí)驗系統(tǒng)的組成和關(guān)鍵測量裝置（例如，應(yīng)變式天平、信號放大器等）的基本工作原理。二、 基本原理實(shí)驗空氣動力學(xué)是空氣動力學(xué)的一個分支，是用實(shí)驗方法研究飛行器及其它物體在與空氣或其它氣體作相對運(yùn)動時的氣動特性、運(yùn)動規(guī)律和各種復(fù)雜物理現(xiàn)象。實(shí)驗空氣動力學(xué)的主要任務(wù)是利用風(fēng)洞進(jìn)行模型實(shí)驗，以發(fā)現(xiàn)和確認(rèn)流動現(xiàn)象、探索和揭示流動機(jī)理、尋求和了解流動規(guī)律，并為飛行器提供優(yōu)良?xì)鈩硬季趾涂諝鈩恿μ匦詳?shù)據(jù)，為理論分析提供物理和數(shù)學(xué)模型。風(fēng)洞實(shí)驗所依據(jù)的基本理論是相對運(yùn)動原理和相似理論。相對運(yùn)動原理：無論是物體以某一均勻速度在靜止的流體中運(yùn)動，還是流體以相同速度流經(jīng)物體，兩者之間的相互作用力恒等。相似理論：論述物理現(xiàn)象相似的條件和相似現(xiàn)象的性質(zhì)的學(xué)說。是模擬的理論基礎(chǔ)。相似理論的重要課題是確定各種物理現(xiàn)象的相似準(zhǔn)數(shù)。風(fēng)洞試驗就是研究實(shí)際飛行器的繞流現(xiàn)象與風(fēng)洞中試驗?zāi)Ｐ湍M的繞流現(xiàn)象的等效性和相似性，建立實(shí)驗的相似準(zhǔn)則，研究模擬試驗與實(shí)際的物理現(xiàn)象的近似程度以及共同遵循的物理規(guī)律或數(shù)學(xué)規(guī)律。風(fēng)洞是進(jìn)行空氣動力學(xué)實(shí)驗的一種主要設(shè)備，幾乎絕大多數(shù)的空氣動力學(xué)實(shí)驗都在各種類型的風(fēng)洞中進(jìn)行。風(fēng)洞的工作原理是使用動力裝置在一個專門設(shè)計的管道內(nèi)驅(qū)動一股可控氣流，使其流過安置在實(shí)驗段的靜止模型，模擬實(shí)物在靜止空氣中的運(yùn)動。實(shí)驗段是風(fēng)洞的中心部件，實(shí)驗段流場應(yīng)模擬真實(shí)流場，其氣流品質(zhì)如均勻度、穩(wěn)定度（指參數(shù)隨時間變化的情況）、湍流度等，應(yīng)達(dá)到一定指標(biāo)。在風(fēng)洞中進(jìn)行的空氣動力學(xué)實(shí)驗大體上可分為測量和流動顯示這兩類既相互聯(lián)系又有區(qū)別的實(shí)驗方法。以確定被測量量值為主的實(shí)驗，屬測量類實(shí)驗。用外加物質(zhì)、注入能量或投射光束的方法顯示出空氣繞流模型的整個圖形，屬于流動顯示類實(shí)驗。測量和顯示兩類實(shí)驗具有十分密切的聯(lián)系，不宜將其劃分為兩類孤立的實(shí)驗。由流動顯示所獲得的圖形有助于全面了解繞流流場物理特性，可直觀的理解流動機(jī)理，可幫助分析定量測量的結(jié)果，有助于合理地選擇飛行器的空氣動力外形。許多情況下，測量和流動顯示實(shí)驗是同時進(jìn)行的。通常飛行器風(fēng)洞實(shí)驗的目的是通過縮比模型試驗，測量飛行器全機(jī)或部件的空氣動力載荷，觀察飛行器表面和空間的流動狀態(tài)，從而分析飛行器及其部件的空氣動力性能，優(yōu)化飛行器的氣動布局。風(fēng)洞實(shí)驗的種類很多，但是，最基本的試驗是模型測力試驗和表面壓力測量試驗。一般將測力和測壓試驗稱之為常規(guī)試驗，而將其它試驗稱之為特種試驗。三、實(shí)驗設(shè)備和實(shí)驗裝置3.1實(shí)驗風(fēng)洞設(shè)備北航D1低速風(fēng)洞為全金屬結(jié)構(gòu)，風(fēng)洞洞壁使用5mm厚鋼板卷曲焊接完成。風(fēng)洞共分為實(shí)驗段、擴(kuò)壓段、回流段、穩(wěn)定段、收縮段和動力段，見圖1。圖1.北航D1低速風(fēng)洞結(jié)構(gòu)示意圖風(fēng)洞實(shí)驗段截面呈橢圓，實(shí)驗段進(jìn)口處尺寸為1.02米X0.76米；出口處尺寸為1.07米X0.82米（考慮到開口時氣流擴(kuò)散的影響）。實(shí)驗段長為1.45米，在擴(kuò)壓段入口處改裝一喇叭口，使氣流進(jìn)入擴(kuò)壓段時較為勻順。擴(kuò)壓段連續(xù)由橢圓過渡到圓截面。擴(kuò)壓角約為5o左右。穩(wěn)定段內(nèi)裝有一排蜂窩器和兩層紗網(wǎng)（紗網(wǎng)為20目/英寸，絲徑為0.27mm）。收縮段由圓截面連續(xù)過渡到橢圓截面。其收縮比為8.4,該收縮曲線是根據(jù)錢學(xué)森法，稍加修改后給出的。風(fēng)洞四個拐角均安裝有導(dǎo)流片。D1風(fēng)洞長約16米，寬為6米，高為3米；風(fēng)洞軸線離地1.45米。動力段內(nèi)氣流驅(qū)動風(fēng)扇是采用槳葉+反扭導(dǎo)流片系統(tǒng)，槳葉直徑D=1900mm，槳轂比0.65，輪轂直徑D=1235mm，槳葉展長332.5mm，槳葉數(shù)目14，反扭導(dǎo)流片數(shù)目11，風(fēng)b扇系統(tǒng)總長度4744mm。風(fēng)洞風(fēng)扇驅(qū)動電機(jī)為直流電機(jī)，采用可控硅控制供電，無級調(diào)速。直流電機(jī)：功率為41.4KW；轉(zhuǎn)速為1000轉(zhuǎn)/分；230伏；180安。

D1低速風(fēng)洞主要性能：最大風(fēng)速： 50米/秒（空風(fēng)洞時）紊流度： <0.3%（用銅球測量）能量比： 3.0縱向靜壓梯度：合乎一般要求氣流下偏角： 1o左右氣流均勻度： 模型安裝區(qū)內(nèi)，速壓不均勻度<3%3.2實(shí)驗裝置實(shí)驗裝置包括模型試驗機(jī)構(gòu)、氣動力測量和數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)模型試驗機(jī)構(gòu)，見圖2。模型試驗機(jī)構(gòu)主要由變攻角/側(cè)滑角機(jī)構(gòu)組成。變攻角/側(cè)滑角機(jī)構(gòu)均為蝸輪蝸桿齒輪傳動機(jī)構(gòu)，兩機(jī)構(gòu)均由交流伺服電機(jī)驅(qū)動。模型支架安裝于攻角機(jī)構(gòu)弧形彎刀渦輪導(dǎo)軌上，可隨該攻角運(yùn)動機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)-15°-30。角度變化。蝸輪蝸桿減速器具有自鎖功能，保證機(jī)構(gòu)在電機(jī)去電時不能轉(zhuǎn)動。側(cè)滑角機(jī)構(gòu)為渦輪回轉(zhuǎn)工作臺，整個攻角機(jī)構(gòu)及模型支架都安裝在回轉(zhuǎn)工作臺上，回轉(zhuǎn)工作臺轉(zhuǎn)動時，整個機(jī)構(gòu)都隨之轉(zhuǎn)動，可滿足側(cè)滑角0°?360°無極變化。圖2.變攻角/側(cè)滑角機(jī)構(gòu)圖2.變攻角/側(cè)滑角機(jī)構(gòu)模型姿態(tài)角控制系統(tǒng)詳細(xì)技術(shù)指標(biāo)如下：攻角運(yùn)動范圍：-15<<a^300；攻角控制精度：@3七攻角變化速度：200?5。/秒；側(cè)滑角運(yùn)動范圍：360°；側(cè)滑角控制精度：^3】；測滑角變化速度：20?50/秒；風(fēng)洞實(shí)驗氣動力測量和數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)該系統(tǒng)由應(yīng)變天平、低通濾波放大器、模數(shù)轉(zhuǎn)換器和工業(yè)控制計算機(jī)組成。見圖3圖3,測力系統(tǒng)工作原理框圖六分量應(yīng)變天平：是一種專用的測力傳感器。用于測量作用在模型上的空氣動力的大小。該天平能測量升力、阻力、側(cè)力、俯仰力矩、偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩。它由應(yīng)變片、彈性元件、天平體和一些附件組成。應(yīng)變天平是一種將機(jī)械量轉(zhuǎn)變?yōu)殡娏枯敵龅膶Ｓ迷O(shè)備。它是運(yùn)用位移測量原理，利用天平的變形來測量外力大小。將應(yīng)變片貼在天平彈性元件上，彈性元件上的應(yīng)變與外力大小成比例，應(yīng)變片連接組成測量電橋，接入測量線路中，即可測出力的大小。應(yīng)變天平在測量過程中的參量變化過程如下：P^￡—戲—RU^AV其中：P一天平彈性元件上承受的氣動力。8—在氣動力P的作用下彈性元件上的應(yīng)變。AR一貼在彈性元件上的應(yīng)變片在彈性元件產(chǎn)生應(yīng)變8的情況下產(chǎn)生的電阻增量。AU—由應(yīng)變片產(chǎn)生的電阻增量AR而引起的測量電橋產(chǎn)生的輸出電壓增量（mV）。AV—檢測儀器所指示的讀數(shù)增量（V）。右下圖為一六分量應(yīng)變天平測量電橋示意圖。圖中標(biāo)有號碼處為粘貼有電阻應(yīng)變片的天平元件。例如號碼1、2、3、4為天平升力元件的四個電阻阻值相等的應(yīng)變片，它們構(gòu)成了一個全橋電路。當(dāng)天平升力元件受載后，在電橋AC端將會有電壓信號AU輸出，該信號AU將被引入信號增益放大器。

AU^信號增益放大器是風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的基本設(shè)備之一。它主要用在模型測力、測壓試驗中采集數(shù)據(jù)。試驗時天平、壓力傳感器等輸出的mv級信號，由放大器放大到伏級送到A/D（模數(shù)轉(zhuǎn)換器）轉(zhuǎn)換為數(shù)字量輸入計算機(jī)，便于通用數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)處理。本放大器也可接收其它類型的傳感器輸出電壓信號，如加速度傳感器、位移傳感器等的穩(wěn)態(tài)信號。AU^放大器提供測力傳感器電源。由于放大器與供橋電源做在一起，可以很方便的構(gòu)成測量系統(tǒng)，并具有較強(qiáng)的抗干擾能力，免除多臺設(shè)備容易引起的干擾問題，使系統(tǒng)工作可靠。本放大器由高性能的集成運(yùn)算放大器構(gòu)成固定增益級和四階低通有源濾波器級，有源濾波器的截止頻率也固定。輸出信號為0—±10伏的電壓，可方便與其它數(shù)采系統(tǒng)配合使用。放大器技術(shù)指標(biāo)放大倍數(shù)：500,200,100,1，手調(diào)五擋由跳線選擇。帶寬：0—10Hz。輸入阻抗：＞20MQ。輸出電壓：0—±10伏。噪聲：＜2pV。精度：非線性±0.08%F.S.增益誤差＜±0.06%溫飄＜1pv/°C天平電橋電源精度：±0.08%。5伏，-5伏，8伏，-8伏四組獨(dú)立電源，可以據(jù)需要組合成多種供橋電壓。A/D模數(shù)轉(zhuǎn)換數(shù)據(jù)采集板：由于計算機(jī)只能處理數(shù)字信號，而天平各分量的輸出信號是模擬信號，因此須先用A/D模數(shù)轉(zhuǎn)換數(shù)據(jù)采集板將天平輸出的模擬信號轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號，方能由計算機(jī)對采集的信號數(shù)據(jù)進(jìn)行處理。計算機(jī)：通過已有程序軟件對試驗?zāi)Ｐ偷臏y力進(jìn)行過程控制、數(shù)據(jù)采集和后處理。

四、實(shí)驗?zāi)Ｐ秃舐咏?00530450400400切尖翼弦B -298300200200200翼展L218200400477386本次試驗?zāi)Ｐ蜑槲鍌€不同后掠角和展弦比的三角翼模型，見圖4五、實(shí)驗步驟：1） 將實(shí)驗?zāi)Ｐ桶惭b于測力天平上。對試驗?zāi)Ｐ妥鏊交虼怪闭{(diào)整。將模型的攻角a、側(cè)滑角0分別調(diào)整為00角。2） 檢查各有關(guān)設(shè)備之間的連線是否連接正確。3） 打開計算機(jī)，然后是放大器及天平電源。4） 通過計算機(jī)測力系統(tǒng)軟件檢測天平各分量的信號輸出值是否正常。通常未加載時各分量信號輸出值應(yīng)小于0.6V。5） 測量并記錄天平各分量初始數(shù)據(jù)（即，天平各分量靜態(tài)數(shù)值）。開啟風(fēng)洞（風(fēng)洞開啟步驟詳見風(fēng)洞操作規(guī)程）將風(fēng)速調(diào)整為約xx米/秒,側(cè)滑角為6=0。，改變攻角a,攻角變化范圍a=X0?xx0，攻角變化間隔為x。。具體以實(shí)驗任務(wù)書為準(zhǔn)。（迎角機(jī)構(gòu)的操作使用方法詳見北航D1低速風(fēng)洞模型姿態(tài)角機(jī)構(gòu)控制系統(tǒng)操作規(guī)程）。或只改變風(fēng)速，而不改變模型姿態(tài)。6）做模型測力實(shí)驗。實(shí)驗時間及地點(diǎn)：實(shí)驗時間：2014年6月9日下午2點(diǎn)?6點(diǎn)實(shí)驗地點(diǎn)：北航D1風(fēng)洞實(shí)驗結(jié)果分析討論：1、 簡述風(fēng)洞實(shí)驗原理和風(fēng)洞測力系統(tǒng)的基本構(gòu)成。答：風(fēng)洞實(shí)驗的原理就是依據(jù)運(yùn)動的相對性原理，將飛行器的模型或?qū)嵨锕潭ㄔ诘孛嫒斯きh(huán)境中，人為制造氣流流過，以此模擬空中各種復(fù)雜的飛行狀態(tài)，獲取實(shí)驗數(shù)據(jù)。風(fēng)洞測力系統(tǒng)由風(fēng)洞、氣動力測量系統(tǒng)和數(shù)據(jù)測量系統(tǒng)構(gòu)成，其中氣動力測量系統(tǒng)是由應(yīng)變天平、低通濾波放大器、模數(shù)轉(zhuǎn)換器和工業(yè)控制計算機(jī)組成。2、 根據(jù)測量數(shù)據(jù)結(jié)果繪出相應(yīng)的參數(shù)變化關(guān)系曲線。實(shí)驗測得的參數(shù)主要有阻力系數(shù)、升力系數(shù)、側(cè)向力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)等等，由于實(shí)驗中側(cè)滑角始終為0°，故側(cè)向力系數(shù)的值僅因為電傳的誤差而產(chǎn)生一個非常微小的，且基本不變的值，這里就不再畫出相應(yīng)的曲線。從實(shí)驗的數(shù)據(jù)中主要提取出阻力、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)。本人將實(shí)驗用到的所有翼型的升力系數(shù)曲線繪到同一張圖中，阻力和俯仰力矩系數(shù)也是如此，得到如下三幅曲線圖，其中Y代表后掠角，S代表40°未切角三角翼，c代表40°切角三角翼。

1.41.21.00.8-0.6一0.4-0.2一0.0--0.2一-0.4--10 0 10 20 30 40 50 60 701.4一1.21.0-0.8一0.6一0.40.20.0-0.2-0.4-圖7.1不同后掠角三角翼阻力系數(shù)隨迎角變化曲線圖7.1不同后掠角三角翼阻力系數(shù)隨迎角變化曲線圖7.2不同后掠角三角翼升力系數(shù)隨迎角變化曲線

0.470.370.2"此0.0--0廠-0.2一-0.3[-0.4；-0.5；-0.6；-0.77-0.8；-0.9；-1.0’-10 0 10 20 30 40 50 60 70圖7.3不同后掠角三角翼俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線3、給出模型氣動特性隨速度或姿態(tài)的變化規(guī)律。從上圖可以看出，雖然不同后掠角的三角翼其氣動特性隨迎角變化的規(guī)律不盡相同，但總體的趨勢是相同的。阻力系數(shù)在小迎角時震蕩較大，可能是測量儀器的誤差造成。但隨著迎角的逐漸增大，所有翼型的阻力系數(shù)均呈現(xiàn)增大的狀態(tài)，可見，隨著迎角的增大，三角翼所受的阻力也在增大。升力系數(shù)一開始隨著迎角的增大增大，但迎角增大到一定角度時，升力系數(shù)突然開始下降。俯仰力矩系數(shù)隨著迎角的增大，整體趨勢是減小的。4、 由測力實(shí)驗分析模型外形不同（展弦比、后掠角以及根稍比等）弓|起的氣動特性差異的原因。三角翼前緣后掠角和展弦比大小對前緣渦升力的影響？1.41.21.41.21.00.80.6C0.40.20.0-0.2-0.4-10 0 10 20 30 40 50 60 70a從圖中可以看出，一開始隨著迎角的增大，各個翼型的升力系數(shù)都在增大，但增大到一定角度時，后掠角較小的三角翼的升力系數(shù)最先開始下降，即發(fā)生了失速現(xiàn)象。由此可以看出，在一定的范圍內(nèi)，三角翼后掠角越大，失速迎角越大。未切尖和切尖的三角翼的區(qū)別在于展弦比不同，從本次實(shí)驗的數(shù)據(jù)看來，兩中翼型升力系數(shù)基本相同，為切尖的三角翼相比切尖的升力系數(shù)略大一些。三角翼前緣后掠角和展弦比大小對俯仰力矩特性的影響?

隨著迎角的增大，俯仰力矩下降，在翼型失速后，俯仰力矩基本保持不變。大后掠翼的俯仰力矩較其他后掠翼較小。而切尖后的三角翼同未切尖的相比，俯仰力矩略大一些。三角翼前緣后掠角和展弦比大小對阻力特性的影響?1.41.21.41.21.00.80.6C0.40.20.0-0.2-0.4-10 0 10 20 30 40 50 60 70a從圖中看出，當(dāng)迎角較大時，后掠角大的翼型其阻力系數(shù)也較大，但40°后掠角的兩個翼型其阻力系數(shù)又大于后掠角45°和53°的翼型。由各類文獻(xiàn)，本人得知，事實(shí)上后掠角越大，機(jī)翼阻力