翼型风洞实验课件

翼型风洞试验翼型风洞试验XX XX实验综述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。实验原理实验原理忽略洞壁及其粘性的影响，无侧滑角时横截横截面相同的直机翼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。实验方法实验方法翼型模型可在二元试验段也可以在三元试验段中做实验，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。安装示意图安装示意图测力手段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用天平直接测量翼型的气动力；（2）通过通过测翼型表面压力分布及尾迹流场推导出升力、阻测翼型表面压力分布及尾迹流场推导出升力、阻力和力矩力和力矩。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u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u那么法向力系数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翼型阻力测量的精确度主要取决于尾排管测量精度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上下壁的干扰和侧壁边界层干扰侧壁边界层干扰。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侧壁边界层干扰主要表现以下三个方面：p侧壁湍流边界层扰动沿翼型展向扩展，翼型到翼型中心面；p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；p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边界层分离影响最为严重。n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.Sweall将此方法推广到跨声速，公式如下：A.V.Murthy 提出一种新的修正侧壁边界层影响的方法。该方法基于边界层的存在改变了气流流过翼型的通道面积，从而改变了来流的有效Ma数，故需对来留Ma数及其对应的和做修正。Murthy的修正公示如下：Muthy的修正公式比Barnwell-Sewall公式更为简单，当接近音速时，两种修正方法所得结果十分一致用上述方法做翼型模型侧壁修正时，通常与上下壁洞壁干扰联合修正，称之为四壁修正。可以先修正上下壁的洞壁干扰，将其修正后的参数作为风洞测量参数带入公式，再做边界层修正；也可以先做边界层修正，将修正后的数据输入洞壁干扰的修正公式中，再做洞壁干扰修正。以上修正方法是把侧壁边界层效应看作一种平均的负堵塞效应，总体上使来流Ma数偏低，它忽略了侧壁边界层当地的变化，有一定的局限性。这些边界层修正方法都是建立在小扰动理论基础上的，只适用于翼型和侧壁边界均为附着流动的情况。当侧壁边界层已分离或翼型表面出现气流分离时，这些修正公示均无效。侧壁边界层干扰控制（侧壁边界层干扰控制（侧壁边界层干扰最严重，重点介绍侧壁边界层干扰修正控制）由于侧壁边界层对翼型实验数据有明显影响，特别是当边界层分离时，实验数据是不可修正的实验时采取相关措施来减少试验段侧壁边界层厚度并防止边界层的分离，可用的措施有机翼根部机翼根部修形修形，加垫块加垫块，加端板加端板（又称反射平板）及边界边界层控制层控制，前两种方法很少使用，下面简单介绍后两种方法。（1）加端板）加端板为了消除边界层的影响可在试验段内加端板。端板有两类：上下不抵洞壁的端板和上下抵到洞壁的端板。前种端板无法避免上下翼面的三元效应，后种端板将风洞隔成了三个通道并相互影响。端板安装示意图端板安装示意图这两种形式的端板上仍存在边界层，虽然它比试验段侧壁的边界层厚度薄得多，但仍未彻底解决边界层的影响问题。故加端板的方法不如边界层主动控制方法使用广泛。（2）边界层主动流动控制）边界层主动流动控制常用的边界层控制装置有抽吸和吹除边界层两种类型侧壁抽吸侧壁抽吸该方法是在风洞的两侧壁适当位置镶嵌透气网板或孔板，也可以在侧壁开缝，采用真空泵抽吸边界层内的低能气体，使原有的边界层变薄，防止其分离。抽气量估计合理、控制得当就可避免抽气本身产生的扰动和畸变。目前国内外风洞采用侧壁抽吸方法的较多。有的是应用具有均布小孔的单层透气钢制孔板作离散的抽气，还有在风洞实验段两侧壁适当位置开缝抽吸边界层，采用何种装置对实验结果的影响也不同。由于实际侧壁边界层具有三维性，抽气速度在垂直上下、壁方向上不应是均匀的，而应从模型所在高度，向上、向下逐渐减小抽气速度，或在抽气速度相同时采用变开孔率分布NACA0012翼型抽吸实验翼型抽吸实验当Ma=0.5，a=4，随着抽气压力的增加，翼面压力分布的形态未发生变化，只改变了压力分布的数值，侧壁边界层的作用相当于降低了来流马赫数当Ma=0.77，a=2，抽气压力的变化不仅改变了翼面压力分布的数值，而且改变了压力分布曲线的形态和激波位置不同抽吸压力弦向压力分布分析不同抽吸压力弦向压力分布分析在不抽气的情况下，侧壁边界层对翼型压力分布有严重影响。这种影响主要是由于侧壁边界层分离使整个流场变成三元流动，而抽气能有效地消除侧壁分离，明显改善流动的二元性侧壁吹除侧壁吹除该方法通常是在试验段模型区适当位置，在两侧壁开吹气缝，引入高压气体，沿壁面吹出一股切向的、压力可调的均匀薄射流，使边界层靠近壁面的部分气流加速，从而使流经风洞沿程所形成的较厚边界层减薄。由于吹气给边界层内低能气体补充了新的能量，一般也能避免边界层的分离。侧壁边界层吹除控制目前多用于带有增升装置的多段翼型实验以及二维翼型的大迎角实验。由于侧壁边界层吹气控制主要影响模型表面流场，同一雷诺数下有无侧壁吹气对单段翼型在小迎角下的升力特性影响不明显，也就是说边界层产生的干扰很小，可以不必采用边界层控制。对于多段翼型以及单段翼型的大迎角实验，吹气控制可以改善结果数据的可靠性，并且最大升力系数随着吹气系数的增大逐渐增大，到某一吹气压力后就不再增加，得到最佳吹气系数。实验结果及其飞行数据的比较实验结果及其飞行数据的比较由图知：无论是三元风洞或飞行测量的三元机翼剖面的前缘吸力峰值和上表面后缘压力恢复都明显比二元翼型的药膏；由压力分布积分得到的翼型升力系数，在相同迎角，三元机翼剖面的升力系数要不二元翼型的小；将二元的升力系数做三元效应修正，修正后的结果与三元风洞和飞行数据的一致性较好谢谢大家！谢谢大家！