全机模型气动力和力矩测量试验报告.docx

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全机模型气动力和力矩测量试验报告

飞行器设计与工程专业综合实验

SHFD低速风洞

全机模型气动力和力矩测量试验报告

院系：

航空航天工程学部

专业：

飞行器设计与工程

班级：

04030301

学号：

xxxxxxxxxxxxxx

姓名：

xxxxxx

风洞试验任务书

姓名：

xxxx班级：

*******1学号：

xxxxxxxxxxx指导教师：

张卫平李国文

完成日期：

2013年9月10日

实验小组：

第四组

组长：

xxxxx（学号：

xxxxxxxxxxxxx）

小组成员：

姓名

学号

刘瑞萑

2010040303003

潘絮微

201004030306

汤宝生

2010040303028

徐涛

2010040303032

许宗强

2010040303033

姚鹏飞

2010040303034

于广义

2010040303036

高阳

2010040303042

试验任务表

实验风洞：

SHFD时间：

2013.8.26~2013.9.13

试验类型

试验状态

备注

DSBM-01

标模测力

试验

纵向试验

=00：

=-40~300；=20

试验风速

V=30m/s

横向试验

=40：

=-160~160；=40

=80：

=-160~160；=40

摘要

本次试验采用SHFD低速闭口回流风洞对DBM-01标准模型在不同迎角及侧滑角下受升力，阻力，侧力，俯仰力矩，滚转力矩，偏航力矩变化情况进行了测量，对SHFD低速风洞进行了详细的介绍，包括风洞的动力系统、控制和数据采集系统等。

最后根据模型所受各力随迎角变化情况应用tecplot软件绘制出了各个力随迎角变化曲线。

在此过程中了解了流体力学相似参数的生成和使用的方法；学会了使用工业控制机对风洞风速和模型姿态角控制和信号采集及处理的基本方法，对实验原理也进行了准确的把握。

关键词DBM-01标模测力实验SHED风洞

第一章实验名称与要求

1.1实验名称

全机模型气动力和力矩测量

1.2实验要求

通过低速风洞常规测力试验，深化对空气动力学理论的理解，初步掌握空气动力低速风洞试验技术：

常规测力实验设备的使用，了解使用工业控制机对风洞风速和模型姿态角控制和信号采集及处理的基本方法。

了解风洞试验数据的修正和处理方法，熟悉低速风洞标模的气动力特性规律和分析方法，初步掌握实验数据曲线的绘制软件的应用，为飞行器设计和空气动力学深入研究奠定。

第二章实验设备

本试验采用沈阳航空工业学院SHFD低速闭口回流风洞（见图1）：

2.1风洞主要几何参数

风洞试验段：

闭口宽×高×长=1.2m×1.0m×3m，四角切角。

风洞收缩段：

长1m，收缩比n=8。

图1SHFD低速闭口回流式风洞轮廓图

风洞稳定段：

圆形，截面尺寸直径4m，总长2m。

蜂窝器为正六角形孔，对边距20mm，深300mm。

阻尼网共6层，20目。

2.2风洞动力系统

变频器驱动三项异步交流电机带动螺旋桨工作。

变频器功率75kW；电机为四极，功率75kW。

桨叶翼型为RAF-D,-E，共6叶。

2.3控制和数据采集系统

风洞的控制系统是由计工业控制计算机（研华610H）、风速传感器（DCXL-10D）和变频器（SPF-75）组成，用VB语言开发的控制程序，对风速进行闭环控制，风速的控制精度为±0.2m/s。

模型姿态控制由计算机、步进电机驱动器（BQH-300Y）和步进电机（110BF003）分别带动模型支撑系统（尾撑和腹撑）做垂直面内转动（称为迎角α）。

迎角α转动范围为-15°~+25°，侧滑角由转盘涡轮蜗杆手动控制，β转动范围为-180°~+180°。

由旋转编码器实施测量转动角度。

数据采集系统是通过数据采集处理程序驱动，将杆式应变天平受力（或力矩）变形感应到的电压变化信号和压力传感器输出的电压信号，通过信号调理器（XL2102E）及高精度稳压电源（XL2101）对信号进行滤波、放大后，送入12位数据采集卡（PCL－818L）变为数字量，进入计算机中央处理器处理。

2.4风洞流场技术指标

表1SHFD风洞流场的主要技术指标

流场技术参数

指标

备注

最大速度Vmax（m/s）

50

实验中单位全部采用ISO国际标准单位制

最小稳定速度Vmin（m/s）

5

轴向静压梯度|dCp/dx|（1/m）

≤0.005

场系数μi

0.0045

平均气流偏角|α|

≤0.5°

平均气流偏角|β|

≤0.5°

时间稳定性η

0.005

湍流度

≤0.14％

2.5DBM-01标准模型

试验模型采用DBM-01标模，模型全钢制造，比例1:

3。

该模型是国际、国内通用的低速风洞标准模型，具有气动力在较大雷偌数范围内变化不敏感的优良特性，有国内外多个风洞的试验数据可作比较参考。

主要参数见表2：

表2DBM-01标准模型参数表

机翼

机身

展弦比

3.0

长

0.6096m

梢跟比

0

最大直径

0.0508m

翼型

NACA0003.5-63

长细比

12

面积

0.0413m2

平尾

平均气动力弦

0.1565m

面积

0.0090m2

展长

0.3519m

翼型

NACA0004-64

全机力矩参考中心

0.375bA

平尾尾臂（平尾

到力矩参考中心距离）

0.2347m

第三章风洞实验原理

3.1相对性原理和相似准则

用模型在风洞中进行试验来模拟飞行器在空中的真实飞行应满足相对性原理和相似准则。

相对性原理即：

在初始条件、物性条件和边界条件相同的情况下，物体在流体中运动所受的力与物体不动而流体以相同速度（大小和方向）相对物体运动时物体所受的力相同。

相似性准则即：

对于流体动力学实验来说，只要满足模型与真实飞机是几何相似、运动相似、动力相似和热相似的，则两个流场相似。

对于低速流动来说，主要相似参数有：

代表粘性影响的雷诺数：

；

代表压缩性影响的马赫数:

Ma=V/a；

表示流体压力与惯性力之比欧拉数;

;

物体上的力与惯性力之比牛顿数

如果绕模型流动与绕实物流动的相似参数相等，那么两者压力系数相同，力系数相同。

试验时，让风洞的流场满足主要影响的相似准则，对不满足的相似参数进行修正来保证实现模拟，这样就可以把风洞中模型的力和压力用系数的形式用到真实的物体上。

3.2主要测量过程

通过调节可控制转速的电机带动螺旋桨产生所需的风速流过支撑在风洞中与真实物体几何相似的模型，用应变天平测量模型所受的6个力分量，再经过数据处理得到空气动力系数。

过程如下：

（1）在无风速V=0时，采集模型在各个姿态下的各单元的初始记录。

如：

阻力、升力和俯仰力矩单元的零读数x0，y0和Mz0（mV）。

（2）风洞开车，改变模型姿态，在试验风速下V=VI时，采集记录阻力、升力和俯仰力矩单元的读数xi，yi和Mzi（mV）。

（3）用对应的试验值减去初始值:

………

其中，Kx，Kxy，KMz为天平校准系数，单位为N/mV和N·m/mV，由天平校准时给出。

（4）对采集的数据进行风洞流场的各种修正，得到各分量的气动力系数：

纵向的升力系数Cy，阻力系数Cx和俯仰力矩系数mz，横向的侧力系数Cz，滚转力矩系数mx和偏航力矩系数my。

以及各分量的气动导数和气动力特征参数。

其中：

q为实验速压，

；pa为当天当地大气压（Pa），T为风洞内空气温度（K），R为空气气体常数，取287.05J/（kg·K）；s为机翼面积（m2）；bA为机翼平均气动弦（m）；L为机翼翼展。

（5）存储和输出：

按使用需要进行试验数据的显示、输出。

一般纵向数据按风轴输出，横向数据按体轴系输出。

第四章实验方法及步骤

4.1了解风洞组成及开车程序

了解风洞各部分构造及主要功能。

了解风洞控制主电源开关的使用。

了解变频器开启和停车步骤；变频器的远程控制开关位置；变频器工作时的安全注意事项。

了解计算机测控及数据采集程序，熟悉开车过程、改变模型角度的控制方法和调速方法。

应急停车按钮的正确使用方法。

4.2制订试验计划

根据试验任务书编写试验运转计划、确定小组人员分工；

试验风速可取V=38m/s

纵向试验：

侧滑角β=0°，改变模型迎角α，测量模型的升力、阻力和俯仰力矩，取模型迎角α变化范围为-4°~30°，变化间隔Δα=2°。

大迎角试验中间要更换支杆；

横向试验：

在迎角α=4°、8°时，改变侧滑角β测量模型的侧力、偏航力矩和滚转力矩，取侧滑角β变化范围为-16°~16°，变化间隔Δβ=2°；

测量试验室当天的大气压强、温度，计算试验雷偌数Re和速压q；

计算风洞流场及模型各项干扰的修正参数（参照课程大作业）。

4.3模型及天平准备

进入试验段内，将转盘上后部的小盖板拆下。

用计算机（或控制台）将α角调到-5°，安装弯刀支架和支杆。

将Φ24六分力杆式应变天平从天平盒中取出，在风洞中先把天平信号线导引穿过支杆孔，然后用双向锁紧螺母将天平紧固在支杆上（天平后键槽向下）。

将从支杆孔穿出的天平信号线露出的部分用铝箔或细铜网包裹屏蔽，然后沿着弯刀后面的槽导出到风洞外的接线板上（用胶带辅助定位），按各元标号正确焊接。

连接信号调理器和稳压电源，并通电预热30分钟以上。

（此项由指导教师进行，注意：

应非常小心，避免磕碰天平和折断天平信号线）

用手对天平加以适当的载荷，从信号调理器读数检查天平各元输出信号符号是否正确，判断连线是否正确。

在天平前端螺纹孔拧入一螺栓，并在螺栓上以柔软细索悬吊不大于10kg砝码或重物（注意：

应轻轻加载，避免对天平的冲击力），从信号调理器读数检查天平Z方向力元输出信号是否为零。

否则，松开双向锁紧螺母，微量旋转天平调整并重新锁紧后再次检查。

检查完毕后拆去螺栓。

将模型小心地从箱中取出，拆下头锥。

将模型安装在天平上（面向天平看时，天平前键槽在右侧），用螺栓紧固（注意，拧紧力矩不应太大，并用手扶住模型两翼，不使天平受到过大力矩），然后装上头锥。

模型安装见图2。

图2.三元模型安装示意图

图3.模型安装示意图

4.4实验步骤

启动风洞控制和数据采集计算机程序，输入模型参数和洞壁干扰修正因子值；

按试验运转计划，输入当天的大气参数、试验迎角变化范围、变化间隔角度值和实验风速；

测零读数和各试验角度的静矩Δmz0值；

状态检查，准备开车；

点击程序开车和测量指令，启动风洞并进入程序控制和测量，直到实验完成，程序自动停车；

调出实验数据并显示曲线，进行初步分析。

如结果正确，将迎角α调至下一个试验的初始角度。

如进行横向试验，则固定迎角α，以手动方式改变侧滑角β，重复

~

实验；

每种状态做7次重复试验，以进行误差分析。

全部试验完成后，退出计算机程序；

检查风洞洞体、模型及天平和测试系统、关闭电源。

第五章实验数据处理与分析

5.1实验数据修正

5.1.1测量大气参数

用大气压力计测实验室的大气压强p=101.5KPa

用温度计测实验室的大气温度T=27℃

计算密度=1.1827

计算速压q=1/2v2=532.22Pa

5.1.2计算雷偌数

实验旋成体机身模型最大机身直径为L＝0.0508m，根据以下公式转换关系可计算风洞控制风速：

∵

，

当在室温下，μ=1.84251×

ν=30m/s

∴

=

5.1.3数据修正

（1）洞壁阻塞效应修正

固体阻塞系数

=0.84

洞壁阻塞修正系数

（2）轴向静压梯度影响修正

形状因子

=1.005

形状因子

=0.8875

机身体积=0.45×机身长度×

=0.45×0.6096×

=0.7079×

机翼体积=0.7×平均弦长×平均最大厚度×翼展

=0.7×0.1565×0.035×0.1565×0.3519=0.2413×

机翼水平浮力修正量

机身水平浮力修正量

（3）三维闭口风洞尾流阻塞修正系数

尾流阻塞修正系数

=

=

阻塞修正系数

（4）洞壁升力效应修正

有效翼展

尾翼区下洗修正

洞壁诱导速度沿翼弦方向变化的修正系数

修正因子

迎角修正量

阻力系数修正量

尾翼区下洗修正

5.2实验结果分析

5.2.1测力曲线图

图4Cy—α曲线

分析：

从图中可以看出，中小迎角时曲线呈线性关系，这与理论结果一致，而且随着迎角的增大，升力系数随之增大，当迎角达到α=30°时，飞机失速，升力系数突然减小。

因此失速迎角为30°，最大升力系数为1.45。

图5Cy—Cx曲线

分析：

从图中可以看出，当迎角不太大时，曲线大致是一条抛物线。

在图中，测量值曲线与横轴交点的数值是零升阻力系数与标准值还是存在较大差距，通过方差数据可以看出不是偶然误差，而应该是系统误差所致。

图6Mz—Cy曲线

分析：

在理论上，曲线在原点周围应该近似为一条直线，即呈线性变化，而实际结果呈曲线变化，相差较大。

此实验结果可能是由于受到了较大的外界干扰所致，因此仅能得到大体趋势。

图7Cz—β曲线

分析：

从图中可以看出，曲线大体上显线性关系，然而理论上，应为一条过原点的直线，本次实验由于系统误差，仪器误差等产生的误差较大，但总体趋势是对的。

图8Mx—β曲线

分析：

由曲线可得，在小β范围内，曲线大致成线性变化规律。

斜率为负（此时飞机具有横向静稳定性）并且与迎角的大小有关。

当迎角增大时，斜率的数值也将增大，即曲线变得更陡。

这些与理论值相符。

但根据理论，曲线应当过原点，但由于系统误差，仪器误差等，产生的误差较大，但总体趋势是正确的。

图9My—β曲线

分析：

由曲线可得，在小β范围内，曲线大致也成线性变化规律。

斜率为负（此时飞机具有纵向静稳定性）并且与迎角的大小有关。

但此处曲线大体通过原点，符合实际情况。

.

图10七次精度曲线

分析：

从图中可以看出，七次精度曲线相吻合得较好，由测量产生的随机误差较小，主要误差来源是系统误差。

第六章实验结果分析

6.1气动力特征参数表

6.2纵向实验结果分析

在相同的迎角条件下，模型的升力系数小于标模的升力系数，且零升迎角大于标模的零升迎角，升力线斜率小于已知标模升力线斜率。

在同等条件下，产生相同的升力时模型的阻力系数大于标模的阻力系数。

其原因有可能是我们所做实验的风洞尺寸为1.2m×1.0m×3m，雷诺数的数量级为，而测量标模所用的风洞大概都是2.5m×3.5m或大于其的风洞，他们实验的风洞雷诺数的数量级大概为，这样相差一个数量级，在低速情况下，会对摩擦阻力产生较大的影响。

查风洞实验手册，DBM-01标准模型，在试验雷诺数Re=0.5范围内，DBM-01模型的气动系数随雷诺数变化较小这说明，标模实验是在常用动压且在边界层自由转捩状态下进行的。

6.3横向实验结果分析

做横向实验，大部分曲线应该是关于原点呈奇函数形式对称，即关于原点对称。

但实验数据与理论有所差别，可能存在以下几种可能：

（1）横向实验角度调整为手摇调整机构，并不能完全摇到所需角度；

（2）此角度调整机构为齿轮啮合传动，齿轮间存在间隙，有所偏差；

（3）模型在吹风时有所抖动，由此存在的角度偏差有可能造成测量值与理论值不符；

（4）数据采集器所采集的数据上下浮动，有可能正好在大偏差是采集了数据，造成误差。

第七章思考题

1、实验结果与国内标准比较有何差异？

原因是什么？

如何提高实验的精准度？

答：

产生误差的原因有风洞内气流不稳定，洞壁、尾流等各种干扰都会造成实验数据的不准确，还有实验设备的测量精度问题等。

要提高实验的精确度，首先要检查各管路否通畅，还要对各实验干扰项进行修正，调整好实验模型的安装精度等。

2、风洞气流偏角对实验结果有什么影响？

答：

风洞气流偏角指的是试验段轴线与试验段气流夹角，而这个夹角在理想状态下是不存在的，所以，假设实际飞机的名义迎角为αn，飞机的气流偏角为△α，而飞机的实际迎角为αn+△Αh或αn-△Αh（视飞机的气流夹角和飞机的名义迎角的方向而定），因此必然会给测力测压试验带来放大或缩小实验结果的影响。

3、闭口风洞洞壁边界层增长会对阻力测量产生什么影响？

想个好的解决办法？

答：

影响：

闭口风洞洞壁边界层增长会导致压力梯度的增加和速度梯度的增加，因而会导致阻力测量结果变大。

解决方法：

风洞的洞壁顺着气流方向逐渐扩大，以抵消洞壁边界层增长层带来的影响，或者采用可变式风洞洞壁，也可以在风洞洞壁采用“蚌”是表面。

4、考虑一下，模型比例大可以提高Re数，但是否越大越好。

如何修正？

答：

首先在风洞试验段尺寸不变的前提下，增大风洞的模型比例，会导致洞壁的阻塞效应和升力效应变大，所以相应的修正系数εw+εs和升力修正系数都得增加。

5、不同轴系（风轴、半体轴和体轴系）转换关系如何？

答：

体轴系：

以机头的为x轴，y轴位于飞机的对称面内，垂直于x轴，z轴垂直于飞机的对称面，指向机翼右端。

风轴：

气流方向为飞机的x轴，y轴位于飞机的对称面内，垂直于x轴，z轴垂直于飞机的x，y轴所构成的平面，指向机翼右端。

半体轴；气流方向为飞机的x轴，z轴垂直于飞机的对称面，指向机翼右端，y轴垂直于x轴和z轴所构成的平面上方为正。

第八章心得体会

三周的风洞实验结束了，风洞实验作为飞行器设计专业在研究过程中最主要的方法之一，无论在过去，现在，还是将来对飞行器的研究都是至关重要的。

这次空洞实验让我受益匪浅，从模型的安装，到模型姿态的调整，再到用电脑采集数据，最后是写分析报告，这样的一个完整的空洞实验流程，深化了我所学的空气动力学中的理论，使我不但巩固了理论基础知识，而且提高了自己的动手实践能力。

风洞实验是飞行器设计专业最重要的实践环节，是对整个飞行器设计理论体系的良好总结，涵盖了许多的空气动力学知识，这次的实验是让我从理论到实践的良好过度。

感谢实验过程中老师的讲解和同学的帮助，我会继续努力学习理论知识，提高动手能力，为工作实践打下坚实的基础。

参考文献

[1]熊海泉等编《飞机飞行动力学》南京航空航天大学出版社1997

[2]张卫平、李国文编《风洞实验指导书》沈阳航空工业学院2007

[3]王铁成《空气动力学实验技术》航空工业出版社1997

[4]陈再新等编《空气动力学》航空工业出版社2002