南京航空航天大学实验空气动力学实验报告.docx

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南京航空航天大学实验空气动力学实验报告

南京航空航天大学

实验空气动力学

实验报告

班级学号姓名

1实

验一:

低速风洞全机模型测力实验-1-

1.1实验目的：

-1-

1.2实验设备：

-1-

1.3实验步骤：

-1-

1.4实验数据-2-

1.5数据处理3

1.6结果分析：

5

2实

验二：

天平实验观摩实验6

2.1塔式天平的原理图6

2.2各类天平的比较6

3实

验三：

风洞测绘实验7

3.10.75米低速开口回流风洞7

3.2二维低速闭口直流风洞7

3.3风洞主要部件的作用8

1・实验一:

低速风洞全机模型测力实验

1.1实验目的:

全机模型测力实验是测量作用在标准飞机模型上的空气动力和

力矩，为确定飞机气动特性提供原始数据。

本次实验仅作飞机模型纵

向实验，即实验时侧滑角=0°，改变迎角，测量Cl、Cd、Mz随迎角的变化规律。

1.2实验设备：

回流开口低速风洞（包括控制器）、六分量应变天平、皮托管、标准飞机模型、尾撑机构、信号放大器、信号采集器、数模转换器、计算机

（内含数据处理软件）、电源、攻角机构

1.3实验步骤:

1）安装模型，将标准飞机模型安装于测力天平上。

对模型做姿态调

整，将模型的迎角、侧滑角调整为0。

（实验前已做好）。

2）检查相尖设备之间的连线是否连接正确（实验前已做好）。

3）通过信号放大器显示屏检测各分量数据是否正常（实验前已做好）

4）开始测量，开启自动控制系统，开启风洞，记录数据

5）数据处理与分析

6）结果分析

1-4实验数据

弹性角（°）

a0）

X（kg）

Y（kg）

Z（kg）

Mx（kgm）

My（kg-m）

Mz（kg-m）

0.00

0.000

-0.001

0.000

-0.001

0.000

0.000

0.000

0.01

-5.000

0.097

-0.469

0.034

0.001

-0.002

0.020

0.01

-4.000

0.083

-0.376

0.026

0.001

-0.003

0.018

0.00

-3.000

0.067

-0.275

0.019

0.001

-0.002

0.017

0.00

-2.000

0.052

-0.178

0.010

0.000

-0.002

0.014

0.00

-1.000

0.036

-0.092

0.003

0.000

-0.002

0.012

0.00

0.000

0.018

-0.002

-0.003

0.000

-0.002

0.010

-0.01

1.000

0.004

0.084

-0.008

0.000

-0.001

0.008

-0.01

2.000

-0.017

0.176

-0.017

0.000

-0.001

0.006

-0.01

3.000

-0.035

0.275

-0.023

-0.001

-0.001

0.004

-0.01

4.000

-0.056

0.370

-0.030

-0.001

-0.001

0.002

-0.02

5.000

-0.079

0.468

-0.040

-0.001

0.000

0.000

-0.02

6.000

・0.101

0.561

-0.047

-0.001

0.000

-0.002

-0.02

7.000

-0.124

0.665

-0.055

-0.001

0.000

-0.004

-0.02

8.000

・0.148

0.766

-0.062

-0.001

0.001

-0.006

-0.03

9.000

・0.171

0.867

-0.069

-0.001

0.001

・0.009

-0.03

10.000

-0.192

0.963

-0.075

-0.002

0.001

-0.011

-0.03

11.000

-0.216

1.068

-0.084

-0.002

0.001

・0.013

-0.03

12.000

-0.240

1.171

-0.093

-0.002

0.001

・0.015

-0.04

13.000

-0.263

1.272

・0.101

-0.002

0.002

-0.016

-0.04

14.000

-0.287

1.370

-0.109

-0.002

0.001

・0.017

-0.04

15.000

-0.311

1.473

・0.115

-0.002

0.001

・0.019

-0.04

16.000

-0.337

1.579

-0.120

-0.003

0.001

-0.021

-0.05

17.000

-0.361

1.686

-0.125

-0.003

0.000

-0.022

-0.05

18.000

-0.383

1.793

-0.128

-0.002

-0.002

-0.024

-0.05

19.000

-0.407

1.898

・0.131

-0.002

-0.004

-0.024

-0.06

20.000

-0.431

2.006

-0.134

-0.003

-0.007

-0.025

-0.06

22.000

-0.469

2.186

-0.125

-0.006

-0.015

-0.025

-0.07

24.000

-0.469

2.266

-0.081

-0.016

-0.013

-0.016

模型参数

机翼参考面积（m2）

0.0576

平均气动弦长bA

0.1848

机翼展长L（m）

0.4156

模型重量（kq）

5

安装位置参数（模型参考中心到天平校心的距禺）

轴向X（m）

0.010

在前为正

法向丫（m）

0

在上为正

1.5数据处理：

测量得到的数据为飞机体轴系下的数据，要计算升力系数和阻力系数应该先把数据换算到风轴系下。

因为侧滑角始终为0°,所以体轴系到风轴系的转换公式如下：

Xw=Xb*cosa+Yb*sina（kg）

Yw=-Xb*sina+Yib*cosa（kg）

阻力D=Xw*g（N）升力L=Yw*g（N）g=9.8m/s2

下标w表示风轴系，下标b表示体轴系，因为弹性角很小，在此不进行迎角的修正。

因为模型参考中心与天平校心不重合，古要对俯仰力矩进行修正：

△Mzb=Yb*AXb=Yb*（-0.010）Mzw=Mzb+AMzb

升力系数CL=l_/（q*S）阻力系数CD=D/（q*S）

俯仰力矩系数Mz=Mzw*g/（q*S*L）L—机翼展长L=0.4156mq=0.5*R*V2R—空气密度（kg/m3）R=1.225kg/m3

=0.5*1.225*21.822V—气流速度（m/s）V=21.82m/s=291.619

（kg/（m*s2））S一机翼参考面积（m?

）S=0.0576m2处理后得到结果：

）

Cl

Cd

Mz

・5

-0.278

0.080

0.035

・4

-0.222

0.064

0.031

・3

-0.162

0.048

0.027

・2

-0.105

0.034

0.023

-1

・0.054

0.022

0.019

0

-0.001

0.011

0.014

1

0.049

0.003

0.010

2

0.102

-0.007

0.006

3

0.159

・0.012

0.001

4

0.213

-0.017

-0.003

5

0.268

-0.022

-0.006

6

0.320

-0.024

-0.011

7

0.376

-0.024

-0.015

8

0.430

-0.023

-0.020

9

0.484

-0.020

-0.024

10

0.534

-0.013

-0.029

11

0.588

-0.005

-0.033

12

0.639

0.005

-0.037

13

0.688

0.017

-0.040

14

0.735

0.031

-0.044

15

0.783

0.047

-0.048

16

0.831

0.065

-0.051

17

0.879

0.086

-0.055

18

0.926

0.110

-0.058

19

0.970

0.136

-0.061

20

1.014

0.164

-0.063

22

1.080

0.224

-0.065

24

1.097

0.288

-0.054

■——CL

CD

c=^-Mz

——线性

1-6结果分析：

161由Cl-a曲线图可知，在所测量攻角范围内升力系数随迎角增加尔增加，而且几乎是线性的，升力线斜率约为0.0516（1/°）。

当迎角达到20。

以上时斜率减小，但升力系数仍然在增加。

这是因为实验用的是大后掠、小展弦比的飞机模型，失速迎角非常大。

但该飞机模型的升力线斜率较小，这满足大后掠、小展弦比超音速飞机在低速飞行时的特点，该类飞机必须达到一定的速度才能获得足够的升力。

1,6.2Mz—a曲线图可知，俯仰力矩系数很小，且随迎角变化不大说明模型的参考中心很靠近全机焦点。

1.6.3由Cd—a曲线图可知，在一定迎角范围内阻力系数很小，且变化不大。

超过一定迎角，阻力系数随迎角增大而增大。

在迎角不大时飞机模型主要承受摩擦阻力，因为实验流速很小，所以摩擦阻力很小。

当迎角增大时，飞机模型在垂直于来流方向的竖直平面上的投影面积增大，所以压差阻力逐渐增大，成为主要阻力类型。

2.实验二：

天平实验观摩实验

2.1塔式天平的原理图

2.2各类天平的比较

天平

类别

结构特点

缺点

适用风洞

机械式

塔式天平

结构复杂，由模型支架，力矩和力分解系统，力矩和力传递系统，测量元件组成

支架干扰严重，测量精度低

低速

应变式

内式天平

测量各元件位于模型腔内，流场干扰小

机械加工的工艺要求咼

全域流场

盒式天平

盒式天平的刚度大，力矩和力分解合理，各个分量之间的干扰小

尺寸大

低速和风洞尺寸空间允许的条件下

3.实验三：

风洞测绘实验

3.10.75米低速开口回流风洞

风洞平面简图：

32二维低速闭口直流风洞

风洞真实图形:

风洞平面简图:

3.3风洞主要部件的作用

风洞主要段

作用

扩压段

使气流减速，动能转化为压力能，以减少气流能量损失，降低风洞需用功率

导流片

减少气流在拐角的流动分离和湍流度，改善流场品质等

蜂窝器和阻尼网

使上游的气流稳定，使漩涡衰减，减少湍流度

收缩段

使来流均匀的加速，改善流场品质，达到实验需要的流速等

实验段

模拟原型流场，进行空气动力学实验的地方