1、 沈陽航空航天大學 飛行器設計與工程專業綜合實驗SHFD低速風洞全機模型氣動力和力矩測量試驗報告院 系： 專 業：飛行器設計與工程班 級： 學 號： 姓 名： 風洞試驗任務書姓名： 班級： 2 學號： 指導教師： 完成日期： 2015年9月20日實驗小組：第二組組長：（學號：）小組成員：姓名學號 試驗任務表實驗風洞：SHFD 時間：2014.8.312015.9.20試驗類型試驗狀態備注DSBM-01標模測力試 驗縱向試驗b=00：a=-40120 ; Da=20b=00：a=120320;Da=40試驗風速V=27m/s橫向實驗a=40：b=-160160； Db=40a=80：b=-160

2、160； Db=40 摘要本次試驗采用SHFD低速閉口回流風洞對DBM-01標準模型在不同迎角及側滑角下受升力，阻力，側力，俯仰力矩，滾轉力矩，偏航力矩變化情況進行了測量，對SHFD低速風洞進行了詳細的介紹，包括風洞的動力系統、控制和數據采集系統等。最后根據模型所受各力隨迎角變化情況應用tecplot軟件繪制出Cy-，Cy-Cx，Mz-Cy，Cz-，Mx-，My-曲線。 關鍵詞 DBM-01標模 測力實驗 SHED風洞 tecplot 目錄第一章 實驗名稱與要求 .11.1 實驗名稱.11.2 實驗要求.1第二章 實驗設備.12.1風洞主要幾何參數.12.2流場主要技術指標.22.3 控制與數

3、據采集系統.22.4 風洞動力系統.22.5 DBM-01標準模型.2第三章 風洞實驗原理.43.1相對性原理和相似準則.43.2主要測量過程.4第四章 實驗方法及步驟.64.1 了解風洞組成及開車程序.64.2 制定試驗計劃.64.3 模型及天平準備.6 4.4 實驗步驟. 8第五章 實驗數據處理與分析.95.1干擾修正計算.95.2實驗結果分析.11 結論.21參考文獻.22 第一章 實驗名稱與要求1.1 實驗名稱 全機模型氣動力和力矩測量1.2 實驗要求通過低速風洞常規測力試驗，深化對空氣動力學理論的理解，初步掌握空氣動力低速風洞試驗技術：常規測力實驗設備的使用，了解使用工業控制機對風洞

4、風速和模型姿態角控制和信號采集及處理的基本方法。了解風洞試驗數據的修正和處理方法，熟悉低速風洞標模的氣動力特性規律和分析方法，初步掌握實驗數據曲線的繪制軟件的應用，為飛行器設計和空氣動力學深入研究奠定。第2章 實驗設備本試驗采用沈陽航空工業學院SHFD低速閉口回流風洞（見圖1）：2.1風洞主要幾何參數風洞試驗段：閉口寬×高×長 = 1.2m×1.0m×3m，四角切角。風洞收縮段：長1m，收縮比n = 8。圖1 SHFD低速閉口回流式風洞輪廓圖風洞穩定段：圓形，截面尺寸直徑4m，總長2m。蜂窩器為正六角形孔，對邊距20mm，深300mm。阻尼網共6層，20

5、目。2.2風洞動力系統變頻器驅動三項異步交流電機帶動螺旋槳工作。變頻器功率75kW；電機為四極，功率75kW。槳葉翼型為RAF-D, -E，共6葉。2.3控制和數據采集系統風洞的控制系統是由計工業控制計算機（研華610H）、風速傳感器（DCXL-10D）和變頻器（SPF-75）組成，用VB語言開發的控制程序，對風速進行閉環控制，風速的控制精度為±0.2m/s。模型姿態控制由計算機、步進電機驅動器（BQH-300Y）和步進電機（110BF003）分別帶動模型支撐系統（尾撐和腹撐）做垂直面內轉動（稱為迎角）。迎角轉動范圍為-15°+25°，側滑角由轉盤渦輪蝸桿手動控制

6、，轉動范圍為-180°+180°。由旋轉編碼器實施測量轉動角度。數據采集系統是通過數據采集處理程序驅動，將桿式應變天平受力（或力矩）變形感應到的電壓變化信號和壓力傳感器輸出的電壓信號，通過信號調理器（XL 2102E）及高精度穩壓電源（XL 2101）對信號進行濾波、放大后，送入12位數據采集卡（PCL818L）變為數字量，進入計算機中央處理器處理。2.4 風洞流場技術指標 表1 SHFD風洞流場的主要技術指標流場技術參數指標備注最大速度Vmax （m/s）50 實驗中單位全部采用ISO國際標準單位制最小穩定速度Vmin （m/s）5軸向靜壓梯度|dCp/dx| （1/m）

7、0.005場系數i0.0045平均氣流偏角|0.5°平均氣流偏角|0.5°時間穩定性0.005湍流度0.142.5 DBM-01標準模型 試驗模型采用DBM-01標模，模型全鋼制造，比例1:3。該模型是國際、國內通用的低速風洞標準模型，具有氣動力在較大雷偌數范圍內變化不敏感的優良特性，有國內外多個風洞的試驗數據可作比較參考。主要參數見表2：表2： DBM-01標準模型參數表機 翼機 身展弦比3.0長0.6096 m梢跟比0最大直徑0.0508 m翼型NACA0003.5-63長細比12面積0.0413 m2平 尾平均氣動力弦0.1565 m面積0.0090 m2展長0.35

8、19 m翼型NACA0004-64全機力矩參考中心0.375bA平尾尾臂（平尾到力矩參考中心距離）0.2347 m 第三章 風洞實驗原理3.1 相對性原理和相似準則用模型在風洞中進行試驗來模擬飛行器在空中的真實飛行應滿足相對性原理和相似準則。相對性原理即：在初始條件、物性條件和邊界條件相同的情況下，物體在流體中運動所受的力與物體不動而流體以相同速度（大小和方向）相對物體運動時物體所受的力相同。相似性準則即：對于流體動力學實驗來說，只要滿足模型與真實飛機是幾何相似、運動相似、動力相似和熱相似的，則兩個流場相似。對于低速流動來說，主要相似參數有：代表粘性影響的雷諾數： ；代表壓縮性影響的馬赫數:

9、Ma= V/a；表示流體壓力與慣性力之比歐拉數; ; 物體上的力與慣性力之比 牛頓數如果繞模型流動與繞實物流動的相似參數相等，那么兩者壓力系數相同，力系數相同。試驗時，讓風洞的流場滿足主要影響的相似準則，對不滿足的相似參數進行修正來保證實現模擬，這樣就可以把風洞中模型的力和壓力用系數的形式用到真實的物體上。3.2 主要測量過程通過調節可控制轉速的電機帶動螺旋槳產生所需的風速流過支撐在風洞中與真實物體幾何相似的模型，用應變天平測量模型所受的6個力分量，再經過數據處理得到空氣動力系數。過程如下：（1） 在無風速V = 0時，采集模型在各個姿態下的各單元的初始記錄。如：阻力、升力和俯仰力矩單元的零讀

10、數x0，y0和Mz0（mV）。（2） 風洞開車，改變模型姿態，在試驗風速下V = VI時，采集記錄阻力、升力和俯仰力矩單元的讀數xi，yi和Mzi（mV）。（3） 用對應的試驗值減去初始值: 其中，Kx，Kxy，KMz為天平校準系數，單位為N/mV和N·m/mV，由天平校準時給出。（4） 對采集的數據進行風洞流場的各種修正，得到各分量的氣動力系數：縱向的升力系數Cy，阻力系數Cx和俯仰力矩系數mz，橫向的側力系數Cz，滾 轉力矩系數mx和偏航力矩系數my。以及各分量的氣動導數和氣動力特征參數。 其中：q為實驗速壓，；pa為當天當地大氣壓（Pa），T為風洞內空氣溫度（K），R為空氣氣體

11、常數，取287.05 J/(kg·K)；s為機翼面積（m2）；bA為機翼平均氣動弦（m）；L為機翼翼展。（5） 存儲和輸出：按使用需要進行試驗數據的顯示、輸出。一般縱向數據按風軸輸出，橫向數據按體軸系輸出。第四章 實驗方法及步驟4.1 了解風洞組成及開車程序 了解風洞各部分構造及主要功能。 了解風洞控制主電源開關的使用。 了解變頻器開啟和停車步驟；變頻器的遠程控制開關位置；變頻器工作時的安全注意事項。 了解計算機測控及數據采集程序，熟悉開車過程、改變模型角度的控制方法和調速方法。 應急停車按鈕的正確使用方法。4.2 制訂試驗計劃 根據試驗任務書編寫試驗運轉計劃、確定小組人員分工；試驗

12、風速可取V = 27m/s縱向試驗：側滑角 = 0°，改變模型迎角，測量模型的升力、阻力和俯仰力矩，取模型迎角變化范圍為-4°12°，變化間隔 =2°120320，變化間隔 =4°。大迎角試驗中間要更換支桿；橫向試驗：在迎角 = 4°、8°時，改變側滑角測量模型的側力、偏航力矩和滾轉力矩，取側滑角變化范圍為-16°16°，變化間隔 =4°； 測量試驗室當天的大氣壓強、溫度，計算試驗雷偌數Re和速壓q； 計算風洞流場及模型各項干擾的修正參數（參照課程大作業）。4.3 模型及天平準備 進入試驗段內，

13、將轉盤上后部的小蓋板拆下。用計算機（或控制臺）將角調到-5°，安裝彎刀支架和支桿。 將24六分力桿式應變天平從天平盒中取出，在風洞中先把天平信號線導引穿過支桿孔，然后用雙向鎖緊螺母將天平緊固在支桿上（天平后鍵槽向下）。將從支桿孔穿出的天平信號線露出的部分用鋁箔或細銅網包裹屏蔽，然后沿著彎刀后面的槽導出到風洞外的接線板上（用膠帶輔助定位），按各元標號正確焊接。連接信號調理器和穩壓電源，并通電預熱30分鐘以上。（此項由指導教師進行，注意：應非常小心，避免磕碰天平和折斷天平信號線） 用手對天平加以適當的載荷，從信號調理器讀數檢查天平各元輸出信號符號是否正確，判斷連線是否正確。在天平前端螺紋

14、孔擰入一螺栓，并在螺栓上以柔軟細索懸吊不大于10kg砝碼或重物（注意：應輕輕加載，避免對天平的沖擊力），從信號調理器讀數檢查天平Z方向力元輸出信號是否為零。否則，松開雙向鎖緊螺母，微量旋轉天平調整并重新鎖緊后再次檢查。檢查完畢后拆去螺栓。 將模型小心地從箱中取出，拆下頭錐。將模型安裝在天平上（面向天平看時，天平前鍵槽在右側），用螺栓緊固（注意，擰緊力矩不應太大，并用手扶住模型兩翼，不使天平受到過大力矩），然后裝上頭錐。模型安裝見圖2。圖2. 三元模型安裝示意圖圖3. 模型安裝示意圖4.4 實驗步驟 啟動風洞控制和數據采集計算機程序，輸入模型參數和洞壁干擾修正因子值； 按試驗運轉計劃，輸入當天的

15、大氣參數、試驗迎角變化范圍、變化間隔角度值和實驗風速； 測零讀數和各試驗角度的靜矩mz0值； 狀態檢查，準備開車； 點擊程序開車和測量指令，啟動風洞并進入程序控制和測量，直到實驗完成，程序自動停車； 調出實驗數據并顯示曲線，進行初步分析。如結果正確，將迎角調至下一個試驗的初始角度。如進行橫向試驗，則固定迎角，以手動方式改變側滑角，重復實驗； 每種狀態做7次重復試驗，以進行誤差分析。全部試驗完成后，退出計算機程序； 檢查風洞洞體、模型及天平和測試系統、關閉電源。 第五章 實驗數據處理與分析5.1干擾修正計算5.1.1計算雷諾數用大氣壓力計測實驗室的大氣壓強 p=101.5KPa 用溫度計測實驗室

16、的大氣溫度 T=25計算密度 r= 1.227 kg/m3計算速壓 q=1/2rv2= 447.24Pa由，室溫下，=1.84251× 且=27m/s，模型機身最大直徑L=0.0508m。所以=0.91345.1.2數據修正實驗給定的風速27m/s，實驗旋成體機身最大直徑為D=0.0508m， 用大氣壓力計測實驗室的大氣壓強 p=101.5KPa，用溫度計測實驗室的大氣溫度T=25，密度r= 1.227 kg/m3，速壓q=1/2rv2= 447.24Pa，雷諾數=0.9134以及2.5節中所給出的數以及指導書中的公式計算如下：（1）洞壁阻塞效應修正固體阻塞系數 =0.84洞壁阻塞修

17、正系數 （2）軸向靜壓梯度影響修正形狀因子 =1.005形狀因子 =0.8875機身體積=0.45×機身長度× =0.45×0.6096×=0.7079×機翼體積=0.7×平均弦長×平均最大厚度×翼展 =0.7×0.1565×0.035×0.1565×0.3519=0.2413× 機翼水平浮力修正量 機身水平浮力修正量（3）三維閉口風洞尾流阻塞修正系數尾流阻塞修正系數 =阻塞修正系數 （4）洞壁升力效應修正有效翼展 尾翼區下洗修正 洞壁誘導速度沿翼弦方向變化的修正系

18、數 修正因子 迎角修正量 阻力系數修正量 尾翼區下洗修正 5.2實驗結果分析5.2.1測力數據及曲線此次實驗是在風速27m/s，雷諾數Re=0.914x105，大氣壓p=101,5Pa，溫度t=25，空氣密度r= 1.227 kg/m3，速壓q=447.24Pa下進行的。其中縱向實驗迎角變化是=-4°32°，橫向實驗=4°，=-16°16°；=8°，=-16°16°。其中橫向實驗為提高精度做了7次重復實驗。7次實驗的實驗的數據如下表所示：表1：第1次實驗數據 表2：第2次實驗數據 表3：第3次實驗數據表4：第4次實

19、驗數據表5：第5次實驗數據表6：第6次實驗數據表:7：第7次實驗數據橫向實驗的實驗數據如下表所示：表8：橫向實驗數據表格（=4）表9：橫向實驗數據表格（=8）根據各次的實驗數據利用tecplot軟件畫出Cy曲線，CyCx曲線， MzCy曲線，Cz曲線，Mx曲線，以及My曲線，結果如下圖：圖5.2.1 Cy曲線圖5.2.2 CyCx曲線圖5.2.3 MzCy曲線圖5.2.4 Cz曲線圖5.2.5 Mx曲線圖5.2.6 My曲線根據實驗數據得到的氣動力參數與標模參數如下表所示：表10：氣動力特征參數表（縱向）表11：氣動力特征參數表（=4）表12：氣動力特征參數表（=8）縱向7次實驗數據的標準差如

20、下表所示：表14：縱向實驗標準差計算表格CyCxMzCzMyMx-40.007430.002560.001220.005490.000880.00051-20.0121820.0046090.0053540.0202980.0018230.00143700.0201560.0055510.0082860.0232930.0023030.00199620.0106410.004970.0041930.0162210.0020780.00158240.0227160.0091980.0094260.027040.0020870.00265460.0133550.007210.0084780.024

21、580.0019670.00244580.0207110.0112160.0078990.0248110.0023090.002481100.015360.010590.005520.02570.002490.00307120.0218970.0078640.0053160.0244270.0017150.002844160.0177140.008330.0061520.0247270.0012620.002403200.0137460.0106820.0082910.0207260.0012580.002695240.0192910.0152940.0077250.0214890.0011760.002954280.0182610.0161170.0076860.0316480.0010120.003971320.013760.014110.006620.02730.0009180.003514分析：在縱向實驗中，曲線雖都能體現去正確的趨勢，但是卻和標模數據的曲線有相對較大的偏差，例如升力系數與迎角的曲線與坐標軸的交點，即零升迎角的數值與真實值有一定的偏差，升力系數與阻力系數的曲線（即極曲線）與橫坐標的交點也和真實的結果有偏差，產生的原因就是在試驗中產生了一些誤差，例如，迎角的測量值與實際有偏差，測量