SHFD低速风洞全机测力实验报告

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：专业：飞行器设计与工程班级：学号：姓名：沈阳航空航天大学风洞试验任务书姓名：班级：2学号：指导教师：完成日期：2015年9月20日实验小组：第二组组长：（学号：）小组成员：姓名学号试验任务表实验风洞：SHFD时间：2014.8.31~2015.9.20试验类型试验状态备注DSBM-01标模测力试验纵向试验=00：=-40~120;=20=00：=120~320;=40试验风速V=27m/s横向实验=40：=-160~160；=40=80：=-160~160；=40沈阳航空航天大学摘要本次试验采用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Cy-α，Cy-Cx，Mz-Cy，Cz-β，Mx-β，My-β曲线。。关键词DBM-01标模测力实验SHED风洞tecplot沈阳航空航天大学目录第一章实验名称与要求............................................................................................11.1实验名称.........................................................................................................11.2实验要求........................................................................................................1第二章实验设备..........................................................................................................12.1风洞主要几何参数..........................................................................................12.2流场主要技术指标..........................................................................................22.3控制与数据采集系统.....................................................................................22.4风洞动力系统.................................................................................................22.5DBM-01标准模型.............................................................................................2第三章风洞实验原理..................................................................................................43.1相对性原理和相似准则..................................................................................43.2主要测量过程..................................................................................................4第四章实验方法及步骤..............................................................................................64.1了解风洞组成及开车程序..............................................................................64.2制定试验计划..................................................................................................64.3模型及天平准备..............................................................................................64.4实验步骤........................................................................................................8第五章实验数据处理与分析......................................................................................95.1干扰修正计算...................................................................................................95.2实验结果分析..................................................................................................11结论..............................................................................................................................21参考文献......................................................................................................................22沈阳航空航天大学1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。沈阳航空航天大学2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。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。图1SHFD低速闭口回流式风洞轮廓图沈阳航空航天大学3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μi0.0045平均气流偏角|α|≤0.5°平均气流偏角|β|≤0.5°时间稳定性η0.005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2：DBM-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Ab41到力矩参考中心距离）0.2347m沈阳航空航天大学4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：VlRe；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;2EuVp;物体上的力与惯性力之比牛顿数22NelVF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:0xxKxix0yyKyiy0zizMzMMKMz………沈阳航空航天大学5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