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专利名称：一种基于动量原理的风洞试验方法
技术领域：
本发明涉及风洞试验技术领域，具体是ー种基于动量法原理的气动性能风洞试验技木。
背景技术：
目前风洞翼型试验通常采用基于动量原 理翼型升力和阻力測量方法(见王铁城等编《空气动力学试验技木》，国防エ业出版社，1986年4月 第一版第六章第6. 5节)。该方法在进行风洞翼型模型试验时基于动量原理，通过测量与模型对应的风洞上、下壁面压カ，按照公式(I)积分上、下壁面压カ求得翼型模型所受的升力和升力系数；使用尾迹总、静压测量排管测量翼型模型后缘一定距离处的尾迹流动总、静压按照公式(2)求得翼型模型的阻力和阻力系数。
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jL·式中，cy，Cx和Cp分别为翼型升力系数、阻力系数和表面压カ系数，c为翼型模型的弦长，Po，P wPcn和P1分别为来流总压、静压和尾迹流动总压、静压，P为流体密度，P为上、下壁面流体静压力，V 为来流的速度，X，y为流向和法向的直角坐标，下表U，I表示为上、下壁面的參数，积分限X1, X2为上、下壁面静压测量点的X向坐标范围，积分限Wl表示积分沿法向在流动尾迹区进行。但是，该方法存在以下问题(1)測量上、下壁面压カ计算升カ时由于上、下壁面压カ测量点只能在翼型模型上游和下游有限洞壁上布置，从而引起升力和升力系数结果误差，须按经验进行修正；(2)求取阻力时没有计及升力较大时造成的尾迹流动气流速度的偏斜；(3)该方法不能測量、求取翼型模型所受俯仰カ矩和俯仰カ矩系数。传统动量法风洞试验方法主要用于翼型模型风洞试验，通过测量与模型对应的风洞上、下壁面压カ，积分上、下壁面压カ求得翼型模型所受的升力和升力系数。使用尾迹总、静压测量排管测量翼型模型后缘一定距离处的尾迹流动总、静压求得翼型模型的阻力和阻力系数。当风洞试验时，翼型模型升力作用引起尾迹处气流方向偏离空风洞气流方向，且随升力増大这种尾迹气流偏斜会増大，这ー方面形成在模型前后较远处风洞上、下壁仍存在压カ差，使得传统方法求得的升力和升力系数存在误差，另ー方面使得尾迹速度矢量与空风洞气流方向存在角度，造成按照传统动量法阻力測量方法求取的阻カ也不准确。

发明内容
为克服现有技术中存在的须按经验对升力和升力系数结果进行修正、求取阻カ时没有计及升力较大时造成的尾迹流动气流速度的偏斜，以及不能測量、求取翼型模型所受俯仰カ矩和俯仰力矩系数的不足，本发明提出了ー种基于动量原理的风洞试验方法。本发明的具体过程包括以下步骤步骤1，确定风洞洞壁上的测压点；所述测压点分布在试验上壁和试验下壁的中心线上；在所述的试验上壁和试验下壁的中心线过翼型模型段上的测压点之间的间距为翼型模型弦长的3 8%，所述的试验上壁和试验下壁的中心线在过翼型模型段以外区域的测压点之间的间距为翼型模型弦长的8 13% ;步骤2，确定风洞试验段入口測量点和出口測量点；所述风洞试验段入口測量点和出ロ測量点分别位于该风洞试验段入ロ中心线和出ロ中心线上，并且所述风洞试验段入ロ測量点和出口測量点分别位于由所述试验上壁的中心线和试验下壁的中心线构成的垂直平面的两端，使得分别位于风洞试验段的试验上壁中心线、试验下壁中心线的测压点，与分别位于风洞试验段的入口中心线和风洞试验段出口中心线的测量点构成矩形的控制体的边线；所述位于风洞试验段入口的測量点和风洞试验段出口的測量点等间距分布；步骤3，将各测压点和測量点分别通过管路与测量仪器联通；步骤4，测试初始风速时不同迎角下的升力系数Cy、阻力系数Cx和俯仰力矩系数Cfflz ;具体过程是a.设置风洞的初始风速；风洞风速根据试验雷诺数确定；风洞风速的范围为10 90m/s，风洞的初始风速为lOm/s ；b.设置初始迎角；通过转盘将模型迎角调整至试验要求的初始值；启动风洞达到试验要求的风速，通过测量仪器测试设定风速下初始迎角时的各测压点的压カ和測量各测量点的压カ与速度；c.数据处理；通过下列公式对得到的初始迎角下各测压点的压カ和各測量点的压カ与速度进行处理，分别得到风洞风速V1时该初始迎角下升力系数Cy、阻力系数Cx和俯仰力矩系数Cniz ；
权利要求
1. ー种基于动量原理的风洞试验方法，其特征在于，具体过程是 步骤1，确定风洞洞壁上的测压点；所述测压点分布在试验上壁和试验下壁的中心线上；在所述的试验上壁和试验下壁的中心线过翼型模型段上的测压点之间的间距为翼型模型弦长的3 8%，所述的试验上壁和试验下壁的中心线在过翼型模型段以外区域的测压点之间的间距为翼型模型弦长的8 13% ; 步骤2，确定风洞试验段入口測量点和出口測量点；所述风洞试验段入口測量点和出ロ測量点分别位于该风洞试验段入口中心线和出口中心线上，并且所述风洞试验段入口测量点和出口測量点分别位于由所述试验上壁的中心线和试验下壁的中心线构成的垂直平面的两端，使得分别位于风洞试验段的试验上壁中心线、试验下壁中心线的测压点，与分别位于风洞试验段的入口中心线和风洞试验段出口中心线的测量点构成矩形的控制体的边线；所述位于风洞试验段入口的測量点和风洞试验段出口的測量点等间距分布； 步骤3，将各测压点和測量点分别通过管路与测量仪器联通； 步骤4，测试初始风速时不同迎角下的升力系数Cy、阻力系数Cx和俯仰力矩系数Cmz ;具体过程是 a.设置风洞的初始风速；风洞风速根据试验雷诺数确定；风洞风速的范围为10 90m/s，风洞的初始风速为lOm/s ； b.设置初始迎角；通过转盘将模型迎角调整至试验要求的初始值；启动风洞达到试验要求的风速，通过测量仪器测试设定风速下初始迎角时的各测压点的压カ和測量各測量点的压カ与速度； c.数据处理；通过下列公式对得到的初始迎角下各测压点的压カ和各測量点的压カ与速度进行处理，分别得到风洞风速V1时该初始迎角下升力系数Cy、阻力系数Cx和俯仰力矩系数Cniz ; ら=Γ (Cpl+ CmIvI -W2V2)-(4) C -r2\2^-(^-^-) + (c -C ) (5) し=Cち )f警ィ、，WfT(6) —I J^2Oi2 —W22)上·^ + ^￡2 Oz1V1X1 — W2 V2ろ)一·^ 式中，cy，Cx, Cfflz分别为翼型的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数；cp表示压カ系数，pmcr =TT^TT点Jロ·！:点、白勺力，流白勺#流白勺所述来流为沿X正方向的气流；C为翼型模型的弦长；x为风洞轴线方向，顺气流为正；y是当迎角为0°时翼型模型的法向；u, V为所述X方向与y方向的速度分量；所述U=Ucos Θ，所述V=-UsinQ，并且Θ为控制面上各点的ニ维合成速度与X轴的夹角，当气流向下翼面偏斜时Θ为正；U是风洞试验段的入口中心线和风洞试验段出口中心线上各点的ニ维合成速度，所述
全文摘要
本发明公开了一种基于动量原理的风洞试验方法。本发明基于动量原理求取风洞内气流中试验模型所受空气动力和力矩及其空气动力和力矩系数，在模型前后增加两个测量控制面，测量控制面和风洞洞壁构成完整的固定控制体。测量出该两个控制面上的流体密度、速度矢量和静压力及风洞壁上的静压力，按照动量原理和动量矩原理计算风洞内模型所受的力和力矩以及相应的力系数和力矩系数，而不必在支撑的末端安装气动力和气动力矩测量仪器。本发明提高了升力和阻力的动量法风洞试验测量精度，实现模型所受力矩测量和开展动量法三维风洞试验。
文档编号G01M9/00GK102749181SQ201210251010
公开日2012年10月24日 申请日期2012年7月19日 优先权日2012年7月19日
发明者杨新合, 焦予秦, 王龙, 肖春生, 邓磊, 高永卫 申请人:西北工业大学