wl

对于高速气流，各截面气流密度不同，需 用下面公式计算翼型阻力
2 cx cx dy c wl
1 0.5 1 0.5 p p ) (1 ) 1 1 (1 p01 p p01 p01 cx ( ) ( ) 1 1 p 1 p0 p p (1 ) (1 ) p0 p0


根据国内外翼型测阻的经验，设计尾流排 管应注意一些问题： 尾排管不能离翼型太近，否则将导致对翼 型流动的干扰，改变了翼型压力分布，但 排管位置越靠后，尾迹区范围越大，所需 排管的尺寸越大。 排管的高度以能捕获整个翼型尾迹为原则， 在满足结构要求下尽量降低排管尺寸，减 弱对流场的干扰
洞壁对翼型实验的影响
翼型的阻力Q可以通过测量翼型尾流内的流场， 利用动量定理算出

具体方法为在模型上游安装 上一个风速管，取其总压为 来流总压，在模型下游处安 装了一个总压排管，测量模 型尾流的总压，以求得气流 流过翼型的总压损失。取图 中所示控制体，则翼型阻力 等于物体前、后两截面上的 气流动量变化率和这两截面 上压力差之和，即
这几种影响中边界层分离影响最为严重。 一般侧壁边界层的厚度比翼型边界层厚得多，当 翼型迎角较大时，翼型表面存在较大的逆压梯度， 它首先使翼型与侧壁边界层相交处气流分离，然 后沿展向传播，从而影响中间剖面的流动，破坏 翼型流动的二维性。超声速时，即使在小的迎角， 由于翼型上存在激波，超声速外流与侧壁边界层 的相互作用也会有斜激波发生，这都将导致大的 逆压梯度，引起侧壁边界层处气流分离。
（2）边界层主动流动控制

常用的边界层控制装置有抽吸和吹除边界 层两种类型
侧壁抽吸

该方法是在风洞的两侧壁适当位置镶嵌透气 网板或孔板，也可以在侧壁开缝，采用真空 泵抽吸边界层内的低能气体，使原有的边界 层变薄，防止其分离。抽气量估计合理、控 制得当就可避免抽气本身产生的扰动和畸变。


目前国内外风洞采用侧壁抽吸方法的较多。 有的是应用具有均布小孔的单层透气钢制孔 板作离散的抽气，还有在风洞实验段两侧壁 适当位置开缝抽吸边界层，采用何种装置对 实验结果的影响也不同。 由于实际侧壁边界层具有三维性，抽气速度 在垂直上下、壁方向上不应是均匀的，而应 从模型所在高度，向上、向下逐渐减小抽气 速度，或在抽气速度相同时采用变开孔率分 布
绍侧壁边界层干扰修正控制）


由于侧壁边界层对翼型实验数据有明显影响，特 别是当边界层分离时，实验数据是不可修正的 实验时采取相关措施来减少试验段侧壁边界层厚 度并防止边界层的分离，可用的措施有机翼根部 修形，加垫块，加端板（又称反射平板）及边界 层控制，前两种方法很少使用，下面简单介绍后 两种方法。


洞壁对实验数据的影响可以分为上下壁的干扰和 侧壁边界层干扰。 风洞上、下壁的几何形状了破坏了真实流动边界。
风洞上、下壁干扰修正


洞壁干扰是影响风洞试验数据精准度的一个重要 因素，对于翼型风洞实验对此更加敏感 主要从两方面来减弱洞壁干扰：
缩小模型尺寸或增大风洞尺寸
采用自适应风洞壁（自动调节匹配自由远场流线 形状）但是设计复杂，高精度的壁面测量速度的设备研制难度大

cN (c pl c pu )dx
0
1
cA
yum
ylm
(c pB c pA )dy

为确保二元翼型实验的精确度， 一般都用 测压的方法测量冀型的气动特性，即测量 翼型表面的压力分布以确定翼型的升力和 力矩特性
cL cN cos cA sin
测量翼型阻力

谢谢大家！
NACA0012翼型抽吸实验


当Ma=0.5，a=4，随着抽气压力的增加， 翼面压力分布的形态未发生变化，只改变 了压力分布的数值，侧壁边界层的作用相 当于降低了来流马赫数 当Ma=0.77，a=2，抽气压力的变化不 仅改变了翼面压力分布的数值，而且改变 了压力分布曲线的形态和激波位置
不同抽吸压力弦向压力分布分析

在不抽气的情况下，侧壁边界层对翼型压 力分布有严重影响。这种影响主要是由于 侧壁边界层分离使整个流场变成三元流动， 而抽气能有效地消除侧壁分离，明显改善 流动的二元性
侧壁吹除

该方法通常是在试验段模型区适当位置， 在 两侧壁开吹气缝，引入高压气体，沿壁面吹 出一股切向的、压力可调的均匀薄射流，使 边界层靠近壁面的部分气流加速，从而使流 经风洞沿程所形成的较厚边界层减薄。

ห้องสมุดไป่ตู้
天平直接测力实验较麻烦，且不易得到高 精确度的实验数据，故目前广泛采用测翼 型压力分布（同时测量尾流流场）的方法 来得到翼型的气动特性。
间接测气动力方法


为了尽量保证翼型压力分布测量的二元性， 在模型的对称中心剖面开凿测压孔，测量 该剖面的压力分布，作为翼型的压力分布， 模型表面压力分布实验所测压力 通常以无量纲的压力系数来表示
pi p cp 2 0.5V

积分翼型表面压力分布即可得到作用在翼 型上的总的法向力和轴向力，即
N pdx pu dx pl dx ( pu pl )dx
0 c 0
c
0
c
A pdy ( pB pA )dy
ylm
yum
其中为翼型弦长，下标为和分别表示翼型 上、下表面，和分别表示翼型上、下表面 最大纵坐标值，下标和分别表示翼型最大 厚度之前和最大厚度之后 那么法向力系数和轴向力系数可写成
实验原理

忽略洞壁及其粘性的影响，无侧滑角时横截 面相同的直机翼上各剖面的流动情况是完全 一样，具有二维流动特性，适合用于翼型风 洞实验。
实验方法

翼型模型可在二元试验段也可以在三元试 验段中做实验，在二元试验段中做实验， 模型横放在试验段内支撑于两侧壁。翼型 在三元试验段中做 实验，模型可以 横放，支撑于两 侧壁；也可以竖 直放，支撑于上、下壁。
侧壁边界层干扰修正

1979年R.W.Barnwell基于相似律提出了 亚声速侧壁边界层修正方法，后来 W.G.Sweall将此方法推广到跨声速，公 式如下：

A.V.Murthy 提出一种新的修正侧壁边界层影响 的方法。该方法基于边界层的存在改变了气流流 过翼型的通道面积，从而改变了来流的有效Ma 数，故需对来留Ma数及其对应的和做修正。 Murthy的修正公示如下：


Muthy的修正公式比Barnwell-Sewall公式更为 简单，当接近音速时，两种修正方法所得结果十 分一致 用上述方法做翼型模型侧壁修正时，通常与上下 壁洞壁干扰联合修正，称之为四壁修正。可以先 修正上下壁的洞壁干扰，将其修正后的参数作为 风洞测量参数带入公式，再做边界层修正；也可 以先做边界层修正，将修正后的数据输入洞壁干 扰的修正公式中，再做洞壁干扰修正。
dQ ( p p)dy v1 (v v1 )dy

对于低速风洞，各截面气流密度近似不变 化，阻力系数
p01 p 2 p01 p cx (1 )dy c wl p0 p p0 p
p 其中 c为翼型弦长，0 和 p分别为来流的总压和静 wl 压，p01 和 p 分别为尾迹区的总压和平均静压， 为 积分范围即尾迹区。
（1）加端板

为了消除边界层的影响可在试验段内加端 板。端板有两类：上下不抵洞壁的端板和 上下抵到洞壁的端板。前种端板无法避免 上下翼面的三元效应，后种端板将风洞隔 成了三个通道并相互影响。
端板安装示意图

这两种形式的端板上仍存在边界层，虽然 它比试验段侧壁的边界层厚度薄得多，但 仍未彻底解决边界层的影响问题。故加端 板的方法不如边界层主动控制方法使用广 泛。
实验结果及其飞行数据的比较

由图知：无论是三元风洞或飞行测量的三元 机翼剖面的前缘吸力峰值和上表面后缘压力 恢复都明显比二元翼型的药膏；由压力分布 积分得到的翼型升力系数，在相同迎角，三 元机翼剖面的升力系数要不二元翼型的小； 将二元的升力系数做三元效应修正，修正后 的结果与三元风洞和飞行数据的一致性较好
侧壁边界层干扰
主要表现以下三个方面：



侧壁湍流边界层扰动沿翼型展向扩展，翼型到翼 型中心面； 边界层内环量变化所引起的尾涡对中心测量剖面 产生的诱导速度和诱导迎角； 模型与洞壁连接处的边界层分离的影响。
侧壁边界层对实验数据的影响
研究表明：
当亚声速时，翼 型的法向力系数 降低，轴向力系 数增加；当超声 速时，使翼面激 波位置前移，阻 力发散马赫数增 加
翼型风洞试验
XX XX
实验综述

测量翼型表面的压力分布、升力、阻力、 力矩、激波位置以及临界马赫数等来研究 气动特性，翼型实验可以在专门的二元风 洞（或二元试验段）中进行，也可以在三 元试验段中进行。二元试验段横截面积一 定，高度增加可以减小上下洞壁对绕模型 流动的干扰，也可以增加模型的弦长，提 高模型的弦长，提高实验数，但与此同时 也增加了试验段侧壁边界层的影响。

通常低速翼型实验将II-II截面取在翼型后 缘之后0.5-1.0倍弦长处，该处的尾流内 的静压已为常值。实验时，用小型的总 压 p01 ，用静压管测出尾流内的静压 p ， 同时测出来流的 p0 和 p ，就可以通过上 面的式子用数值积分的方法算出翼型的阻 力系数 cx 。

由此可以看出，翼型阻力测量的精确度主 要取决于尾排管测量精度，特别是跨音速， 翼型出现激波与边界层的干扰，影响很大， 必须精心设计和放置排管。
安装示意图
测力手段


风洞翼型实验研究气动特性时，有两种途径： （1）用天平直接测量翼型的气动力；（2）通 过测翼型表面压力分布及尾迹流场推导出升力、 阻力和力矩。 直接测量翼型的气动力时，为了避免风洞侧壁边 界层的影响，只有翼型的中段与天平连接，两端 为非测量区，测量段与非测量段必须分开，没有 力的传递，两段之间又必须保持密封。此外，当 模型改变迎角时，两段还必须协调转动，不能有 剪刀差