研究生《流体力学实验》
三角翼气动特性实验指导书
班 级 姓 名
实验日期
指导教师北京航空航天大学流体力学研究所
一、实验目的
1. 了解和掌握风洞常规测量试验的基本方法，了解常规试验测量系统的组成，学习试验测量设备的使用方法，学习和了解实验过程中应注意的技术问题。
2. 了解和掌握不同后掠角和展弦比三角翼翼型随姿态角变化的气动力
特性物理变化规律，研究后掠角和展弦比对三角翼翼型气动力特性的影响。
3. 了解测力实验系统的组成和关键测量装置（例如，应变式天平、信号
放大器等）的基本工作原理。
二、基本原理
实验空气动力学是空气动力学的一个分支，是用实验方法研究飞行器及其它物体在与空气或其它气体作相对运动时的气动特性、运动规律和各种复杂物理现象。
实验空气动力学的主要任务是利用风洞进行模型实验，以发现和确认流动现象、探索和揭示流动机理、寻求和了解流动规律，并为飞行器提供优良气动布局和空气动力特性数据，为理论分析提供物理和数学模型。风洞实验所依据的基本理论是相对运动原理和相似理论。
相对运动原理：无论是物体以某一均匀速度在静止的流体中运动，还是流体以相同速度流经物体，两者之间的相互作用力恒等。
相似理论：论述物理现象相似的条件和相似现象的性质的学说。是模拟的理论基础。相似理论的重要课题是确定各种物理现象的相似准数。风洞试验就是研究实际飞行器的绕流现象与风洞中试验模型模拟的绕流现象的等效性和相似性，建立实验的相似准则，研究模拟试验与实际的物理现象的近似程度以及共同遵循的物理规律或数学规律。
风洞是进行空气动力学实验的一种主要设备，几乎绝大多数的空气动力学实验都在各种类型的风洞中进行。风洞的工作原理是使用动力装置在一个专门设计的管道内驱动一股可控气流，使其流过安置在实验段的静止模型，模拟实物在静止空气中的运动。实验段是风洞的中心部件，实验段流场应模拟真实流场，其气流品质如均匀度、稳定度（指参数随时间变化的情况）、湍流度等，应达到一定指标。
在风洞中进行的空气动力学实验大体上可分为测量和流动显示这两类既相互联系又有区别的实验方法。以确定被测量量值为主的实验，属测量类实验。用外加物质、注入能量或投射光束的方法显示出空气绕流模型的整个图形，属于流动显示类实验。测量和显示两类实验具有十分密切的联系，不宜将其划分为两类孤立的实验。由流动显示所获得的图形有助于全面了解绕流流场物理特性，可直观的理解流动机理，可帮助分析定量测量的结果，有助于合理地选择飞行器的空气动力外形。许多情况下，测量和流动显示实验是同时进行的。
通常飞行器风洞实验的目的是通过缩比模型试验，测量飞行器全机或部件的空气动力载荷，观察飞行器表面和空间的流动状态，从而分析飞行器及其部件的空气动力性能，优化飞行器的气动布局。
风洞实验的种类很多，但是，最基本的试验是模型测力试验和表面压力测量试验。一般将测力和测压试验称之为常规试验，而将其它试验称之为特种试验。
三、实验设备和实验装置
3.1 实验风洞设备
北航D1低速风洞为全金属结构，风洞洞壁使用5mm 厚钢板卷曲焊
接完成。风洞共分为实验段、扩压段、回流段、稳定段、收缩段和动力段，见图1。
图1. 北航D1低速风洞结构示意图
风洞实验段截面呈椭圆，实验段进口处尺寸为1.02米×0.76米；出口处尺寸为1.07米×0.82米（考虑到开口时气流扩散的影响）。实验段长为
1.45米，在扩压段入口处改装一喇叭口，使气流进入扩压段时较为匀顺。扩压段连续由椭圆过渡到圆截面。扩压角约为5o 左右。稳定段内装有一排蜂窝器和两层纱网（纱网为20目/英寸，丝径为0.27mm ）。收缩段由圆截面连续过渡到椭圆截面。其收缩比为8.4，该收缩曲线是根据钱学森法，稍加修改后给出的。风洞四个拐角均安装有导流片。D1风洞长约16米，宽为6米，高为3米；风洞轴线离地1.45米。动力段内气流驱动风扇是采用桨叶+反扭导流片系统，桨叶直径 D=1900mm，桨毂比0.65，轮毂直径D b =1235mm，桨叶展长332.5mm ，桨叶数目14，反扭导流片数目11，风
扇系统总长度4744mm 。风洞风扇驱动电机为直流电机，采用可控硅控制供电，无级调速。直流电机：功率为41.4KW ；转速为1000转/分；230伏；180安。
D1低速风洞主要性能：
最大风速： 50米/秒（空风洞时）
紊流度：
能量比： 3.0
纵向静压梯度： 合乎一般要求
气流下偏角： 1o 左右
气流均匀度： 模型安装区内，速压不均匀度
3.2实验装置
实验装置包括模型试验机构、气动力测量和数据处理系统
模型试验机构，见图2。
模型试验机构主要由变攻角/侧滑角机构组成。变攻角/侧滑角机构均为蜗轮蜗杆齿轮传动机构，两机构均由交
流伺服电机驱动。模型支架安装于攻
角机构弧形弯刀涡轮导轨上，可随该
攻角运动机构实现-15º~30º角度变
化。蜗轮蜗杆减速器具有自锁功能，
保证机构在电机去电时不能转动。侧
滑角机构为涡轮回转工作台，整个攻
角机构及模型支架都安装在回转工
作台上，回转工作台转动时，整个机
构都随之转动，可满足侧滑角0°～
360°无极变化。
图2. 变攻角/侧滑角机构
攻角和侧滑角机构控制系统采用闭环控制方式。模型姿态控制系统
由一台工业控制计算机通过现场总线卡控制交流伺服单元。系统通过检测元件及传感器及总线通讯卡与伺服单元进行实时数字信号通讯，以完成模型姿态定位参数的给定，进而实现对攻角和侧滑角机构模型姿态的精确控制，同时完成数据采集、数据处理功能。
模型姿态角控制系统详细技术指标如下：
攻角运动范围：-150≤α≤300；
攻角控制精度：≤3¹；
攻角变化速度：200～50/秒；
侧滑角运动范围：360º；
侧滑角控制精度：≤3¹；
测滑角变化速度：20～50/秒；
风洞实验气动力测量和数据处理系统
该系统由应变天平、低通滤波放大器、模数转换器和工业控制计算机组成。见图3
图3，测力系统工作原理框图
六分量应变天平：是一种专用的测力传感器。用于测量作用在模型上的空气动力的大小。该天平能测量升力、阻力、侧力、俯仰力矩、偏航力矩和滚转力矩。它由应变片、弹性元件、天平体和一些附件组成。
应变天平是一种将机械量转变为电量输出的专用设备。它是运用位移测量原理，利用天平的变形来测量外力大小。将应变片贴在天平弹性元件上，弹性元件上的应变与外力大小成比例，应变片连接组成测量电桥，接入测量线路中，即可测出力的大小。应变天平在测量过程中的参量变化过程如下：
P →ε→∆R →∆U →∆V
其中：
P —天平弹性元件上承受的气动力。
ε—在气动力P 的作用下弹性元件上的应变。
∆R —贴在弹性元件上的应变片在弹性元件产生应变ε的情况下产生的电阻增量。
∆U —由应变片产生的电阻增量∆R 而引起的测量电桥产生的输出电压增量（mV ）。
∆V —检测仪器所指示的读数增量（V ）。
右下图为一六分量应变天平测量电桥示意图。图中标有号码处为粘贴有电阻应变片的天平元件。例如号码1、2、3、4为天平升力元件的四个电阻阻值相等的应变片，它们构成了一个全桥电路。当天平升力元件受载后，在电桥AC 端将会有电压信号∆U 输出，该信号∆U 将被引入信号增益放大器。
信号增益放大器是风洞试验数据采集
系统的基本设备之一。它主要用在模型测
力、测压试验中采集数据。试验时天平、
压力传感器等输出的mv 级信号，由放大
器放大到伏级送到A/D（模数转换器）转
换为数字量输入计算机，便于通用数据处
理系统处理。本放大器也可接收其它类型
的传感器输出电压信号，如加速度传感器、
位移传感器等的稳态信号。
放大器提供测力传感器电源。由于放大
器与供桥电源做在一起，可以很方便的构
成测量系统，并具有较强的抗干扰能力，免除多台设备容易引起的干扰问题，使系统工作可靠。
本放大器由高性能的集成运算放大器构成固定增益级和四阶低通有源滤波器级，有源滤波器的截止频率也固定。输出信号为0 — ±10伏的电压，可方便与其它数采系统配合使用。
放大器技术指标
a. 放大倍数：500,200,100,1, 手调五挡由跳线选择。
b. 带宽：0 — 10 Hz。
c. 输入阻抗：>20 MΩ。
d. 输出电压：0 —±10 伏。
e. 噪声：
f. 精度：非线性 ±0.08 % F.S. 增益误差
μv/℃
g. 天平电桥电源精度：±0.08%。
h.5伏，-5伏，8伏，-8伏四组独立电源，
可以据需要组合成多种供桥电压。
A/D模数转换数据采集板：由于计算机只能处理数字信号，而天平各分量的输出信号是模拟信号，因此须先用A/D模数转换数据采集板将天平输出的模拟信号转换成数字信号，方能由计算机对采集的信号数据进行处理。计算机：通过已有程序软件对试验模型的测力进行过程控制、数据采集和后处理。
四、实验模型
五、实验步骤：
1） 将实验模型安装于测力天平上。对试验模型做水平或垂直调整。将
模型的攻角α、侧滑角β分别调整为00角。
2） 检查各有关设备之间的连线是否连接正确。
3） 打开计算机，然后是放大器及天平电源。
4） 通过计算机测力系统软件检测天平各分量的信号输出值是否正常。
通常未加载时各分量信号输出值应小于0.6V 。
5） 测量并记录天平各分量初始数据（即，天平各分量静态数值）。
开启风洞（风洞开启步骤详见风洞操作规程）将风速调整为约xx 米/秒，侧滑角为β=00，改变攻角α，攻角变化范围α= x 0~xx0，攻角变化间隔为x 0。具体以实验任务书为准。（迎角机构的操作使用方法详见北航D1低速风洞模型姿态角机构控制系统操作规程）。或只改变风速，而不改变模型姿态。
6） 做模型测力实验。
六．实验时间及地点：
实验时间：2014年6月9日下午2点~6点
实验地点：北航D1风洞
七．实验结果分析讨论：
1、简述风洞实验原理和风洞测力系统的基本构成。
答：风洞实验的原理就是依据运动的相对性原理，将飞行器的模型或实物固定在地面人工环境中，人为制造气流流过，以此模拟空中各种复杂的飞行状态，获取实验数据。风洞测力系统由风洞、气动力测量系统和数据测量系统构成，其中气动力测量系统是由应变天平、低通滤波放大器、模数转换器和工业控制计算机组成。
2、根据测量数据结果绘出相应的参数变化关系曲线。
实验测得的参数主要有阻力系数、升力系数、侧向力系数以及俯仰力矩系数等等，由于实验中侧滑角始终为0°，故侧向力系数的值仅因为电传的误差而产生一个非常微小的，且基本不变的值，这里就不再画出相应的曲线。从实验的数据中主要提取出阻力、升力系数和俯仰力矩系数。本人将实验用到的所有翼型的升力系数曲线绘到同一张图中，阻力和俯仰力矩系数也是如此，得到如下三幅曲线图，其中γ代表后掠角，s 代表40°未切角三角翼，c 代表40°切角三角翼。
1.41.21.00.80.6
C x
0.40.20.0-0.2-0.4
α
图7.1 不同后掠角三角翼阻力系数随迎角变化曲线
1.41.21.00.80.6
C y
0.40.20.0-0.2-0.4
α
图7.2 不同后掠角三角翼升力系数随迎角变化曲线
M z
α
图7.3 不同后掠角三角翼俯仰力矩系数随迎角变化曲线
3、给出模型气动特性随速度或姿态的变化规律。
从上图可以看出，虽然不同后掠角的三角翼其气动特性随迎角变化的规律不尽相同，但总体的趋势是相同的。
a. 阻力系数在小迎角时震荡较大，可能是测量仪器的误差造成。但随
着迎角的逐渐增大，所有翼型的阻力系数均呈现增大的状态，可见，随着迎角的增大，三角翼所受的阻力也在增大。
b. 升力系数一开始随着迎角的增大增大，但迎角增大到一定角度时，
升力系数突然开始下降。
c. 俯仰力矩系数随着迎角的增大，整体趋势是减小的。
4、由测力实验分析模型外形不同（展弦比、后掠角以及根稍比等）引起的气动特性差异的原因。
5. 三角翼前缘后掠角和展弦比大小对前缘涡升力的影响？
C y
α
从图中可以看出，一开始随着迎角的增大，各个翼型的升力系数都在增大，但增大到一定角度时，后掠角较小的三角翼的升力系数最先开始下降，即发生了失速现象。由此可以看出，在一定的范围内，三角翼后掠角越大，失速迎角越大。未切尖和切尖的三角翼的区别在于展弦比不同，从本次实验的数据看来，两中翼型升力系数基本相同，为切尖的三角翼相比切尖的升力系数略大一些。
6. 三角翼前缘后掠角和展弦比大小对俯仰力矩特性的影响？
M z
α
随着迎角的增大，俯仰力矩下降，在翼型失速后，俯仰力矩基本保持不变。大后掠翼的俯仰力矩较其他后掠翼较小。而切尖后的三角翼同未切尖的相比，俯仰力矩略大一些。
7. 三角翼前缘后掠角和展弦比大小对阻力特性的影响？
C x
α
从图中看出，当迎角较大时，后掠角大的翼型其阻力系数也较大，但40°
后掠角的两个翼型其阻力系数又大于后掠角45°和53°的翼型。由各类文献，本人得知，事实上后掠角越大，机翼阻力系数就越小，这个结论同实验结果相悖，各方面引起的误差都可能导致这样的结果。
参考文献：
[1] 刘谋佶、吕志咏、邓学蓥等《边条翼及漩涡分离流》北京航空航天
大学出版社，1988
[2] 《低速风洞试验》，国防工业出版社，2002
[3] 王铁城等，《空气动力学实验技术》，国防工业出版社，1986 [4] Mario lee and Chih-Ming Ho, 《Lift force of delta wings 》,Department of Aerospace Engineering,University of Southern California Los Angeles,California 90089-1191
研究生《流体力学实验》
三角翼气动特性实验指导书
班 级 姓 名
实验日期
指导教师北京航空航天大学流体力学研究所
一、实验目的
1. 了解和掌握风洞常规测量试验的基本方法，了解常规试验测量系统的组成，学习试验测量设备的使用方法，学习和了解实验过程中应注意的技术问题。
2. 了解和掌握不同后掠角和展弦比三角翼翼型随姿态角变化的气动力
特性物理变化规律，研究后掠角和展弦比对三角翼翼型气动力特性的影响。
3. 了解测力实验系统的组成和关键测量装置（例如，应变式天平、信号
放大器等）的基本工作原理。
二、基本原理
实验空气动力学是空气动力学的一个分支，是用实验方法研究飞行器及其它物体在与空气或其它气体作相对运动时的气动特性、运动规律和各种复杂物理现象。
实验空气动力学的主要任务是利用风洞进行模型实验，以发现和确认流动现象、探索和揭示流动机理、寻求和了解流动规律，并为飞行器提供优良气动布局和空气动力特性数据，为理论分析提供物理和数学模型。风洞实验所依据的基本理论是相对运动原理和相似理论。
相对运动原理：无论是物体以某一均匀速度在静止的流体中运动，还是流体以相同速度流经物体，两者之间的相互作用力恒等。
相似理论：论述物理现象相似的条件和相似现象的性质的学说。是模拟的理论基础。相似理论的重要课题是确定各种物理现象的相似准数。风洞试验就是研究实际飞行器的绕流现象与风洞中试验模型模拟的绕流现象的等效性和相似性，建立实验的相似准则，研究模拟试验与实际的物理现象的近似程度以及共同遵循的物理规律或数学规律。
风洞是进行空气动力学实验的一种主要设备，几乎绝大多数的空气动力学实验都在各种类型的风洞中进行。风洞的工作原理是使用动力装置在一个专门设计的管道内驱动一股可控气流，使其流过安置在实验段的静止模型，模拟实物在静止空气中的运动。实验段是风洞的中心部件，实验段流场应模拟真实流场，其气流品质如均匀度、稳定度（指参数随时间变化的情况）、湍流度等，应达到一定指标。
在风洞中进行的空气动力学实验大体上可分为测量和流动显示这两类既相互联系又有区别的实验方法。以确定被测量量值为主的实验，属测量类实验。用外加物质、注入能量或投射光束的方法显示出空气绕流模型的整个图形，属于流动显示类实验。测量和显示两类实验具有十分密切的联系，不宜将其划分为两类孤立的实验。由流动显示所获得的图形有助于全面了解绕流流场物理特性，可直观的理解流动机理，可帮助分析定量测量的结果，有助于合理地选择飞行器的空气动力外形。许多情况下，测量和流动显示实验是同时进行的。
通常飞行器风洞实验的目的是通过缩比模型试验，测量飞行器全机或部件的空气动力载荷，观察飞行器表面和空间的流动状态，从而分析飞行器及其部件的空气动力性能，优化飞行器的气动布局。
风洞实验的种类很多，但是，最基本的试验是模型测力试验和表面压力测量试验。一般将测力和测压试验称之为常规试验，而将其它试验称之为特种试验。
三、实验设备和实验装置
3.1 实验风洞设备
北航D1低速风洞为全金属结构，风洞洞壁使用5mm 厚钢板卷曲焊
接完成。风洞共分为实验段、扩压段、回流段、稳定段、收缩段和动力段，见图1。
图1. 北航D1低速风洞结构示意图
风洞实验段截面呈椭圆，实验段进口处尺寸为1.02米×0.76米；出口处尺寸为1.07米×0.82米（考虑到开口时气流扩散的影响）。实验段长为
1.45米，在扩压段入口处改装一喇叭口，使气流进入扩压段时较为匀顺。扩压段连续由椭圆过渡到圆截面。扩压角约为5o 左右。稳定段内装有一排蜂窝器和两层纱网（纱网为20目/英寸，丝径为0.27mm ）。收缩段由圆截面连续过渡到椭圆截面。其收缩比为8.4，该收缩曲线是根据钱学森法，稍加修改后给出的。风洞四个拐角均安装有导流片。D1风洞长约16米，宽为6米，高为3米；风洞轴线离地1.45米。动力段内气流驱动风扇是采用桨叶+反扭导流片系统，桨叶直径 D=1900mm，桨毂比0.65，轮毂直径D b =1235mm，桨叶展长332.5mm ，桨叶数目14，反扭导流片数目11，风
扇系统总长度4744mm 。风洞风扇驱动电机为直流电机，采用可控硅控制供电，无级调速。直流电机：功率为41.4KW ；转速为1000转/分；230伏；180安。
D1低速风洞主要性能：
最大风速： 50米/秒（空风洞时）
紊流度：
能量比： 3.0
纵向静压梯度： 合乎一般要求
气流下偏角： 1o 左右
气流均匀度： 模型安装区内，速压不均匀度
3.2实验装置
实验装置包括模型试验机构、气动力测量和数据处理系统
模型试验机构，见图2。
模型试验机构主要由变攻角/侧滑角机构组成。变攻角/侧滑角机构均为蜗轮蜗杆齿轮传动机构，两机构均由交
流伺服电机驱动。模型支架安装于攻
角机构弧形弯刀涡轮导轨上，可随该
攻角运动机构实现-15º~30º角度变
化。蜗轮蜗杆减速器具有自锁功能，
保证机构在电机去电时不能转动。侧
滑角机构为涡轮回转工作台，整个攻
角机构及模型支架都安装在回转工
作台上，回转工作台转动时，整个机
构都随之转动，可满足侧滑角0°～
360°无极变化。
图2. 变攻角/侧滑角机构
攻角和侧滑角机构控制系统采用闭环控制方式。模型姿态控制系统
由一台工业控制计算机通过现场总线卡控制交流伺服单元。系统通过检测元件及传感器及总线通讯卡与伺服单元进行实时数字信号通讯，以完成模型姿态定位参数的给定，进而实现对攻角和侧滑角机构模型姿态的精确控制，同时完成数据采集、数据处理功能。
模型姿态角控制系统详细技术指标如下：
攻角运动范围：-150≤α≤300；
攻角控制精度：≤3¹；
攻角变化速度：200～50/秒；
侧滑角运动范围：360º；
侧滑角控制精度：≤3¹；
测滑角变化速度：20～50/秒；
风洞实验气动力测量和数据处理系统
该系统由应变天平、低通滤波放大器、模数转换器和工业控制计算机组成。见图3
图3，测力系统工作原理框图
六分量应变天平：是一种专用的测力传感器。用于测量作用在模型上的空气动力的大小。该天平能测量升力、阻力、侧力、俯仰力矩、偏航力矩和滚转力矩。它由应变片、弹性元件、天平体和一些附件组成。
应变天平是一种将机械量转变为电量输出的专用设备。它是运用位移测量原理，利用天平的变形来测量外力大小。将应变片贴在天平弹性元件上，弹性元件上的应变与外力大小成比例，应变片连接组成测量电桥，接入测量线路中，即可测出力的大小。应变天平在测量过程中的参量变化过程如下：
P →ε→∆R →∆U →∆V
其中：
P —天平弹性元件上承受的气动力。
ε—在气动力P 的作用下弹性元件上的应变。
∆R —贴在弹性元件上的应变片在弹性元件产生应变ε的情况下产生的电阻增量。
∆U —由应变片产生的电阻增量∆R 而引起的测量电桥产生的输出电压增量（mV ）。
∆V —检测仪器所指示的读数增量（V ）。
右下图为一六分量应变天平测量电桥示意图。图中标有号码处为粘贴有电阻应变片的天平元件。例如号码1、2、3、4为天平升力元件的四个电阻阻值相等的应变片，它们构成了一个全桥电路。当天平升力元件受载后，在电桥AC 端将会有电压信号∆U 输出，该信号∆U 将被引入信号增益放大器。
信号增益放大器是风洞试验数据采集
系统的基本设备之一。它主要用在模型测
力、测压试验中采集数据。试验时天平、
压力传感器等输出的mv 级信号，由放大
器放大到伏级送到A/D（模数转换器）转
换为数字量输入计算机，便于通用数据处
理系统处理。本放大器也可接收其它类型
的传感器输出电压信号，如加速度传感器、
位移传感器等的稳态信号。
放大器提供测力传感器电源。由于放大
器与供桥电源做在一起，可以很方便的构
成测量系统，并具有较强的抗干扰能力，免除多台设备容易引起的干扰问题，使系统工作可靠。
本放大器由高性能的集成运算放大器构成固定增益级和四阶低通有源滤波器级，有源滤波器的截止频率也固定。输出信号为0 — ±10伏的电压，可方便与其它数采系统配合使用。
放大器技术指标
a. 放大倍数：500,200,100,1, 手调五挡由跳线选择。
b. 带宽：0 — 10 Hz。
c. 输入阻抗：>20 MΩ。
d. 输出电压：0 —±10 伏。
e. 噪声：
f. 精度：非线性 ±0.08 % F.S. 增益误差
μv/℃
g. 天平电桥电源精度：±0.08%。
h.5伏，-5伏，8伏，-8伏四组独立电源，
可以据需要组合成多种供桥电压。
A/D模数转换数据采集板：由于计算机只能处理数字信号，而天平各分量的输出信号是模拟信号，因此须先用A/D模数转换数据采集板将天平输出的模拟信号转换成数字信号，方能由计算机对采集的信号数据进行处理。计算机：通过已有程序软件对试验模型的测力进行过程控制、数据采集和后处理。
四、实验模型
五、实验步骤：
1） 将实验模型安装于测力天平上。对试验模型做水平或垂直调整。将
模型的攻角α、侧滑角β分别调整为00角。
2） 检查各有关设备之间的连线是否连接正确。
3） 打开计算机，然后是放大器及天平电源。
4） 通过计算机测力系统软件检测天平各分量的信号输出值是否正常。
通常未加载时各分量信号输出值应小于0.6V 。
5） 测量并记录天平各分量初始数据（即，天平各分量静态数值）。
开启风洞（风洞开启步骤详见风洞操作规程）将风速调整为约xx 米/秒，侧滑角为β=00，改变攻角α，攻角变化范围α= x 0~xx0，攻角变化间隔为x 0。具体以实验任务书为准。（迎角机构的操作使用方法详见北航D1低速风洞模型姿态角机构控制系统操作规程）。或只改变风速，而不改变模型姿态。
6） 做模型测力实验。
六．实验时间及地点：
实验时间：2014年6月9日下午2点~6点
实验地点：北航D1风洞
七．实验结果分析讨论：
1、简述风洞实验原理和风洞测力系统的基本构成。
答：风洞实验的原理就是依据运动的相对性原理，将飞行器的模型或实物固定在地面人工环境中，人为制造气流流过，以此模拟空中各种复杂的飞行状态，获取实验数据。风洞测力系统由风洞、气动力测量系统和数据测量系统构成，其中气动力测量系统是由应变天平、低通滤波放大器、模数转换器和工业控制计算机组成。
2、根据测量数据结果绘出相应的参数变化关系曲线。
实验测得的参数主要有阻力系数、升力系数、侧向力系数以及俯仰力矩系数等等，由于实验中侧滑角始终为0°，故侧向力系数的值仅因为电传的误差而产生一个非常微小的，且基本不变的值，这里就不再画出相应的曲线。从实验的数据中主要提取出阻力、升力系数和俯仰力矩系数。本人将实验用到的所有翼型的升力系数曲线绘到同一张图中，阻力和俯仰力矩系数也是如此，得到如下三幅曲线图，其中γ代表后掠角，s 代表40°未切角三角翼，c 代表40°切角三角翼。
1.41.21.00.80.6
C x
0.40.20.0-0.2-0.4
α
图7.1 不同后掠角三角翼阻力系数随迎角变化曲线
1.41.21.00.80.6
C y
0.40.20.0-0.2-0.4
α
图7.2 不同后掠角三角翼升力系数随迎角变化曲线
M z
α
图7.3 不同后掠角三角翼俯仰力矩系数随迎角变化曲线
3、给出模型气动特性随速度或姿态的变化规律。
从上图可以看出，虽然不同后掠角的三角翼其气动特性随迎角变化的规律不尽相同，但总体的趋势是相同的。
a. 阻力系数在小迎角时震荡较大，可能是测量仪器的误差造成。但随
着迎角的逐渐增大，所有翼型的阻力系数均呈现增大的状态，可见，随着迎角的增大，三角翼所受的阻力也在增大。
b. 升力系数一开始随着迎角的增大增大，但迎角增大到一定角度时，
升力系数突然开始下降。
c. 俯仰力矩系数随着迎角的增大，整体趋势是减小的。
4、由测力实验分析模型外形不同（展弦比、后掠角以及根稍比等）引起的气动特性差异的原因。
5. 三角翼前缘后掠角和展弦比大小对前缘涡升力的影响？
C y
α
从图中可以看出，一开始随着迎角的增大，各个翼型的升力系数都在增大，但增大到一定角度时，后掠角较小的三角翼的升力系数最先开始下降，即发生了失速现象。由此可以看出，在一定的范围内，三角翼后掠角越大，失速迎角越大。未切尖和切尖的三角翼的区别在于展弦比不同，从本次实验的数据看来，两中翼型升力系数基本相同，为切尖的三角翼相比切尖的升力系数略大一些。
6. 三角翼前缘后掠角和展弦比大小对俯仰力矩特性的影响？
M z
α
随着迎角的增大，俯仰力矩下降，在翼型失速后，俯仰力矩基本保持不变。大后掠翼的俯仰力矩较其他后掠翼较小。而切尖后的三角翼同未切尖的相比，俯仰力矩略大一些。
7. 三角翼前缘后掠角和展弦比大小对阻力特性的影响？
C x
α
从图中看出，当迎角较大时，后掠角大的翼型其阻力系数也较大，但40°
后掠角的两个翼型其阻力系数又大于后掠角45°和53°的翼型。由各类文献，本人得知，事实上后掠角越大，机翼阻力系数就越小，这个结论同实验结果相悖，各方面引起的误差都可能导致这样的结果。
参考文献：
[1] 刘谋佶、吕志咏、邓学蓥等《边条翼及漩涡分离流》北京航空航天
大学出版社，1988
[2] 《低速风洞试验》，国防工业出版社，2002
[3] 王铁城等，《空气动力学实验技术》，国防工业出版社，1986 [4] Mario lee and Chih-Ming Ho, 《Lift force of delta wings 》,Department of Aerospace Engineering,University of Southern California Los Angeles,California 90089-1191