低速翼型升阻特性实验台的设计与分析

孙建国，崔俊华，江善元

（1.海军航空工程学院 新装备培训中心，山东 烟台 264001；2.南京航空航天大学 航空宇航学院，南京 210016；3.南昌航空大学 航空与机电学院，南昌 330063）

0 引言

风洞在气动力研究和飞行器气动设计中一直起着非常重要的地位和作用，真正可靠的空气动力数据总是来自风洞实验[1]。而对于翼型实验，现在国内大多数都是在大型风洞中进行的，所需要的测试费用高昂[2]，一般在大型的课题研究中才进行这样的测试实验。

在教学实验中，采用大型风洞就明显不合适。国内个别实验研究机构虽然采用了德国引进的空气动力实验设备来做升阻特性的实验[3]，但其设备功能仍然不完善，其实验机翼的姿态调节变化靠角标尺放于风道内来调节和指示，对风道内的气流影响很大，而且这种风洞的价格也不菲，满足不了学生实验的要求。而对于CARDC 4 m×3 m 低速风洞采用的尾撑迎角机构[3]，此机构虽迎角变化范围大[2]，但是当偏航角较大时，机构的阻塞度增加，它没有对暴露在风洞气流中的天平支杆用风挡罩起来，影响了读数。

本文设计的微型实验风洞目的就是要在现有实验技术条件下，进一步改进设备的结构，完善其功能，自行设计了风洞天平、腹撑系统迎角机构等，并解决了一些关键的装配连接技术，可较大迎角地进行实验，且实验的重复性好，实验台的振动较小。因此本实验风洞不但用于教学，也可用于小型科研实验。

1 研究与设计

1.1 工作原理

该实验台的工作原理是通过风机提供原始气动力，经过稳定段（内设必要的整流装置，可以保证实验段的气流品质）、收缩段（作用是均匀加速气流，使其达到实验段需要的流速），流经实验段的翼型，通过腹撑系统迎角机构改变翼型迎角，利用设计的风洞天平，测出不同迎角情况下的升力、阻力。

1.2 试验段设计

1.2.1 试验段尺寸

实验台采用直流风洞，风洞试验段是尺寸为1200 mm×400 mm×340 mm的扁矩形截面，其截面宽大于高，有利于大展弦比飞机模型实验。

试验段壳体选用15 mm 厚的有机玻璃，为了提高试验段的密封效果，试验段的四周涂密封胶。同时壳体下表面开槽，使主支杆和尾支杆与迎角机构相连。

1.2.2 模型支撑方式

实验是为了测试模型的升力和阻力，要求能产生很大的升力，同时升阻比也较大，因此为了使实验的效果较好，制作了具有弯度较大的S 翼型。

模型通过支杆支撑在试验段中，因此支杆的设计是在保证强度和刚度的前提下使其阻力最小。支杆只有一部分是暴露在气流中，其余部分必须用风挡罩起来，以减小支杆阻力。

低速风洞有多种支撑方式，如三点式支撑、尾撑式支撑、双杆式支撑、转盘式支撑、翼尖支撑等。本实验台选用双支杆支撑，设计的平行四边形迎角机构，如图1所示。实验台由模型主支杆、尾支杆及迎角机构连杆组成平行四边形机构，前支杆OO′是平行四边形机构的机架，利用手柄使蜗轮转动，蜗轮转动时，固定在蜗轮上的连杆绕O′点转动，再经尾支杆使模型绕O点转动，实现改变模型迎角的目的。刻度盘固定在龙门架上，指针焊接在迎角机构蜗轮中心。这样迎角机构中迎角改变就显示在刻度盘上。

图1 模型腹撑系统迎角机构

1.2.3 风洞天平

为了更形象、更直观地给学生展示升阻特性的测试方法，本实验台设计为机械式天平[4-6]，如图2所示。

图2 机械式风洞天平

设计原理为：在风洞实验前，用配重使天平相对于O2处于平衡（即杆3 和杆4 处于水平）。

图2所示受力：

因此有：

故放在杆5 和杆8 下的数字测力计的读数分别就是阻力和升力。

1.3 稳定段的设计

常规低速风洞的收缩比C，是指稳定段截面积与试验段截面积之比。从国内外常规低速风洞的设计与使用经验来看，收缩比通常设计为C=7～10，但水力学的研究表明，只有当收缩段的收缩角（全角）大于10°，收缩比小于3的情况下，其流动经曲线收缩后才不会出现明显的分离，因此取C=3。

稳定段截面积=3×400×340=408 000 mm2，

稳定段直径取D=720 mm，

稳定段长度取L=400 mm。

为了保证试验段的气流品质达到国军标的要求，须在稳定段内设置必要的整流装置。

根据近年来国内外风洞蜂窝的设计和使用经验看，对标准的常规低速风洞的蜂窝器来讲，其长细比应设计成15 左右的六角形小孔薄壁蜂窝器。细15 mm，长度15×15 mm=225 mm，如图3所示。

图3 常见的蜂窝器及其压力损失系数

1.4 收缩曲线

采用维氏公式来设计收缩段，这种收缩段在入口部分，其收缩较快，在收缩段的出口部分则收缩较慢，而且其轴向速度分布不会出现“反跳”[1]，出口速度较均匀。故收缩曲线选用维氏曲线（见图4）。

图4 收缩段曲线

维氏公式[7]是在理想不可压轴对称流的情况下推出的，可由下式表示：

式中：R1为收缩段进口截面半径（m）；R2为收缩段出口截面半径（m）；R为轴向距离为x处的截面半径（m）；a=L为收缩段长度（m）。

1.5 扩散段设计

设计扩散段时，首要的任务是保证气流在通过扩散段时不产生分离。扩散段采用大扩散角θ=22°＜45°，当面积比为2 或4时，气流通过大角度扩散段将不会产生明显的分离。现取面积比为2。

入口面积：400×340=136 000 mm2；

出口面积：2×136 000=272 000 mm2；

扩散段的长度：L=440 mm。

该风洞是吹气式风洞，因此扩散段的另一个作用[8]：气流在通过扩散段后，其速度降至最低，将其动能尽量转化为接近外界大气压的压力能，以减少排气损失。

扩散段用紧定螺钉连接在木框上，木框和后支架连接。

1.6 风扇段的设计

风扇段设计主要包括：壳体截面积设计、壳体材料的选择、壳体的支撑形式、整流罩的设计及支撑、电机的选择与装卸。

1.6.1 风扇段截面积

风扇段截面积与试验段截面积之比，通常是在2:1 或3:1 之间。如果这个比值过大，那么，风扇前速度剖面分布可能产生不均的危险，而且风扇段的成本也将随其尺寸的增大而增加。如果这个比值过小，那么，为了保持合理的桨叶角，风扇来流速度将提高。

故选取面积比为3:1，所以，风扇段截面积为：400×340×3=408 000 mm2；

风扇段的截面半径：R=360 mm；

风扇段的长度为：L=1 500 mm。

1.6.2 风扇段壳体材料和壳体的支撑形式

壳体采用1.5 mm 厚的薄钢板滚成圆筒状，选用Q235。风扇段壳体用前支架支撑，前支架采用热轧等边角钢角钢之间采用焊接的方法连接。这种支架的特点是经济、易制造。

风扇段壳体用固定带固定在前支架上，用螺栓连接。由于壳体是圆筒状，故需在下方垫上橡胶垫，以防止风扇段壳体变形。固定带用5 mm 厚的钢板。

1.6.3 整流罩的设计

整流罩分为两部分：前整流罩和后整流罩。

风扇整流罩的直径通常可取为风扇段直径的0.3～0.7倍。该直径的大小，在一定程度上可以用来控制进入风扇前的速度，从而控制风扇叶片的前进比而使风扇处在最佳的前进比下运转。同时，风扇整流罩的直径也取决于驱动电机是否放在整流罩内。为了使结构紧凑，该实验台要把电机放在整流罩内。因此，整流罩的直径为：d=300 mm

整流罩的外型一般都是采用流线形旋转体，其长细比最好大于或等于4，这样可使整流罩的阻力较小，出口的气流也相对比较均匀。

整流罩长度为：L=4，d=1 200 mm。为了使气流流过风扇比较均匀，在设计整流罩时，通常要在设置风扇的位置保留一段等直径段，该等直径段的长度大约为整流罩最大直径的30%～40%之间。另外，后整流罩前端要按T型支架开槽。

1.6.4 电机的选择

根据设计要求：风扇功率1.5 kW，风速5～40 m/s，及风扇段直径720 mm，采用T35-11系列轴流式风机，该风机优点是结构紧凑，噪声低。选用电机型号YSF90-4，风量为13 444 m3/h，叶轮转速为1 450 r/min，叶轮直径660 mm。

1.6.5 整流罩及电机的支撑方式

采用T型组合支架的支撑方式，如图5所示，该T型支架用5 mm 厚的钢板焊接而成，并把T型支架焊接在风扇段壳体内。然后用螺栓把电机固定在T型支架的横钢架上，最后把后整流罩开槽部分插在T型支架上。前整流罩用螺钉固定在叶轮上。

图5 整流罩与电机的安装

1.7 进气装置

直流式风洞的进气装置通常包括金属丝网及百叶窗、进气室和喇叭口等。通常，有3个不同形状的管道进气口，如图6所示。无论是从保证有良好的流动状态还是从获得相对较小的进气损失方面来考虑，喇叭口形状为最优，进气口不采取任何措施最差。因此，直流式风洞均设计取喇叭口，以利改善进入稳定段气流的流动。

图6 直流式风洞的进气口

由图6还可以看到，入流损失降到最低，喇叭口的圆弧半径R 通常应为RD ≥ 0.2，D为稳定段直径。R ≥ 0.2 × 720=144 mm2，所以，R 取867 mm；长度L=185 mm。

2 主要关键技术

2.1 关于腹撑系统迎角机构的研究

鉴于国内实验设备的缺点，研究设计采用腹撑系统迎角机构，该装置的最大优点是支杆只有很小部分是暴露在气流中，且暴露的部分设计成流线型，其余部分用和天平不相连的主风挡和尾风挡包起来，以减小支杆阻力。同时翼型迎角的改变比较容易，且变化值较大。

2.2 模型的安装技术

模型安装到天平上的任何支杆或挂线都将在测力读数上附加3个量[3]：第一个是暴露在气流中的支杆或挂线的阻力；第二个是支杆的存在对模型绕流的影响；第三个是模型对支架绕流的影响。后两项合起来称为“相互干扰”。

天平支杆只有很小一部分暴露在空气中，而其余部分都用和天平不相连的风挡罩起来，这样可使支杆的阻力大为减小，它的数值有时仅为普通机翼最小阻力的50%。若将风挡再加长直到模型附近，并不能减小“支杆”本身的阻力，相反可能还会增大其阻力。在风挡的上端再装上高度可调的套管，就可在支杆暴露部分的长度和风挡到模型的距离之间找到一个恰当的平衡值。在套管的每个高度位置上，若模型的阻力加上支架阻力和干扰阻力之和最小，则这个套管的位置就是最佳位置，此时支架的干扰阻力也最小。

2.3 风洞天平的研制

在这一项目的研究过程中，考虑的主要是学生动手操作的特点，采用了机械式天平，方便易学，直观形象。学生通过本实验可以了解“翼型升阻特性实验台”的基本结构和原理；掌握测试空气流过实验机翼时它所受到的升力和阻力的方法，以及获得实验机翼的升、阻特性曲线。

2.4 电机的布置研究

电机布置在洞体外，通过长轴连接，中间有轴承座支承，虽便于维修，但风洞运行时，长轴的振动问题突出，对整个实验台的振动有很大影响。而将电机布置在整流罩内，不仅使结构布置紧凑，而且使电机的传动效率高，对整个实验台的影响较小。

3 实验原理、内容及结果

3.1 升力、阻力的理论计算

翼型受力示意图如图7所示，升力L、阻力D分别由下列表达式：

升力：L=CL⋅q⋅S；CL=L/(qS)，

阻力：D=CD⋅q⋅S；CD=D/(qS)，

图7 攻角α时翼型的受力情况

3.2 实验内容

采用自制的翼型，在实验台上改变翼型的迎角，通过数字测力计测出翼型在该迎角下所受的升力和阻力，绘制表格，作出L-α、D-α、k-α的曲线图。

3.3 实验结果分析与讨论

实验数据如表1所示，对应图见图8～10。从翼段所测的实验数据和其曲线来看，它的升力特性、阻力特性走势和翼型的理论升、阻特性走势基本上是一致的。从实验的结果可以看出，随着迎角的增大，机翼的升力也在增大，在过失速点之后，机翼的升力突然下降，阻力急剧上升；因速度不同，最大升阻比也不同，且对应最大升阻比的是不同的迎角。通过本实验，学生可以掌握测试空气流过实验翼段时它所受到的升力和阻力的方法，以及绘制实验机翼的升、阻特性曲线的方法。

表1 本实验台所测的一组典型的实验数据

图8 翼型升力特性曲线

图9 翼型阻力特性曲线

图10 翼型升阻比K值曲线

由于本翼型实验是在较小的风道中进行的，同时翼段的支撑也有影响，故实验中气流受到较大的洞壁干扰和支架干扰，机翼受到的升力、阻力会有较大变化，升力的过失速点未能清楚的显示出来，而阻力的测量过程中受测力机构的摩擦力影响明显，所以整个实验测得的结果会有一定的误差。

4 结论

此次研制主要为空气动力学课程的实验教学提供了一个较为完善的实验台，使得翼型的升阻特性测试工作在实验室低成本条件下的进行成为可能。该实验台采用了蜂窝器、整流罩等整流装置，保证了试验段的气流品质，同时实验台的振动较小，保证了实验数据的可重复性。使用此实验台，还可对微型飞行器进行整机吹风测试，以得到更多的空气动力原始数据，为下一步的研究积累资料。

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