8.3: 机翼行为:克拉克Y-14翼上的压力分布

1. 拆下测试部分的顶盖以安装 Clark Y-14 型号（弦长度，c = 3.5 in）。测试部分应为 1 英尺 x 1 英尺，风洞应能保持 140 mph 的最大空速。
2. 将铝 Clark Y-14 型号安装在测试部分内的转盘上，以便端口#1面向上游。更换顶盖。请注意，模型同时接触风洞测试部分的地板和天花板，因此在翼翼周围没有 3D 流量。
3. 分别将标有 1 - 19 的 19 个压力管连接到压力计面板的相应端口。Clark Y-14 型号上的端口位置如下:端口 1: x/c = 0（位于前缘右侧）、端口 2 和 11:x/c = 5%，端口 3 和 12:x/c = 10%，端口 4 和 13:x/c = 20%，端口 5 和 14:x/c = 30% 端口 6 和 15: x/c = 40%，端口 7 和 16:x/c = 50%，端口 8 和 17:x/c = 60%，端口 9 和 18:x/c = 70%，端口 10 和 19:x/c = 80%（图 2）。压力计面板应有 24 根柱，内注有彩色油，并标有水寸刻度。
4. 旋转转盘，使攻击角度为 0°。
5. 以 90 mph 的速度运行风洞，并通过读取压力计记录所有 19 个压力测量值。
6. 对 4 和 8° 的攻击角度重复步骤 4 和 5。

机翼是在飞机中产生升力的二维机翼截面。翼型有许多几何形状，但它们都由相同的特征描述。前缘是翼型前部具有最大曲率的点。同样，后缘是机翼后部的最大曲率点。

弦线是连接前导边缘和后沿的直线。和弦长度 c 是此和弦线的长度，用于以和弦长度的百分比来描述其他方向的尺寸。

在这里，我们将重点介绍克拉克 Y-14 翼型，它的弦长厚度为 14%，从 30% 的弦回到后缘的下表面是平坦的。在不同的迎角下，相对于接近的气压，翼型在上表面产生较低的压力，在底面上产生较高的压力。

根据伯努利原理，这种压力差是翼型上下区域之间速度差异的结果，这是由空气分子与曲面相互作用引起的。上表面的较低压力区域比下表面的较高压力区域具有更高的速度。

如果忽略平行于翼型表面的剪切力，则总压力就是产生升力的原因。我们可以使用此关系定义翼型上任意点的压力系数 Cp。压力系数是一个无量纲数字，它描述了整个流场中的相对压力。P 是绝对压力，P 无穷大是自由流压力，rho 无穷大和 V 无穷大分别是自由流密度和速度。

除前缘位置外，由 Cp 确定的压力方向大致指向与低攻角时的升力相同的方向。因此，我们可以计算一个无量纲升力系数 CL，它使用这个关系式将产生的升力与物体周围的流体流动联系起来。其中，c 是和弦长度，x 是水平坐标位置，零作为前导边缘。

在本实验中，我们将分析翼型表面的压力分布，该翼型的表面有 19 个测压口。每个压力读数都使用液体压力计进行测量。您将通过使翼型在风洞中以各种攻角承受气流来测量压力分布和升力。

在本实验中，您将使用空气动力学风洞，其测试截面为 1 英尺 x 1 英尺，最大运行空气速度为 140 英里/小时。模型机翼是铝制 Clark Y-14 机翼，带有 19 个内置压力管端口。压力端口的位置如下所示。端口坐标是通过将端口的位置除以弦长来确定的。压力端口连接到装满彩色油但标记为水英寸刻度的压力计面板。

首先，取下测试部分的顶盖，将翼型垂直安装在转盘上，确保 1 号端口朝向上游。装回测试部分的顶盖。请注意，翼型模型同时接触风洞测试截面的地板和天花板，以确保翼型周围没有形成 3D 流动。

将 19 根贴有标签的压力管连接到压力计的相应端口。现在旋转转盘，使攻角为零。然后，打开风洞并将风速设置为 90 英里/小时。在笔记本中记录所有 19 个压力计高度读数。

现在关闭风洞并将攻角调整为 4？。然后，以 90 英里/小时的风速重新打开风洞，并记录 19 个压力端口中每个压力端口的压力计读数。最后，以 90 英里/小时的速度重复测量，攻角为 8？。和以前一样，记录所有压力计读数。

现在我们来看一下如何分析数据。首先，使用此关系确定每个压力计高度读数的表压，其中 delta h 是笔记本中记录的高度读数，rho L 是油的密度，g 是重力加速度。接下来，计算翼型上每个端口的无量纲压力系数 Cp。

压力系数是使用自由流密度、自由流速度和表压计算的，如图所示。让我们绘制负压系数与端口坐标的关系图。首先，对于等于零的攻角，我们在 y 轴上绘制负 Cp 而不是正 Cp，以使绘图更加直观。因此，顶部迹线传达翼型上表面的负压，而底部迹线传达下表面的正压。

从图中，我们可以看到，在前缘之后，压力发生了剧烈变化。压力在前缘之后的 5% 到 15% 弦左右达到最小值。因此，大约一半的升力是在翼型的前 1/4 和弦区域产生的。观察所有三个攻角，我们观察到在前缘之后出现了类似的压力变化。

此外，在所有三种情况下，上表面比下表面贡献更多的升力。因此，在机翼顶部保持清洁和刚性的表面至关重要。这就是为什么大多数飞机的机翼顶部没有任何物体被清除的原因。

在发生失速之前，增加攻角会导致翼型的底面和顶面之间的压力差更大，从而产生更高的升力。我们可以使用此处显示的关系式计算每个攻角的升力系数。升力系数将产生的升力与翼型上的压力分布相关联，正如预期的那样，攻角越高。

总之，我们了解了沿翼型的压力差如何在飞机中产生升力。然后，我们测量了沿 Clark Y-14 翼型表面的压力分布，该翼型在各种攻角下受到气流的影响，并计算了升力系数。