CN102749181A - 一种基于动量原理的风洞试验方法 - Google Patents

Abstract

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。

Description

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，具体是一种基于动量法原理的气动性能风洞试验技术。

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测量方法（见王铁城等编《空气动力学试验技术》，国防工业出版社，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、下壁面压力，按照公式（1）积分上、下壁面压力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。

$c_y={\∫}_{x_1}^{x_2}(c_{\mathrm{pl}}-c_{\mathrm{pu}})\frac{\mathrm{dx}}{c}---\left(1\right)$

$c_x=\frac{2}{c}{\∫}_{\mathrm{wl}}\sqrt{\frac{p_{01}-p_1}{p_0-p_{\∞}}}(1-\sqrt{\frac{p_{01}-p_{\∞}}{p_0-p_{\∞}}})\mathrm{dy}---\left(2\right)$

$c_p=\frac{1}{\frac{1}{2}{\mathrm{\ρv}}_{\∞}^2}---\left(3\right)$

式中，c_y，c_x和c_p分别为翼型升力系数、阻力系数和表面压力系数，c为翼型模型的弦长，p₀，p_∞，p₀₁和p₁分别为来流总压、静压和尾迹流动总压、静压，ρ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，l表示为上、下壁面的参数，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）测量上、下壁面压力计算升力时由于上、下壁面压力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）该方法不能测量、求取翼型模型所受俯仰力矩和俯仰力矩系数。

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、下壁面压力，积分上、下壁面压力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，且随升力增大这种尾迹气流偏斜会增大，这一方面形成在模型前后较远处风洞上、下壁仍存在压力差，使得传统方法求得的升力和升力系数存在误差，另一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测量方法求取的阻力也不准确。

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，以及不能测量、求取翼型模型所受俯仰力矩和俯仰力矩系数的不足，本发明提出了一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测量点和出口测量点；所述风洞试验段入口测量点和出口测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测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测量点和风洞试验段出口的测量点等间距分布；

步骤3，将各测压点和测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c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；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10m/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力和测量各测量点的压力与速度；

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力和各测量点的压力与速度进行处理，分别得到风洞风速V₁时该初始迎角下升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；

$c_y={\∫}_{x_1}^{x_2}(c_{\mathrm{pl}}-c_{\mathrm{pu}})\frac{\mathrm{dx}}{c}+\frac{2}{U_{\∞}^2}{\∫}_{y_1}^{y_2}(u_1{v}_1-u_2{v}_2)\frac{\mathrm{dy}}{c}---\left(4\right)$

$c_x={\∫}_{y1}^{y2}[2\frac{u_2}{U_{\∞}}(\frac{u_1}{U_{\∞}}-\frac{u_2}{U_{\∞}})+(c_{p1}-c_{p2})]\frac{\mathrm{dy}}{c}---\left(5\right)$

$c_{\mathrm{mz}}={\∫}_{x_1}^{x_2}(c_{\mathrm{pl}}-c_{\mathrm{pu}})\frac{x}{c}\frac{\mathrm{dx}}{c}-{\∫}_{y_1}^{y_2}(c_{p1}-c_{p2})\frac{y}{c}\frac{\mathrm{dy}}{c}$

$\left(6\right)$

$-\frac{2}{U_{\∞}^2}{\∫}_{y_1}^{y_2}(u_1^2-u_2^2)\frac{y}{c}\frac{\mathrm{dy}}{c}+\frac{2}{U_{\∞}^2}{\∫}_{y_1}^{y_2}(u_1{v}_1{x}_1-u_2{v}_2{x}_2)\frac{1}{c}\frac{\mathrm{dy}}{c}$

式中，c_y，c_x，c_mz分别为翼型的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数；c_p表示压力系数，所述

其中p是各测压点和测量点的压力,p_∞是来流的静压，U_∞是来流的速度，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=Ucosθ,所述v=-Usinθ，并且θ为控制面上各点的二维合成速度与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二维合成速度，所述其中，p₀，ρ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总压和流体的密度；下标u，l分别是翼型风洞试验上壁和试验下壁的流动参数；

下标1是风洞试验段入口截面中心线处的气流参数；下标2是风洞试验段出口截面中心线处的气流参数；x₁是翼型风洞试验上壁和翼型风洞试验下壁的x坐标的起点；x₂是翼型风洞试验上壁和翼型风洞试验下壁x坐标的终点；y₁是风洞试验段入口和出口截面中心线y坐标的起点；y₂是风洞试验段入口和出口截面中心线y坐标的终点；

d.测量风洞风速V₁时各迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；具体是：通过转盘将模型的迎角调整至新的角度；当模型迎角确定后，重复本步骤中的b和c，得到迎角为-2°时的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；再次调整转盘将模型的迎角调整至新的角度，直至最大迎角为30°，并重复本步骤中的b和c，得到各迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；

步骤5，测试其它风洞风速时不同迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；

具体测试过程是：

a.设置风洞风速V₂；

b.设置初始迎角；将模型迎角调整至试验要求的初始值；测试该风速下初始迎角时的各测压点的压力和测量各测量点的压力与速度，得到各测压点的压力和测量各测量点的压力与速度；

c.数据处理；通过公式（4）～公式（6）对得到的初始迎角下各测压点的压力和测量各测量点的压力与速度进行处理，分别得到风洞风速V₂时该初始迎角下升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；

d.测量风洞风速V₂时各迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；具体是：通过转盘将模型的迎角调整至新的角度，直至最大迎角为30°；当模型迎角确定后，重复本步骤中的b和c，得到各新迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；

e.设置不同的风洞风速；不同风洞风速的增量为10m/s；直至风洞风速达到90m/s，并测试不同风洞风速时不同迎角下各测压点的压力和测量各测量点的压力与速度，重复本步骤中的a～d，得到不同风洞风速时各迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz。

本发明通过增加测量翼型风洞试验段入口和出口的静压力、气流速度和气流偏角，结合测量上、下壁面静压力更准确地求取翼型模型所受升力和阻力及相应系数；将动量原理风洞试验方法扩展应用于三维模型的风洞试验；增加试验求取试验模型所受的力矩和相应的力矩系数的能力。

本发明提出一种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的方法。

本发明在进行飞机、飞机机翼翼型或其它物体的风洞试验时，测量风洞壁面的静压分布以及风洞试验段模型前、后垂直于气流的风洞截面处的静压、气流速度和偏角，或者三个沿坐标轴的速度分量的分布，基于动量原理求取试验模型所受的气动力、力矩及相应的气动力系数和力矩系数。取风洞壁面内侧和模型前、后垂直于气流的风洞截面为固定控制体，S=S₁+S₂+S₃为控制体的控制面，其中S₁和S₂分别为模型前、后垂直于气流的风洞截面，S₃表示风洞壁面，则按动量和动量矩原理，模型所受的气动力和气动力矩通过公式（4）得到，

式中，ρ，

p分别为控制面S上每一点的流体密度、速度矢量和静压，

为从模型力矩参考点到控制面S上每一点的向径矢量，

为控制面S上的微矢量面积，

和

分别为模型所受的气动力和力矩和矢量，

包括升力Y，阻力X，侧力Z，分别为沿O-XYZ坐标系的三个力分量，沿坐标轴正向为正，

包括偏航力矩M_y、滚转力矩M_x和俯仰力矩M_z，分别为绕三个相应坐标轴的力矩分量。求出

和

后，就可按照通常的无量纲化方法求得空气动力系数和力矩系数。

本发明在风洞试验时，测量出整个控制体的控制面S上的静压分布与模型前、后垂直于气流的风洞截面控制面S₁和S₂的气流速度和偏角的分布，就可以按照公式（4）求得模型上的空气动力和力矩，进而求得相应的空气动力和力矩系数，而不必在试验模型内或与洞壁连接的支撑末端安装气动力和气动力矩测量仪器。

本发明的方法是在翼型风洞试验段内模型前后增加两个测量控制线，测量控制线和风洞上、下洞壁中心线构成完整的固定控制体。只要测量出该两个控制线上的流体密度、速度矢量和静压力及风洞壁上的静压力，就可以按照动量原理和动量矩原理计算风洞内翼型模型所受的升力、阻力和和俯仰力矩，以及相应的力系数和力矩系数。其有益效果表现为，即提高了升力和阻力的动量法风洞试验测量精度，又可以实现翼型模型所受俯仰力矩测量。

附图说明

附图1为本发明的流程图；

附图2是翼型风洞试验时翼型模型和风洞示意图，其中图2a为主视图，图2b为侧视图，图2c为A向视图；

附图3是翼型风洞试验时所取的固定控制体及控制线上参数示意图。其中：

1.翼型风洞    2.翼型试验模型    3.翼型试验控制体

具体实施方式

本实施例是一种动量法风洞试验方法。本实施例适用于具有矩形截面的二维试验段的风洞。

本实施例的具体步骤为：

步骤1，确定风洞洞壁上的测压点。按常规的模型安装方法，将翼型模型安装在所述试验段内的两个转盘之间，并使该翼型模型的前缘朝向风洞试验段的入口。所述翼型模型的攻角为0°，并且该翼型模型展向中心剖面的弦线与风洞试验段轴线重合。所述翼型模型的展向长度与所处风洞试验段的宽度相同，使翼型模型的两端分别固定在该风洞试验段两侧洞壁处的转盘上。固定翼型模型两端的两个风洞洞壁为试验侧壁；与翼型模型的上翼面相对应的风洞洞壁为试验上壁；与翼型模型的下翼面相对应的风洞洞壁为试验下壁。

测压点分布在试验上壁和试验下壁的中心线上；所述试验上壁和试验下壁的中心线均与风洞试验段的轴线平行。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％，本实施例中，翼型模型弦长为800mm，试验上壁和试验下壁中心线过翼型模型段的测压点之间的间距为弦长的3.12％，取各测压点之间的间距为25mm；试验上壁和试验下壁中心线在过翼型模型段以外区域的测压点之间的间距为弦长的12.5％，取各测压点之间的间距为100mm。

步骤2，确定风洞试验段入口测量点和出口测量点。所述风洞试验段入口测量点和出口测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测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测量点和风洞试验段出口的测量点等间距分布，本实施例中，各测量点之间的间距为10mm。

步骤3，将各测压点和测量点分别通过管路与测量仪器联通。要求从每个测压孔到压力测量仪器的连接可靠、密封不漏气、完全导通。

步骤4，测试V₁风速时不同迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz。

所述的测试过程是启动风洞达到试验要求的风速，通过测量仪器测试不同风速下不同迎角时的各测压点的压力和测量各测量点的压力与速度，得到不同迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz，具体过程是：

a.设置风洞风速V₁。风洞风速根据试验雷诺数确定。本实施例中，风洞风速V₁为10m/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。本实施例中，初始迎角为-4°。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力和测量各测量点的压力与速度，得到各测压点的压力和测量各测量点的压力与速度。

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力和各测量点的压力与速度进行处理，分别得到风洞风速V₁时该初始迎角下升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz。

$c_y={\∫}_{x_1}^{x_2}(c_{\mathrm{pl}}-c_{\mathrm{pu}})\frac{\mathrm{dx}}{c}+\frac{2}{U_{\∞}^2}{\∫}_{y_1}^{y_2}(u_1{v}_1-u_2{v}_2)\frac{\mathrm{dy}}{c}---\left(4\right)$

$c_x={\∫}_{y1}^{y2}[2\frac{u_2}{U_{\∞}}(\frac{u_1}{U_{\∞}}-\frac{u_2}{U_{\∞}})+(c_{p1}-c_{p2})]\frac{\mathrm{dy}}{c}---\left(5\right)$

$c_{\mathrm{mz}}={\∫}_{x_1}^{x_2}(c_{\mathrm{pl}}-c_{\mathrm{pu}})\frac{x}{c}\frac{\mathrm{dx}}{c}-{\∫}_{y_1}^{y_2}(c_{p1}-c_{p2})\frac{y}{c}\frac{\mathrm{dy}}{c}$

$\left(6\right)$

$-\frac{2}{U_{\∞}^2}{\∫}_{y_1}^{y_2}(u_1^2-u_2^2)\frac{y}{c}\frac{\mathrm{dy}}{c}+\frac{2}{U_{\∞}^2}{\∫}_{y_1}^{y_2}(u_1{v}_1{x}_1-u_2{v}_2{x}_2)\frac{1}{c}\frac{\mathrm{dy}}{c}$

式中，c_y，c_x，c_mz分别为翼型的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数；c_p表示压力系数，所述

其中p是各测压点和测量点的压力,p_∞是来流的静压，U_∞是来流的速度，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=Ucosθ,所述v=-Usinθ，并且θ为控制面上各点的二维合成速度与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二维合成速度，所述

其中，p₀，ρ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总压和流体的密度；下标u，l分别是翼型风洞试验上壁和试验下壁的流动参数；

下标1是风洞试验段入口截面中心线处的气流参数；下标2是风洞试验段出口截面中心线处的气流参数。x₁是翼型风洞试验上壁和翼型风洞试验下壁中心线的x坐标的起点；x₂是翼型风洞试验上壁和翼型风洞试验下壁中心线x坐标的终点。y₁是风洞试验段入口和出口截面中心线y坐标的起点；y₂是风洞试验段入口和出口截面中心线y坐标的终点。

本实施例中进行数据处理的各公式根据流体力学的动量和动量矩原理得到（见《空气动力学基础》，英文名《Fundamentals of Aerodynamics》,(美)安德森（Anderson JD）著，第二章2.5节）。

d.测量风洞风速V₁时各迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz。具体是：通过转盘将模型的迎角调整至新的角度，本实施例中，调整后的迎角角度为-2°。当模型迎角确定后，重复本步骤中的b和c，得到迎角为-2°时的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz。再次调整转盘将模型的迎角调整至新的角度，本实施例中，调整后的迎角角度为0°，并重复本步骤中的b和c，再次得到新的迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz。不断重复本步骤中的b和c，逐个得到各迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz。本实施例中，每次迎角角度的调整量为2°，直至最大迎角为30°。

步骤5，测试其它风洞风速时不同迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz。

所述其它风洞风速分别根据试验雷诺数确定。本实施例中，其它风洞风速的范围为20～90m/s。具体测试过程同步骤4。

a.设置风洞风速V₂。本实施例中，风洞风速V₂为20m/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。本实施例中，初始迎角为-4°。启动风洞使风速达到20m/s，通过测量仪器测试该风速下初始迎角时的各测压点的压力和测量各测量点的压力与速度，得到各测压点的压力和测量各测量点的压力与速度。

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力和测量各测量点的压力与速度进行处理，分别得到风洞风速V₂时该初始迎角下升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz。

$c_y={\∫}_{x_1}^{x_2}(c_{\mathrm{pl}}-c_{\mathrm{pu}})\frac{\mathrm{dx}}{c}+\frac{2}{U_{\∞}^2}{\∫}_{y_1}^{y_2}(u_1{v}_1-u_2{v}_2)\frac{\mathrm{dy}}{c}---\left(4\right)$

$c_x={\∫}_{y1}^{y2}[2\frac{u_2}{U_{\∞}}(\frac{u_1}{U_{\∞}}-\frac{u_2}{U_{\∞}})+(c_{p1}-c_{p2})]\frac{\mathrm{dy}}{c}---\left(5\right)$

$c_{\mathrm{mz}}={\∫}_{x_1}^{x_2}(c_{\mathrm{pl}}-c_{\mathrm{pu}})\frac{x}{c}\frac{\mathrm{dx}}{c}-{\∫}_{y_1}^{y_2}(c_{p1}-c_{p2})\frac{y}{c}\frac{\mathrm{dy}}{c}$

$\left(6\right)$

$-\frac{2}{U_{\∞}^2}{\∫}_{y_1}^{y_2}(u_1^2-u_2^2)\frac{y}{c}\frac{\mathrm{dy}}{c}+\frac{2}{U_{\∞}^2}{\∫}_{y_1}^{y_2}(u_1{v}_1{x}_1-u_2{v}_2{x}_2)\frac{1}{c}\frac{\mathrm{dy}}{c}$

d.测量风洞风速V₂时各迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz。具体是：通过转盘将模型的迎角调整至新的角度，本实施例中，调整后的迎角角度为-2°。当模型迎角确定后，重复本步骤中的b和c，得到迎角为-2°时的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz。再次调整转盘将模型的迎角调整至新的角度，本实施例中，调整后的迎角角度为0°，并重复本步骤中的b和c，再次得到新的迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz。不断重复本步骤中的b和c，逐个得到各迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz。本实施例中，每次迎角角度的调整量为2°，直至最大迎角为30°。

e.设置不同的风洞风速。本实施例中，不同风洞风速V的增量为10m/s。直至风洞风速达到90m/s，并测试不同风洞风速时不同迎角下各测压点的压力和测量各测量点的压力与速度，重复本步骤中的a～d，得到不同风洞风速时各迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz。

本实施例在翼型风洞试验时，在翼型风洞6试验上壁和试验下壁流向中心线和翼型模型7试验段入口中心线和出口中心线上或附近分布静压或速度测量头，不需在翼型模型7上开模型表面静态压力测量孔，简化了翼型模型加工和试验准备，特别适合于薄翼型风洞试验和批量翼型的风洞试验；且在批量试验过程中，静压和速度测量装置不需重新连接和调整，减小了批量翼型性能比较试验时的人为误差。

Claims (1)

1.一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测量点和出口测量点；所述风洞试验段入口测量点和出口测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测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测量点和风洞试验段出口的测量点等间距分布；

步骤3，将各测压点和测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c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；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10m/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力和测量各测量点的压力与速度；

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力和各测量点的压力与速度进行处理，分别得到风洞风速V₁时该初始迎角下升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；

$c_y={\∫}_{x_1}^{x_2}(c_{\mathrm{pl}}-c_{\mathrm{pu}})\frac{\mathrm{dx}}{c}+\frac{2}{U_{\∞}^2}{\∫}_{y_1}^{y_2}(u_1{v}_1-u_2{v}_2)\frac{\mathrm{dy}}{c}---\left(4\right)$

$c_x={\∫}_{y1}^{y2}[2\frac{u_2}{U_{\∞}}(\frac{u_1}{U_{\∞}}-\frac{u_2}{U_{\∞}})+(c_{p1}-c_{p2})]\frac{\mathrm{dy}}{c}---\left(5\right)$

$c_{\mathrm{mz}}={\∫}_{x_1}^{x_2}(c_{\mathrm{pl}}-c_{\mathrm{pu}})\frac{x}{c}\frac{\mathrm{dx}}{c}-{\∫}_{y_1}^{y_2}(c_{p1}-c_{p2})\frac{y}{c}\frac{\mathrm{dy}}{c}$

$\left(6\right)$

$-\frac{2}{U_{\∞}^2}{\∫}_{y_1}^{y_2}(u_1^2-u_2^2)\frac{y}{c}\frac{\mathrm{dy}}{c}+\frac{2}{U_{\∞}^2}{\∫}_{y_1}^{y_2}(u_1{v}_1{x}_1-u_2{v}_2{x}_2)\frac{1}{c}\frac{\mathrm{dy}}{c}$

式中，c_y,c_x,c_mz分别为翼型的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数；c_p表示压力系数，所述

其中p是各测压点和测量点的压力,p_∞是来流的静压，U_∞是来流的速度，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=Ucosθ,所述v=-Usinθ，并且θ为控制面上各点的二维合成速度与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二维合成速度，所述

其中，p₀，ρ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总压和流体的密度；下标u，l分别是翼型风洞试验上壁和试验下壁的流动参数；下标1是风洞试验段入口截面中心线处的气流参数；下标2是风洞试验段出口截面中心线处的气流参数；x₁是翼型风洞试验上壁和翼型风洞试验下壁的x坐标的起点；x₂是翼型风洞试验上壁和翼型风洞试验下壁x坐标的终点；y₁是风洞试验段入口和出口截面中心线y坐标的起点；y₂是风洞试验段入口和出口截面中心线y坐标的终点；

d.测量风洞风速V₁时各迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；具体是：通过转盘将模型的迎角调整至新的角度；当模型迎角确定后，重复本步骤中的b和c，得到迎角为-2°时的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；再次调整转盘将模型的迎角调整至新的角度，直至最大迎角为30°，并重复本步骤中的b和c，得到各迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；步骤5，测试其它风洞风速时不同迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；

具体测试过程是：

a.设置风洞风速V₂；

b.设置初始迎角；将模型迎角调整至试验要求的初始值；测试初始迎角时的各测压点的压力和测量各测量点的压力与速度，得到各测压点的压力和测量各测量点的压力与速度；

c.数据处理；通过公式（4）～公式（6）对得到的初始迎角下各测压点的压力和测量各测量点的压力与速度进行处理，分别得到风洞风速V₂时该初始迎角下升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；

d.测量风洞风速V₂时各迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；具体是：通过转盘将模型的迎角调整至新的角度，直至最大迎角为30°；当模型迎角确定后，重复本步骤中的b和c，得到各新迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz；

e.设置不同的风洞风速；不同风洞风速的增量为10m/s；直至风洞风速达到90m/s，并测试不同风洞风速时不同迎角下各测压点的压力和测量各测量点的压力与速度，重复本步骤中的a～d，得到不同风洞风速时各迎角下的升力系数c_y、阻力系数c_x和俯仰力矩系数c_mz。

Images