静态压力测量系统在风洞实验中的应用

低速风洞主要应用于航空航天飞行器、桥梁、 机车和高层建筑群等的气动力研究实验，实验的主要项目有测力实验、测压实验、传热实验、动态模 型实验和流态观测实验等。测压实验测量模型表面 压力，如飞行器的机翼、尾翼、机身、操纵面等表 面的压力分布，为飞行器及各部件结构强度计算提 供载荷和研究绕模型的流动特性提供数据。故对静态压力测量系统在风洞实验中的应用进行研究。

1    实验设备

在北京航空航天大学流体力学教育部重点实验室低速回流式风洞实验，该风洞是一座低速、低湍 流度、低噪声的回流风洞。风洞有开口和闭口2个实验段， 压力测量实验在这一风洞的开口段中完成。开口段长 2.5 m ×宽 1.5 m ×高 1.5 m，最大开口流 速 V=60 m/s，风洞的湍流度为 0.08%。如图 1。

2    测压模型

2.1    旋成体模型

测压实验在带有大量测压孔的细长旋成体测压 模型上进行。模型后体圆柱段直径 200 mm，L/D=6， 模型总长 1 200 mm，头部长细比 Ln/D=3，前体总长625 mm，后体总长575mm 。直径200 mm的粗长柱体很难成型，且越长加工同轴度越低，为了方便加工，提高加工精度，采用前后体分段处理。模 型头部采用尖拱型曲线，   曲线方程为(X-600)   2+(Y+1 750)2=1 8502 。模型尖拱型头部曲线如图 2。

2.2    测压孔

为了得到模型流场结构的完整信息，在模型表 面布置了较多的测量截面及尽可能多的测点。模型上总共布置了12个测压截面， 其中前体7个， 圆 柱段后体5个。由于模型尖部尺寸空间的限制，模 型前体头部的2个测压截面一周只均布了12个测压 点， 其余每一个测压截面都均布了24个测压点， 整 个模型共264个测压点。测压孔孔径1mm。测压截 面的位置如图3。为保证测量物面静压的准确性， 在加工模型时，头部测压截面的测压孔一定要垂直 于模型表面。模型上的测压孔通过直径1mm 的 钢管从模型尾部引出， 并按照截面进行编号。不同 截面上编号相同的测压孔处于模型的同条母线上。

2.3    模型吹气量的调节

实验中，为了研究背涡响应和头部扰动大小之间的关系， 需要通过改变头部吹气动量系数来改变扰动大小，因此模型头部尖部设有吹气孔， 吹气孔直径为 0.5 mm，吹气孔距离头部3 mm。将氮气瓶减压阀的接口接到流量计上，连接吹气孔的管子与流量计相连，通过调节流量计控制吹气量的大小。为取得同一个吹气量下，吹气孔在不同周向角位置时的模型表面压力数据，模型头部内置小步进电机，利用其控制程序实现头部的旋转。

2.4    模型迎角机构

实验段中部用来安装实验模型的迎角机构，可进行迎角 α 和侧滑角β的变换。实验时模型的迎 角为 0°～70°，风洞模型支架系统的设计保证了在大迎角实验中弯刀前端不会进入实验段，如图4。

3    实验系统

3.1    模型测压管的检查

模型共有264个测压管，通过硅胶软管与压力测量系统相连。在连接前，先对测压管逐一进行气密性检查。该项工作一定要在与测压系统连接之前完成，由于实验模型的测压管很多，如果直接进行 实验，一旦发现结果有问题，再进行排查，就相当麻烦。检查的同时并对测压管贴标签编号。

3.2   压力测量系统

本次实验采用的测压设备是美国 PSI9816智能压力扫描阀多通道压力采集系统， 如图 5。系统共 配有 4 个机箱，每个机箱配有8个模块，每个模块上集成有16个硅压阻传感器（即16个压力测量通 道），并带有一个32比特的微处理器。这个微处理 器用于归零校准和满量程校准，以保证系统的测量 精度。该系统最多可以测量512个压力点，量程都 为±1PSI，校零以后精度为±0.05％，最大采样频 率100Hz，。在本次静态测压实验中，采样频率设为10Hz，每采100个数据点取一次平均。

3.3 系统与测压管的连接

从模型上引出的测压导管检查完毕后，直接连 接到扫描阀的测压通道上即可，如图 6。为保证导 管与扫描阀的连接可靠性，测压通道的管口设计有一个 0.04 英寸的凸台。另外， 每个模块都有一个标 准的排放和泄露检查导管，有一个共同的参考气压导管。将这些导管放入一个桶中， 桶内气流变化小， 以尽量保证各模块参考气压较稳定。另外，在风洞 收缩段出口洞壁上安装有皮托管， 将其总压、静压 管也连接到扫描阀的 2 个通道上以测量风速。

3.4    系统的数据通讯

系统通过以太网传输数据，每个智能压力扫描 阀有一个 10Base-T   以太网主通讯接口，使用工业 标准 TCP/IP 或 UDP/IP 协议。这个接口能提供很 高的数据传输率（ 10 Mbit/s ）和系统连通性。如果 实验中使用的测量通道比较少，只使用了一个机箱 的模块，则可通过网线直接将智能压力扫描阀与计 算机相连接； 如果在实验中使用的测量通道比较多， 则需先将从压力扫描阀接出的网线接到一个 Switch上， 再从 Switch 接到计算机上。系统内部的信号调节器能够将每个通道传感器获得的模拟信号进行调 理，转换成数字量输出到计算机。

3.5    系统的零点标定

在数据采集之前，要对系统各个通道的传感器 压力零点进行自动校准。要求各通道零点值＜ 0.001   4 kpa，如发现零点不好的通道， 要将该通道上的测压管更换到好的通道上。另外， 为减小零漂的影响， 通常在使用两三个小时后，再检查一下零点， 并对零漂较大的通道调零。

3.6    建立实验配置

数据采集前，要建立本次实验的实验配置。包 括实验所需的模块、 IP 地址、通道、压力单位、采 集速率、当前大气压等参数， 并存成磁盘设置文件， 不同时间做同一个模型风洞测压实验时，只要调出 相应的配置文件即可。

4    实验步骤

4.1    实验条件

先将模型安装于α— β机构上。对模型做水平或 垂直调整。将模型的攻角α、侧滑角β分别调整为 0° 角。开启风洞，利用风洞控制系统调节到所需的实 验风速，采用α— β自动控制机构调整实验角度。实验条件： 风速 v=10   m/s ；模型攻角α=0°～ 70°，角度调整间隔为 5°，侧滑角β=0°；吹气量调 节范围： 0～1 000 ml/min，调节间隔 100 ml/min。

4.2    数据采集

在风速、模型角度及吹气量不变的条件下，启 动步进电机的驱动程序，旋转模型头部，利用压力 测量系统的采集程序得到吹气孔在不同周向角位置 的压力数据值。采集时实时显示数据、压力曲线、 棒图、模块工作状态等。采集数据可以输出生成数 据报表、曲线、文本数据文件，输出数据的起始位 置、抽样间隔、输出通道。

5    实验结果和分析

实验完毕， 利用预先编制的数据处理程序对处 理实验数据。对应程序中， 利用各个点上的压力Pi， 未扰动气流 中的速度 V∞ 和压力 P∞ ，根据公式计算压力系数； 再利用各点的压力系数，根据公式 cy = ∫(cp下 − cp上 ）cos∂dx 得到升力系数， 并绘制各截面在不同实验条件下的压力分布及升力 曲线图。图 7～图 9   为模型攻角α=50°，吹气量为 100 ml/min 条件下的实验结果。该结果可以反映出 气流在流过模型表面时，两侧涡位的高低变化，并 与之前的流动显示结果相吻合。

6    结论

目前，该系统已在风洞的教学任务及课题研究中投入使用。实验结果表明，该系统不仅能提供精确的测量数据， 且采集速度相当快， 软件方便灵活，系统功能全面，性能可靠。