机翼行为:克拉克Y-14翼上的压力分布

翼翼通过上表面的较低量量压力和下表面相对于接近空气（自由流压力）的压力施加更高的量力压力，以不同角度进行提升。如果忽略与翼表面平行的剪切力（通常它们对提升的贡献很小），则总压力力是翼翼产生提升的原因。图 1 显示了机翼上压力分布的示意图。

图 1.在翼上的压力分布。

翼上的任意点的非维压力系数 C_p定义为:

(1)

其中P是绝对压力，P ₌是不受干扰的自由流压力，P_{计 =} P = P₌ P =是计压力，是动态压力，这是基于自由流密度的， =_{[ ]}和空速，V₌。

非维提升系数C_l的定义类似:

(2)

其中L'是每单位跨度的提升，c是翼的弦长度。

除沿前沿点的点外，压力力均匀地向上指向，方向与提升大致相同。因此，在小攻击角度下，提升系数可通过以下角度进行估计:

(3)

其中 x 是从前缘开始的原点水平坐标位置。

翼翼性能考虑雷诺编号 Re，其定义为:

(4)

其中新参数=是流体的动态粘度。

在这里，沿机翼的整体压力分布通过嵌入机翼并连接到压力传感器的 19 个小管进行测量。Clark Y-14 翼翼如图 2 所示。它的厚度为14%，在较低的表面上是平坦的，从弦长度的30%到背面。

图 2.Clark Y-14 机翼的翼材，具有量高量压力端口的位置。

测量量表压力使用压力计面板，该面板上装有 24 列，上面装满了标有水英寸刻度的液体油。使用以下公式确定水盖压力读数:

(5)

其中 μh是压力计与自由流压力的身高差，μ _L是压力计中液体的密度，g是重力引起的加速度。

一旦获得压力分布，就可以以数值确定非维提升系数C_l，以计算公式 3:

(6)

其中 #x_i是两个相邻端口之间的增量。

实验结果如表1及表2所示。数据图3显示了压力系数 C _p与压力端口坐标 x/c，用于 0、4 和 8° 的攻击角度。为了更加直观，负 C_p值绘制在水平轴上方。这表明上表面（图表的上线）大部分是负压，下表面（图表的底线）主要是正压。

从图 3 开始，压力在领先边缘后立即显著变化:压力达到其最小值（或最大绝对值），约为 5% - 15% 和弦长度。因此，一半的提升是在翼子琴长度的第一季度产生的。此外，上表面比下表面的提升力更大:在所有 3 种情况下，上表面的贡献率约为总提升的 70 - 80%。因此，在机翼顶部保持清洁和坚硬的表面至关重要。

压力端口#	端口坐标 x/c	从压力计（在水中）的P 量计	计算压力系数Cp
1	0.0	3.7	1.00
2	0.05	-1.2	-0.67
3	0.10	-3.0	-1.00
4	0.2	-3.9	-0.79
5	0.3	-3.4	-0.57
6	0.4	-3.0	-0.55
7	0.5	-2.5	-0.53
8	0.6	-2.3	-0.33
9	0.7	-1.5	-0.31
10	0.8	-0.8	-0.20
11	0.05	-0.7	1.00
12	0.10	-0.6	0.29
13	0.2	-0.3	0.28
14	0.3	-0.2	0.24
15	0.4	0.1	0.22
16	0.5	0.1	0.21
17	0.6	0.2	0.21
18	0.7	0.2	0.21
19	0.8	0.3	0.21

表 1.零攻击角的实验结果。

图3.压力系数分布，C_p， vs 位置坐标， x/c.

攻击角度	提升系数cl
0°	0.53
4°	0.89
8°	1.29

表2.提升系数，c_l，根据压力分布估计（Re = 2.34 x 10⁵）。

参数	值
空气密度=	0.00230 slug/ft3
水密度=L	1.935 slug/ft3
重力加速度g	32.17 英尺/s2
粘度m	3.79 x 10-7 lbf_s/ft2
自由流空速V|	90 英里/小时
雷诺兹编号Re	2.34 x 105
弦长度 c	3.5 in

表 3.用于计算的参数。

机翼上的压力分配与升降器的产生直接相关，也是描述翼子板性能的重要信息。机翼设计师操纵压力分布，以获得所需的翼板特性。因此，压力分布信息是飞机开发过程中空气动力学分析的基础。

在本次实验中，在风洞中研究了Clark Y-14的压力分布，并测量了19个压力端口，以发现机翼上部和下表面的压力分布。提升系数也根据压力分布数据合理计算。