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摘要：本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种高速风洞翼型模型升力系数精确测量方法。本发明的高速风洞翼型模型升力系数精确测量方法包括安装翼型模型；建立坐标系；测压点连接压力扫描阀；进行高速风洞翼型模型升力系数测量试验；计算来流速压；计算翼型模型法向力系数；计算翼型模型轴向力系数；计算升力系数。本发明的高速风洞翼型模型升力系数精确测量方法，测量翼型模型测压剖面上、下翼面压力分布，并通过分区域数值积分，建立了高速风洞翼型模型升力系数数值积分方程，提高了高速风洞翼型模型升力系数测量的准确性与便捷性，具有工程应用价值。

主权项：1.一种高速风洞翼型模型升力系数精确测量方法，其特征在于，包括以下步骤：S10.安装翼型模型；将弦长为c的翼型模型与转窗机构连接，固定安装在高速风洞试验段中；S20.建立坐标系；在翼型模型中轴剖面上设置一个测压剖面，在测压剖面中建立坐标系，测压剖面中翼型前缘点为坐标原点、翼型前缘点与后缘点连线为横轴、过坐标原点且与横轴垂直的直线为纵轴，上翼面从前缘到尾缘测压点坐标依次为xui,yuii＝1,2,…,Q，i为上翼面测压点序号、Q为上翼面测压点总数，下翼面从前缘到尾缘测压点坐标依次为xlj,yljj＝1,2,…,R，j为下翼面测压点序号、R为下翼面测压点总数；S30.测压点连接压力扫描阀；将测压剖面所有测压点使用软管引出到试验段外，并连接到压力扫描阀上；S40.进行高速风洞翼型模型升力系数测量试验；开启高速风洞，在来流马赫数M∞、翼型模型迎角α下，待流场稳定后，利用压力扫描阀测量翼型模型上翼面测压点xui,yuii＝1,2,…,Q对应的翼型模型上翼面测压点压力puii＝1,2,…,Q、翼型模型下翼面测压点xlj,yljj＝1,2,…,R对应的翼型模型下翼面测压点压力pljj＝1,2,…,R，并同步测量风洞稳定段总压p0、来流静压p∞；S50.计算来流速压q；根据来流马赫数M∞、来流静压p∞，计算来流速压q：q＝0.7p∞M∞2；S60.计算测压点压力对应的压力系数；根据翼型模型上翼面测压点压力puii＝1,2,…,Q、来流静压p∞及来流速压q，计算翼型模型上翼面测压点压力puii＝1,2,…,Q对应的翼型模型上翼面测压点压力系数Cpui： 根据翼型模型下翼面测压点压力pljj＝1,2,…,R、来流静压p∞及来流速压q，计算翼型模型下翼面测压点压力pljj＝1,2,…,R对应的翼型模型下翼面测压点压力系数Cplj： S70.计算翼型模型法向力系数CN；根据步骤S20中的测压点坐标及步骤S60中的测压点压力系数，计算翼型模型法向力系数CN： S80.计算翼型模型轴向力系数CA；根据步骤S20中的测压点坐标及步骤S60中的测压点压力系数，计算翼型模型轴向力系数CA： 式中，T为翼型模型最大厚度，上翼面测压点序号i∈[1,I]对应的测压点为翼型模型最大厚度前的上翼面测压点，下翼面测压点序号j∈[1,J]对应的测压点为翼型模型最大厚度前的下翼面测压点；S90.计算升力系数CL；根据翼型模型法向力系数CN、轴向力系数CA以及迎角α，计算升力系数CL：CL＝CNcosα-CAsinα。

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