空气动力学实验之二元翼型测压实验
NACA 23012型翼型升阻力实验
NACA 23012型翼型升力实验报告
一、实验任务及要求：
1.测定在不同冲角下，翼型表面压强分布，测定翼型尾迹中的
速度分布。
2.计算翼型的升力系数。
3.了解风洞设备及试验用模型的构造。
二、实验设备：
大气压计、温度计、多管比压计、梳型管、NACA 23012翼型（弦长b=200mm展长=275mm）
三、实验方法简述：
1.开机前检查测压管与接头之间是否正确连接，∆h∞的U形
管水面是否在同一个高度。
2.开机后分别测量在α=0o、30、6o、9o下的h∞、∆h∞、h i
3.以大气压为基准面，测量各管水面高度
四、实验数据处理及计算：
表4-1 试验相关参数记录
表4-2 实验测量数据
P i= ρg∆h i
P i’ =p i −p∞
1
ρu∞2
2
五、附图：
（附图5-1）
（附图5-2）
（附图5-3）
（附图5-4）
(Cy为曲线围成的面积，由origin软件积分得)
（附图5-5）
六、结论与小结：
1、由附图1~4 可看出这种翼型由于流线型设计使得上下表面存在压力
差，从而产生升力。
2、由附图5得到，在小冲角时，升力系数近似于冲角成正比关系，并与
理论曲线拟合得较好。
在冲角偏大时（本图中大于3度）升力系数不
再上升，甚至下降。
主要原因是由于大冲角情形时，使得翼型弓角偏
大，而在翼尾产生边界层分离，从而在尾迹区产生涡流；另一方面，
过大的冲角会形成较大的迎风截面，导致阻力过大。
因此，机翼在流
场中，冲角不宜过大，。
空气动力学实验之二元翼型测压实验
空气动力学实验之二元翼型测压实验班级姓名实验日期指导教师、实验目的1 •了解低速风动的基本结构和熟悉风洞实验的基本原理。
2. 熟悉测定物体表面压强分布的方法。
3. 复习巩固空气动力学的相矢知识。
3•测定NACA001翼型的压力分布并计算其升力系数Cy,掌握获得机翼气动特性曲线的实验方法。
二、实验设备及工作原理简介1 •测定翼型表面压力在翼型表面上各测点垂直钻一小孔，各孔成锯齿状分布，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一伸出物体外，然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码5上表面为1号-14号，下表面为15号-27号，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。
2•压力系数的计算通过测压，可以得到翼型在给定迎角下的压力分布，（采用无黏流理论）根据伯努利方程：Pi 1 V2 = P - V2222可得压力系数C P，其中00 Voc本实验利用水排测压得p = p「p：二，gh3•升力系数计算根据计算得出压力系数Cp,利用Matlab做出压力系数Cp与测压点分布位移力J 勺图像，并分别拟合上下表面的压力分布曲线，通过对上下表面的压力分布曲线的所夹面积进行积分，其值除以弦长L可得出翼型的升力系数Cy。
在不同的迎角a下，可分别求岀翼型的升力系数，由此绘制翼型NACA001的升力系数分布图，再与标准升力系数图比较，分析实验结果。
三.实验步骤1 •检查实验设备并进行人员分工。
2. 记录实验环境下的温度与大气压。
3. 安装翼型模型，并调整迎角为0。
4. 调整多管压力计液柱的高低，记下初读数ho。
5. 开风洞调到所需的风速，本实验对应的来流风速为25m/s。
6. 当多管压力计稳定后，记下液柱末读数hi。
7. 尖闭风机等待测压液柱回复，依次将翼型迎角调整到1 3 5和7 重复实验。
8. 尖闭风洞，整理实验场地，将记录交老师检查。
9. 整理实验数据，写好实验报告四.实验数据及处理1 •实验环境数据：实验室温度（C）大气压强（Pa）空气密度（kg/叶）22.翼型表面测压点分布上表面:F 表面:3.实验记录数据一S 一 @232cnCp2CTlcn0 LJ$壬a4. 53.632.& r2It0.623 40□ bl vs. al —fit1 0 b2 vs. a2 • —fit 260 XEO 100加五.实验结果1・实验数据处理利用Matlab中积分函数根据拟合曲线所得函数进行积分运算，得出翼型在不同迎角下的升力系数：2 •出升力线图（下一页）3 •实验结果比较有薄翼型理论得到的翼型气动特性，对称翼型NACA001有:c 2 二:可得较好。
NACA0012二维翼型分析
基于ANASYS的机翼二维绕流模拟实验一．实验目的：（1）通过CFD模拟得出机翼在高雷诺数下表面压力分布情况和速度分布情况。
（2）通过实验掌握Fluent基本用法，并分析所得实验结果得出结论。
二．实验原理：随着航空飞行器的快速发展，空气动力学的研究作用日益明显，绕机翼流动的流体静压力、质量密度、马赫数、气流速度的大小，对提高飞行器飞行性能有着重要作用。
本次实验采用NACA0012翼型，首先在ICEM中进行O-block网格划分，然后通过Fluent对机翼绕流进行分析。
最后得出在0攻角下NACA0012翼型的外流场气动数据。
首先对于标准翼型，我们要做出远场和机翼之间的网格，根据基本拓扑结构，决定采用O-Block的方法生成网格，它可以较好的解决圆弧或其他复杂形状Block顶点处网格的扭曲，同时能在附近壁面生成理想的边界层加密区域。
其次根据实际机翼外流场特性及实验目的，本实验采用基于压力隐式稳态求解器。
湍流模型采用Spalart-Allmaras一方程湍流模型；Spalart-Allmaras 模型是一方程模型中最成功的一个，最早被用于有壁面限制的情况的流动计算，特别在存在逆压梯度的流动区域内，对边界层的计算效果良好。
材料选择基于Sutherland-Law的理想气体，同时激活能量方程。
由于实际为粘性流体，翼型采用壁面条件；far_field选择压力远场边界条件可以设定无限远处的自由边界条件，实现翼型绕流远场边界与翼型的距离。
为满足计算精度要求，采用二阶迎风格式，即计算保留了Taylor级数的第一项和第二项，精度为二阶精度。
三．实验步骤：1.在ICEM中导入NACA0012的点数据，补全翼型并建立远场。
2.采用O-Block方法对二维翼型进行网格划分并检查网格质量。
3.把mesh文件导入Fluent，检查网格，Minimum Volume应大于0；设置求解器和湍流模型，并定义边界条件；压力远场马赫数设为0.8。
空气动力学实验报告
NACA0012翼型气动特性分析报告报告人：一、引言现在，无论是我国还是世界上其他国家，都把航天事业的发展放到了重要的位置，因此航天事业的发展可以说是非常的火热的，在这样的大背景下，我国更应该加大发展力度，要保持在世界上的先进，将就必须从航天领域的大学生抓起。
因此老师知道我们进行了这次NACA0012翼型气动特性的实验，从大处说是为了国家，从小处说也是为了我们莘莘学子，因此这次的实验是非常有意义的。
这份报告主要研究的是NACA0012翼型的气动特性，包括理论分析求出一份气动特性，实验又得出一份气动特性，并将这两者比较观察实验值和理论值之间是否有差异，差别有多大，并分析其中的原因，得出结论。
在具体进行之前首先要引入翼型的定义，翼型就是平行于机翼根部的剖面线剖切机翼得到的剖面。
而翼型的气动特性主要包括翼型表面压强分布，升力系数，力矩系数。
这份报告的主要目的是，1、通过翼型求流函数和验证翼型本身是一条流线。
2、通过理论分析求出翼型的气动特性。
3、通过实验数据求翼型的气动特性。
4、分析这其中的差距及其原因。
5、通过这次报告的写作，体验数据处理的具体过程。
二、实验过程：该实验是在风洞中，用20m/s的速度吹NACA0012翼型，在翼型上布置27个点，用管子将这27个点连接到排管上，通过排管中水柱的高度可得出各点处的压强分布。
变换不同的迎角（0 2 4 6 8 10 20），分别进行实验，记录排管中水柱的高度。
实验过程中的图片如下：本来这儿有四张实验过程的图片，但加入图片后是文件过大无法发送，所以将图片删除。
实验数据：hb=[3.8 4 3.8 3.78 3.8 4.05 3.82 3.88 3.85 3.9 3.85 3.8 3.95 3.8 3.82 3.95 3.85 3.9 3.8 3.85 3.85 3.8 3.8 3.87 3.89 3.81 3.9 3.85];静止时各点水柱高度。
h0=[4.2 4.58 7.32 7.68 7.7 7.78 7.6 7.3 7.4 7.3 7.1 6.95 6.726.7 6.52 6.6 6.8 6.81 6.85 6.927.22 7.42 7.5 7.61 7.657.52 7.5 6.48];有速度迎角为0时水柱高度（以下相同）。
二元机翼表面压力分布的测定
中山大学本科生实验报告书二元机翼表面压力分布的测定院系工学院应用力学与工程系专业班级理论与应用力学10级实验课程实验流体力学姓名程彬学号 10332054实验地点中山大学工学院流体实验室实验时间 2013年 6 月 7 日指导教师苏炜一．实验目的与要求1．了解测定绕流物体表面压力分布的方法；2．测量机翼表面在不同攻角下的压力分布；3．从多管压力计上观察机翼失速时的压力分布状态。
二．实验原理三．实验装置实验模型：NACA0024翼型，弦长b=0.15m，最大厚度c=0.036m，18个测压点。
实验装置示意图见课本第177页图7-29，用两台多管压力计，工作液为纯水。
四．实验步骤1．把模型安装在实验段中，按顺序把机翼上的测压孔一一对应接到多管压力计上，检查各测压软管是否畅通，是否漏气。
2.在实验段中模型上游适当位置安装风速管，并把总、静压孔接到多管压力计上。
3.启动风洞，并调节电机到预定转速（如500转/分）。
4.调节机翼的攻角到预定角度（如α=4º）。
记下各测压管液柱的读数。
5．调大机翼的攻角，观看多管压力计上各管液柱的高度变化（不必记录读数），从而了解机翼失速时的压力分布的变化。
6. 风洞停车，记录室温θa和大气压P a。
五．实验数据处理1．列表计算机翼表面各点处的压力系数Cp。
设第I根测压管的读数为H i，来流静压测压管读数为H∞，所以，机翼表面第I点的压力与来流静压之差为P i－P∞= （H i－H∞）ρ水g同理，来流动压为0.5Pv2＝（P0－P∞）ξ= （H0－H∞）ξρ水g于是，机翼表面第I点的压力系数为Cp i＝（P i－P∞）／0.5Pv2＝（H i－H∞）／（H0－H∞）ξ2．用矢量法表示机翼表面的压力分布。
实验记录与计算表大气压力P a= P a，大气温度θa= 29ºC，大气密度ρ= 1.1571kg/m3ξ=1.004翼型：NACA0024 ，攻角α= 10º（从第一台多管压力计读数） （从第二台多管压力计读数）大气压力P a =P a ，大气温度θa = 29ºC ，大气密度ρ= 1.1571kg/m 3ξ=1.004（从第一台多管压力计读数） （从第二台多管压力计读数） 攻角α=10°和20°曲线图。
空气动力学的飞行器气动设计
空气动力学的飞行器气动设计一、引言飞行器的气动设计是飞行器研发过程中至关重要的一部分。
通过合理的气动设计，可以提升飞行器的性能和稳定性，为飞行任务的完成提供有力保障。
本文将从空气动力学的角度探讨飞行器气动设计的相关内容。
二、气动力学基础1. 升力和阻力升力和阻力是飞行器气动设计的两个核心要素。
升力是垂直于飞行方向的力，使得飞行器可以克服重力而上升。
阻力则是与飞行方向相反的力，会阻碍飞行器的前进。
合理地控制升力和阻力的大小和分布，可以提高飞行器的飞行效率和经济性。
2. 气动力特性气动力特性是指飞行器在运动过程中所受到的气动力的变化规律。
通过对气动力特性的研究，可以了解飞行器在不同飞行状态下的性能表现，从而指导气动设计的优化。
常见的气动力特性包括升力系数、阻力系数、气动力矩等。
三、飞行器气动设计的关键技术1. 翼型设计翼型是飞行器气动设计中最重要的组成部分之一，其形状和参数的选择直接影响飞行器的气动力性能。
合理的翼型设计可以提高飞行器的升力系数和升力阻力比，降低阻力系数，从而提高飞行器的爬升率和巡航速度。
2. 翼面布局翼面布局是指飞行器翼面的形状和位置安排。
翼面布局应考虑飞行器的气动布局和流场分布，在满足气动性能要求的前提下，尽量减少阻力和波阻。
3. 推进系统与气动外形的匹配推进系统与飞行器气动外形的匹配是飞行器气动设计的关键之一。
合理的推进系统设计可以提供足够的动力，同时减小阻力和干扰，提高飞行器的机动性能。
4. 飞行器的稳定和操纵性设计飞行器的稳定性和操纵性设计是保证飞行安全和实现飞行任务的基础。
通过合理的飞行器布局和控制系统设计，可以提高飞行器的稳定性和操纵性，减小操纵力矩和操纵响应时滞。
四、飞行器气动设计的优化方法1. 数值仿真数值仿真是飞行器气动设计中普遍采用的优化方法之一。
通过建立飞行器的数值模型和求解气动方程，可以预测飞行器的气动性能并进行参数优化，从而降低设计成本和风险。
2. 实验验证实验验证是优化设计的重要手段之一。
NACA0012翼型Gurney襟翼增升特性及其机理实验研究
——兰些堕：：！二堂堡！翌！兰垒墨型鱼！翌型堡堡望盐堑苎！！垒些壅鐾堕壅ａ速度矢量陶ｆ无襟翼，ｔ－－Ｏ）一＝》ｏ４ｘ／ｃｏ０１０２０．３ｏ４ｘ／ｃｃ速度矢量图（６‰，ｔ＝Ｏ）ｅ速度矢量图（６‰，仁Ｏ＋４Ｇｔ）ｂ速度矢量图ｆ无谗现，ｉ－，０＋２Ａｄ速度矢量图（６‰，ｗＯ＋２Ｇｔ）Ｏ￡速度矢量图（６‰，ｔ＝Ｏ＋６Ａｔ）ｇ流线圈（６‰，ｔ－－ｏ）ｈ．流线图（６‰，ｔ＝Ｏ＋２Ａｔ）ｉ染色液流动显示国ｆ６％ｃ）图１８ＮＡＣＡ００１２翼型加装Ｇｕｒｎｅｙ襟冀后的瞬时图（Ⅱ：２．５。
）０４ｘ／ｃｏ＾彩ｃ“●卧●上李亚拒、王晋军：ＮＡＣＡ００１２翼型Ｇｕｍｅｙ襟翼增升特性及其机理实验研究１６场、流线和染色液流动显示图，从图ａ、ｂ可知，不加装Ｇｕｍｅｙ襟翼时，虽然尾流也有上Ｆ波动，但并不明显，也没有明显的涡结构存在，此时流场中未见明显分离：而在图ｃ．ｆ中则明显示出，加装６％ｃＧｕｍｅｙ襟翼后，尾流包含结构非常明显的交替脱落的卡门涡街，周期性很强，位于Ｇｕｍｅｙ襟翼的正后方。
考察速度大小可以发现，翼型尾缘处上下翼面附近速度由于此交替脱落的涡街的存在而变得明显增大，且流经上翼面的流体速度方向明显下偏。
图ｇ、ｈ分别为对应图ｃ、ｄ的瞬时流线图，可以看出集中涡的位置上下变化，表明涡脱落是上下摆动的，同时，两图中涡的旋向分别为顺时针和逆时针。
从图ｉ给出的染色液瞬时图也可以看出，在Ｇｕｒｎｅｙ襟翼的最上方和最下方交替有涡脱落且呈现周期性。
圈１９给出的是ＮＡＣＡ００１２翼型在攻角５。
时的瞬时流线图，分别为不加襟翼和加装６％ｃＧｕｍｅｙ襟翼。
不加襟翼时，流体在流经上翼面尾缘处时明显发生分离，不再能够沿着流体表面流动，由此造成流经箍个翼型的流体在经过翼型尾缘后明显向上偏转，尾流区内火部分处于分离状态；虽然尾流也有摆动，但并不存在明显的旋涡结构。
加装６％ｃＧｕｍｅｙ襟翼后，上翼面尾缘处的分离明显减弱，甚至消失，尾流中一童存在两个反向旋转的集中涡，并呈现交替脱落状态。
空气动力学翼型压强分布测量实验
风力机空气动力学实验之二翼型压强分布测量实验班级姓名实验日期指导教师南京工业大学机械与动力工程学院2014年11月一、实验目的：1 熟悉测定物体表面压强分布的方法 2测定给定迎角下，翼型上的压强分布二、基本原理：测定物体表面压强分布的意义有以下几方面；首先有了压强分布图，就知道了物体上各部分的载荷分布，这是强度设计时的基本数据，其次，这又有助于了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。
在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便函于装置天平），全靠压强分布图来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。
测定压强分布的模型构造如下： 在物体表面上各测点垂直钻一小孔，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一端伸出物体外（见图1），然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。
多管压力计的原理与普通压力计相同，只是把多管子装在同一架子上而已，这样就可同时看出很多点的压强分布情况，为了提高量度的准确性，排管架的倾斜度可任意改变。
通常压强分布都以一无量纲系数表示，其定义为： P P P V h h i i i k =-=⋅∞1212ρξ∆∆ （1）P ∞——来流的静压。
122ρV ——来流的动压。
实验时，模型安装如图所示，风速管的静压孔、总压孔、以及翼面上各测点的静压孔，分别用橡皮管连到多管压力计上。
于是，P P h h i k -=-∞γφ()s i n图11220ρξγφV h h k =-()s i n h i ——为多管压力计上翼面上各静压管的液柱高度。
h 0——为多管压力计上风速管静压管的液柱高度。
h k ——为多管压力计上风速管总压管的液柱高度。
ξ——为风速管修正系数。
γ——为多管压力计所使用的液体重度（牛顿/米3）。
φ——为多管压力计的倾斜角。
翼面上各测点的压强分布：P P P V h h i i i k =-=⋅∞1212ρξ∆∆三、实验步骤：1. 调节多管压力计的倾斜角φ见，令φ=30°2. 3. 记录多管压力计的液体重度γ，正系数ξ。
在空气动力学中常见的数学模型
在空气动力学中常见的数学模型，指的是以数学为基础的航空与宇宙领域的模拟和研究方法。
许多航空航天并不是物理实验室中进行，在工程实践中广泛使用数学建模的方法来处理问题。
因此，了解空气动力学中常见的数学模型可以帮助我们更加深入地了解飞行器的原理，让我们一起来探讨这些数学模型。
1. 翼型理论模型翼型模型是空气动力学中使用最广泛的模型之一，它描述了机翼在空气中产生升力和阻力的机理。
该模型认为机翼的剖面形状（翼型）是决定升阻比的最重要因素。
翼型理论模型通过复杂的数学公式和计算方法描述了机翼的气动特性，如气动中心、升阻比、升力系数、阻力系数等；这些特性是设计飞机和评估飞机性能的基础。
2. 流体动力学模型流体动力学模型是一种数学模型，它描述了空气和其他流体在机体表面的流动和受力情况。
该模型广泛应用于研究气动力学问题，如风洞实验、飞行全场模拟、气动外形优化等方面。
流体动力学模型通常基于伯努利和纳维-斯托克斯方程来构建，在此基础上通过适当的近似和简化来减少计算复杂度。
3. 无人机模型无人机模型是研究无人机性能和进行遥控指挥的重要工具。
该模型包括两个方面：飞行动力学和控制系统建模。
飞行动力学模型，基于气动学和力学定律，用数学方法描述无人机在空气和其他流体中的运动。
控制系统模型，描述了实际控制器和信号处理器内的控制算法，用于驱动电机和执行器驱动飞行器。
4. 航线模型航线模型是一种数学模型，它涉及航空公司的航线和飞行计划的规划和管理。
这个模型将考虑诸如性能、航空燃油成本、天气、飞行规则和安全性等因素，并为航班提供最佳飞行方案。
使用航线模型进行预测分析实际飞行环境，以获得最佳的航线和安排，从而让航班正常执行，提高航空交通的有效性。
总之，空气动力学中常见的数学模型给予我们一个完整的了解飞行器的原理并对飞行器进行模拟和优化相关处理。
当然，在空气动力学中的数学模型并不仅限于以上四种，许多其他模型在空气动力学的研究和航空工程中也起着重要的作用。
风洞实验报告
1.5
0.5
0.9
1.2
1.6
1.5
1.8
1.8
CP（下）
0.2
-1.5
-0.8
-0.3
0.3
0.2
0.7
0.7
12
上截面
4.6
4.6
4.6
4.7
4
1.2
4.1
1.5
CP（上）
4.7
4.7
4.7
4.9
3.9
-0.1
4.0
0.3
下截面
1.4
0.5
1.0
1.2
1.5
1.4
1.8
1.9
CP（下）
0.1
2. 翼型低速压强分布测量试验
实验风速固定、迎角不变时，翼面上第i点的压差为
，(i=0;1,2,3,……)（1）
气流的动压为，
（2）
、 分别为空气密度和压力计工作液酒精密度。
于是，翼面上第i点的压强系数为
（3）
表1：NACA0012翼型测压孔位置参数
测压孔数目
0
1
2
3
4
5
6
7
8
x位置（mm）
0
5
10
2.4
2.6
1.7
2
1.5
CP（下）
3.5
0.5
2.25
2
2.5
0.25
1
-0.25
0
上截面
2.5
1.8
1.7
2.4
2.3
1.8
2.1
1.8
CP（上）
3.5
0
-0.5
3
飞行器空气动力学研究进展
飞行器空气动力学研究进展随着技术的不断进步，飞行器空气动力学的研究也越来越深入。
本文将介绍飞行器空气动力学研究的进展，从基础理论到实际应用方面进行阐述。
一、流体力学基础流体力学是飞行器空气动力学中不可或缺的基础理论。
它是研究流体的力学性质，包括运动、变形、流动等方面的知识。
在飞行器空气动力学中，流体力学理论为飞机翼面的设计提供了理论基础。
经过多年研究，目前已经基本掌握了流体力学的基本理论，利用计算机技术也可以进行复杂流体的数值模拟。
这使得飞行器空气动力学的研究更加准确和深入。
二、翼型设计进展翼面的设计是飞行器空气动力学研究的重要方向。
它直接关系到飞机的飞行性能，如升力和阻力等。
翼型的设计需要考虑翼型的截面形状，翼型参数以及气动力的计算。
近年来，随着计算机技术和数值模拟的发展，翼型设计也逐渐向着自动化、智能化的方向发展。
同时，利用先进的制造技术，如3D打印技术，也可以制造出复杂的翼型。
三、空气动力学实验技术空气动力学实验技术是飞行器空气动力学研究的重要手段。
利用实验技术可以直接观测和测量气动力学量，如升阻比、失速等。
同时，实验技术还可以用于验证数值模拟结果的正确性。
目前，空气动力学实验技术已经基本成熟，可以进行各种复杂的气动力学实验，如气动力测量、流场可视化等。
同时，利用实验技术还可以进行新型飞行器空气动力学性能评估。
四、飞行器空气动力学应用飞行器空气动力学研究的最终目的是在实际应用中发挥作用。
在飞行器设计中，飞行器空气动力学研究可以为设计和改进飞机提供理论指导。
在飞行器工程应用中，以减少气动阻力、提高飞行速度、改善飞行品质、加强空气动力稳定性等角度，研究人员可以针对具体问题进行探索和改进。
结论总之，飞行器空气动力学研究已经成为现代飞行器研究不可或缺的一部分。
基于流体力学的基本理论，翼型设计、空气动力学实验技术等方面的研究为将来飞行器的设计和应用提供了很好的理论基础。
在人类飞行历程中，飞行器空气动力学研究也发挥了重要的推动作用。
量测实验十四 翼型表面压强分布测量实验
量测实验十四 翼型表面压强分布测量实验（一） 实验目的和要求1、测量气流攻角︒=0α，︒4，︒8，和︒12的翼型表面压强分布。
2、由压强分布计算升力系数。
3、绘制攻角︒=4α的翼型表面压强分布图。
（二） 实验装置1. 空气动力台，NACA0021型二元翼型，斜管压差计或多通道扫描阀； 2 小型风洞，NACA23015型二元翼型，多通道扫描阀装置。
（三） 实验装置介绍：1. 小型风洞或气动台实验装置以及原理：（见图1）图1 风洞与气动台实验装置原理图其中，p 0为驻点压强或总压。
当气流经收缩段进入实验段后，气流速度分布比较均匀，速度为V ∞，压强为p ∞。
，称为静压或来流压强。
2 翼型模型： （1）对于本实验小型风洞中使用NACA23015二元翼型，其弦长C=280mm ，表面周长0s =582.8mm ，上下对称布置了14个测压孔，测压孔的开孔测点示意图（图2）以及具体位置标示见表1，其中s 为表面曲线的孤长，从前缘的测点1起算，表中给出了各测点的x ，y ，s 值。
图型2翼型示意图上 表 面测点 1 2 3 4 5 6 7 8 x/c y/c s/s 00 0 00.05 0.06 0.040.1 0.076 0.0660.2 0.0950.1150.3 0.10.184 0.7 0.050.3520.95 0.01 0.481 0 0.505α1 2 3 4 567 89 1011 12 13 14 x y表 1 NACA23015二元翼型测孔位置表（2）气动台中使用的NACA0021型二元翼型，其弦长C=100mm。
其测孔位置见下表2：表 2 NACA0021型二元翼型测孔位置表3．多管差压计：将14个测点以及总压静压用导管引出与倾斜式多管压差计相连接，便可以直接读取各个测压管数值，由以上公式，即可计算各点压强系数。
4. 多通道扫描阀：本多通道扫描阀由50各电磁开关，2个高精度压差传感器，以及7017型数据采集模块，24v供电电源，TLC-485-9D接口转换器等组成。
翼型气动特性实验指导书版说课材料
《空气动力学》课程实验指导书翼型压强分布测量与气动特性分析实验一、实验目的1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。
2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。
3 采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同实验段速度下的升力曲线。
4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。
二、实验仪器和设备（1） 风洞：低速吸气式二元风洞。
实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。
实验风速20,30,40V ∞=/m s 。
实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气流的总压0p 为实验室的大气压a p 。
表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考）表2.2 翼型测压点分布表上表面下表面（2） 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。
模型表面开测压孔，前缘孔编号为0，上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ……。
（如表-2所示）（3） 多管压力计：压力计斜度90θ=o ，压力计标定系数 1.0K =。
压力计左端第一测压管通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为IN L ；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为II L 。
其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为i L 。
这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。
三、实验原理测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。
在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。
空气动力学翼型压强分布测量与气动特性分析实验报告
《空气动力学》课程实验翼型测压与气动特性分析实验报告指导老师：实验时间：实验地点：小组成员：专业：一、实验目的1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。
2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。
3 采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同攻角下的升力曲线。
4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。
二、实验仪器和设备（1） 风洞：低速吸气式二元风洞。
实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。
实验风速20,30,40V ∞=/m s 。
实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气流的总压0p 为实验室的大气压a p 。
表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考）表2.2 翼型测压点分布表上表面下表面（2） 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。
模型表面开测压孔，前缘孔编号为0，上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ……。
（如表-2所示）（3） 多管压力计：压力计斜度90θ=，压力计标定系数 1.0K =。
压力计左端第一测压管通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为IN L ；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为II L 。
其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为i L 。
这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。
三、实验原理测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。
在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。
飞行器空气动力学实验技巧展示
飞行器空气动力学实验技巧展示飞行器空气动力学是航空领域中的一个重要分支，研究飞机在空气中的运动规律和性能。
在实际应用中，通过各种实验来验证理论模型的准确性和优化设计方案。
本文将介绍一些常见的飞行器空气动力学实验技巧，以及实验过程中需要注意的事项。
一、空气动力学实验的基本原理飞行器空气动力学实验主要基于空气动力学理论，通过在实验室或飞行试验中模拟真实飞行环境，收集相关数据进行分析。
其中，最常用的实验手段包括气动力测量、气流场观测和流动可视化等。
二、气动力测量1. 空气动力测量的方法气动力测量是实验中最重要的内容之一，它可以直接反映出模型或飞行器在空气中的受力情况。
常见的气动力测量方法有压差法、若干力测量法和动力学测量法等。
其中，压差法是最常见的方法之一，通过在飞行器表面放置压力传感器，测量压力分布并计算出气动力。
2. 压力传感器的选择与布置在实际测量中，选择合适的压力传感器非常重要。
传感器的灵敏度和准确性需考虑到实验精度的要求。
此外，传感器的布置也需要注意，应尽量均匀地覆盖整个飞行器表面，以获得准确的气动力数据。
三、气流场观测1. 气流场观测的方法气流场观测是实验中另一个重要的内容，它可以帮助研究人员了解飞行器周围的气流状态。
常见的气流场观测方法有静态压力测量法、热线法和激光测量法等。
其中，静态压力测量法是最常用的方法之一，通过测量空气的压力分布，可以了解到气流的速度和方向等信息。
2. 测量设备的选取和校准在进行气流场观测时，需要选择合适的测量设备。
常见的设备包括静压探针、热线传感器和激光测量仪器等。
这些设备在使用前需要进行校准，确保其准确性和稳定性。
四、流动可视化1. 流动可视化的方法流动可视化是一种直观地观察飞行器周围气流状态的方法。
常见的流动可视化方法有烟雾法、油膜法和红外线热像法等。
其中，烟雾法是最常用的方法之一，通过在飞行器上方喷洒烟雾，观察烟雾的流动情况可以获得气流的流向和强度信息。
2. 可视化效果的判断与分析在进行流动可视化实验时需要注意观察效果的判断与分析。
机翼模型压强实验报告
一、实验目的1. 通过实验验证流体压强与流速的关系。
2. 了解飞机机翼产生升力的原理。
3. 探讨不同设计对机翼模型升力的影响。
二、实验原理根据伯努利原理，流体在流速越大的地方压强越小，流速越小的地方压强越大。
在飞机飞行过程中，空气流过机翼时，上表面弯曲，空气流速较大，压强较小；下表面平直，空气流速较小，压强较大。
这种压强差产生向上的升力，使飞机得以飞行。
三、实验材料1. 机翼模型2. 电子台秤3. 电风扇4. 测量工具（卷尺、秒表等）5. 实验记录表格四、实验步骤1. 将机翼模型静立在电子台秤上，记录初始重量。
2. 使用电风扇对机翼模型进行吹风，调节风力大小，观察电子台秤的示数变化。
3. 记录不同风力下电子台秤的示数，分析升力变化。
4. 改变机翼模型的设计，如改变上表面弯曲程度或下表面形状，重复上述实验步骤。
5. 对比不同设计下机翼模型的升力变化。
五、实验结果与分析1. 实验结果显示，随着电风扇风力的增大，电子台秤的示数逐渐减小，说明机翼模型受到的升力逐渐增大。
2. 当风力较大时，电子台秤的示数明显减小，说明机翼模型受到的升力较大。
3. 改变机翼模型的设计后，实验结果显示，弯曲程度较大的上表面和凹形的下表面能够产生更大的升力。
六、实验结论1. 流体压强与流速之间存在反比关系，流速越大的地方压强越小。
2. 飞机机翼产生升力的原理是利用流体压强与流速的关系，通过设计上表面弯曲、下表面平直的形状，使空气流过上表面时流速较大、压强较小，流过下表面时流速较小、压强较大，从而产生向上的升力。
3. 优化机翼模型的设计可以增加升力，提高飞行性能。
七、实验讨论1. 实验过程中，应注意控制电风扇风力的稳定性，以免影响实验结果。
2. 实验中，可以尝试使用不同材质的机翼模型，观察升力的变化，进一步探讨材料对升力的影响。
3. 可以将实验拓展到其他流体力学领域，如船体设计、汽车尾翼等。
八、实验总结本次实验通过模拟飞机机翼模型在气流作用下的受力情况，验证了流体压强与流速的关系，了解了飞机机翼产生升力的原理。
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空气动力学实验之
二元翼型测压实验
班级
姓名
实验日期
指导教师
一、实验目的
1.了解低速风动的基本结构和熟悉风洞实验的基本原理。
2.熟悉测定物体表面压强分布的方法。
3.复习巩固空气动力学的相关知识。
3.测定NACA0012翼型的压力分布并计算其升力系数Cy ，掌握获得机翼气动特性曲线的实验方法。
二、实验设备及工作原理简介 1.测定翼型表面压力
在翼型表面上各测点垂直钻一小孔，各孔成锯齿状分布，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一伸出物体外，然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码，上表面为1号-14号，下表面为15号-27号，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。
2.压力系数的计算
通过测压，可以得到翼型在给定迎角下的压力分布，（采用无黏流理论）根据伯努利方程：
2
22
121∞∞+=+v p v p i ρρ 可得压力系数q
p p C p ∞-=
,其中2
2
1∞∞=v q ρ 本实验利用水排测压得
h g p p p ∆=-=∆∞ρ
3.升力系数计算
根据计算得出压力系数Cp,利用Matlab做出压力系数Cp与测压点分布位移X的图像，并分别拟合上下表面的压力分布曲线，通过对上下表面的压力分布曲线的所夹面积进行积分，其值除以弦长L可得出翼型的升力系数Cy。
在不同的迎角α下，可分别求出翼型的升力系数，由此绘制翼型NACA0012的升力系数分布图，再与标准升力系数图比较，分析实验结果。
三．实验步骤
1.检查实验设备并进行人员分工。
2.记录实验环境下的温度与大气压。
3.安装翼型模型，并调整迎角为
︒0。
4.调整多管压力计液柱的高低，记下初读数0
h。
5.开风洞调到所需的风速,本实验对应的来流风速为25m/s。
6.当多管压力计稳定后，记下液柱末读数i
h。
7.关闭风机等待测压液柱回复，依次将翼型迎角调整到
︒
1︒
3︒
5和︒
7重复实验。
8. 关闭风洞，整理实验场地，将记录交老师检查。
9. 整理实验数据，写好实验报告。
四．实验数据及处理
1.实验环境数据：
实验室温度（C︒）大气压强（Pa）空气密度（kg/3m）
12 98010 1.225
上表面：
NO. 1 2 3 4 5 6 7 X 0.00 2.00 4.00 8.00 14.00 20.00 32.00 X/L 0.00 0.02 0.03 0.07 0.12 0.17 0.27
8 9 10 11 12 13 14 44.00 56.00 68.00 80.00 92.00 104.00 116.00 0.37 0.47 0.57 0.67 0.77 0.87 0.97
下表面：
NO. 15 16 17 18 19 20 21 X 113.00 101.00 95.00 83.00 71.00 53.00 41.00 X/L 0.94 0.84 0.79 0.69 0.59 0.44 0.34
22 23 24 25 26 27 29.00 17.00 11.00 5.00 3.00 1.00
0.24 0.14 0.09 0.04 0.03 0.01 3.实验记录数据
五.实验结果
1.实验数据处理
利用Matlab中积分函数根据拟合曲线所得函数进行积分运算，得出翼型在不同迎角下的升力系数：
迎角α0度1度3度5度7度
0.0134 0.2151 0.4028 0.5554 0.7445 升力系数
Cl
2.出升力线图（下一页）
3.实验结果比较
有薄翼型理论得到的翼型气动特性，对称翼型NACA0012有：
πα
2
=
c
l
可得：
迎角α0度1度3度5度7度
升力系数
0.00 0.1097 0.3289 0.5483 0.7676
Cl
通过数据对比发现，除了1角度和3角度为跳点误差较大外，其他点符合较好。
六.实验总结
实验误差原因：
1.实验设备（低速风洞）及实验模型（二维翼型）造成的误差。
2.实验时实验人员的读数，以及翼型迎角固定产生的误差。
3.处理数据时使用的软件拟合曲线进行积分所引起的误差。