空气动力学实验之二元翼型测压实验
空气动力学原理2
• 以下研究的是满足几何相似与运动相似的
惯性力以及黏性力是否也满足动力相似的 条件，以表示长度尺寸的量，由于加速度 的尺寸大小等同于：v 2 l • 根据理论力学能够得到惯性力：
dA = ma = ρv ldS l = ρv dS
2 2
• 根据牛顿内摩擦定律得到黏性力：
dv dF = µdS = µvdl dδ
• 叶素安装角
：在半径r ：在半径r处翼型剖面的弦线 与叶轮旋转平面的夹角
θ
• 从图3.3可以看出，作用在叶素上的合成流速为： 从图3.3可以看出，作用在叶素上的合成流速为：
2π n ω= 60
W = V 2 + ω 2r 2
α = φ −θ
1 2 2
dFL = W ACL dr
dFD = W ACD dr
叶片叶素： • 叶素理论的基本出发点是将风轮叶片沿展 向分成许多微段，称这些微段为叶素，如 前面所述，多个圆环，半径r，径向宽δr。 前面所述，多个圆环，半径r，径向宽δr。 在每个叶素上作用的气流相互之间没有干 扰，作用在叶片上的力可分解为升力和阻 力二维模型，作用在每个叶素单元的合成 流速与叶片平面的夹角为攻角。翼型特征 系数CL和CD随攻角的改变而改变。 系数CL和CD随攻角的改变而改变。
Pm P = ρv 3 D 2 ρ m v m 3 Dm 2
风轮的效率得：
用物理实验解析飞行原理了解航空科学
用物理实验解析飞行原理了解航空科学
航空科学是研究和应用飞行器的设计、制造、操作和控制的学科领域。飞行器的飞行原理是航空科学的核心内容之一。本文将通过物理实验来解析飞行原理，从而了解航空科学的基本概念和原理。
1. 空气动力学实验
空气动力学是航空科学中的关键内容，它研究空气对飞行器的作用力和气流的流动特性。通过空气动力学实验，我们可以深入了解飞行原理。以下是几个典型的空气动力学实验：
1.1 卡门涡街实验
卡门涡街实验可以展示气体在绕过物体时形成的涡街。实验中，我们可以将一小球放在气流中，并观察小球周围形成的涡街。这个实验可以帮助我们理解飞行器在空气中产生的气动现象，并掌握气流的基本规律。
1.2 翼型实验
翼型实验可以模拟飞行器的机翼形状和气流的流动情况。通过在实验室中制作翼型模型，我们可以观察到气流在翼型上的分离和重聚现象。此实验可以帮助我们理解机翼如何产生升力和阻力，进一步理解飞行原理和飞行器的设计。
2. 化学实验
除了空气动力学实验，燃料也是飞行器飞行原理中的重要组成部分。航空科学中的化学实验可以帮助我们了解燃料的燃烧过程和推进力的
产生。以下是几个与燃料和推进力相关的典型实验：
2.1 燃烧实验
燃烧实验可以展示燃料的燃烧过程和产生的火焰。通过在实验室中
提供燃料和氧气，我们可以观察到燃料如何燃烧，并理解燃烧过程中
能量的转化。这个实验对于理解飞行器的燃料使用和推进力的产生至
关重要。
2.2 射流推力实验
射流推力实验可以模拟飞行器的喷气发动机。通过在实验中提供高
压气体，我们可以观察到气体从喷口排出时产生的推力。这个实验可
空气动力学原理
空气动力学原理
空气动力学是一门研究物体在空气中运动的力学分支，它涵盖了空气流动的基本原理、空气动力性能的测量、空气动力学模型的建立以及空气流体的结构和动力特性。
空气动力学的基本原理是气动力学定律，即描述了空气在物体表面及其周围流动形式及受力情况的定律。气动力学定律包括拉普拉斯定律和减重定律。拉普拉斯定律是指空气流体在物体表面的压力和速度的变化规律，减重定律指的是空气流体在物体表面的阻力与相对速度和尺寸的变化规律。
空气动力学的测量方法，主要是气动试验，包括气动实验、气动模拟试验和数值模拟实验。气动实验是指在真实环境中测量空气动力性能，如飞机受力测试、翼型受力试验等；气动模拟实验是在模型实验室中模拟物体在真实环境中的运动，如模型飞机受力测试、模型翼型受力试验等；数值模拟实验是在计算机上模拟物体在真实环境中的运动，如计算机仿真试验等。
空气动力学的建模和分析是指基于空气动力学的基本原理，利用数学方法建立空气动力学模型，以及利用模型分析和预测空气动力学性能的过程。空气动力学模型一般分为两类：静力学模型和动力学模型。静力学模型是指建立物体在静止状态时的空气动力学性能模型，如飞机抗风阻力模型；动力学模型是指建立物体在运动状态时
的空气动力学性能模型，如飞机运动模型等。
空气动力学的结构特性和动力特性是指空气流体的结构和特性，如流场性质、压力场特性、动能场特性等。空气动力学的结构特性可以用空气动力学的基本原理来分析，而空气动力学的动力特性可以用气动实验、气动模拟实验和数值模拟实验来测量。
空气动力学是一门研究物体在空气中运动的力学分支，通过气动力学的基本原理、气动实验、气动模拟实验和数值模拟实验，空气动力学可以用来研究物体在空气中的运动，测量物体的空气动力性能，以及分析和预测空气动力学的结构和动力特性。
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
翼型阻力计算方法的数值模拟研究
所 以尾迹 排 管 的安 装 位 置 直接 影 响 阻力 测 量 的精
度 。而要 通 过 在 风 洞 中反 复 更 换 位 置 找 到 一 个 最
了单个 翼 型和多 段翼 型 的 阻力 ， 现 尾 迹 积 分 法计 发 算 的单个 翼 型 的阻力 和实 验 吻 合 最 好 ， 算 的 多段 计 翼 型 阻力要 比另两 种 方 法 准 确 得 多 ， 实 验数 据 的 与 误 差 在 ５ 以 内 ， 另 两 种 方 法 把 阻 力 高 估 了 ％ 而
＠
２ １ ＳｉＴ ｃ． ｎｒ． ０ ｃ ｅｈ Ｅ ｇｇ １ ．
航 空 航 天
翼型阻力计算方法的数值模拟研究
周 伟 张正科 屈 科 高 超
（ 翼型叶栅空气动力学 国防科技重点实验室 ， 西北工业大学 ， 西安 ７０ ７ ） １０ ２
摘
要 翼型阻力是评 定翼型气动特性的重要气动参数之 一， 翼型测压实验时主要用 动量法测量 阻力， 也就是根 据尾迹 区某
５％多。 ０
一
佳安 装位 置 ， 对风 洞 洞 壁 的光 滑 性 和 结构 完 整 性 会 造成 一定 的 损 害 ， 反 复试 验 也 很 费 时 费 力 ， 时 且 同
因为风洞中还安装有其它机构和测试设备 ， 以想 所
机翼的升力,阻力及力矩实验报告
机翼的升力,阻力及力矩实验报告
篇一：南京航空航天大学实验空气动力学实验报告
南京航空航天大学
实验空气动力学实验报告
班级：学号：姓名：
目录
1.实验一:低速风洞全机模型测力实验 ................................................ ............................ - 1 - 1.1实验目的： .............................................. ................................................... .......... - 1 - 1.2实验设备： .............................................. ................................................... .......... - 1 - 1.3实验步骤： .............................................. ................................................... .......... - 1 - 1.4实验数据 ................................................ ................................................... ............ - 2 - 1.5数据处
《空气动力学》课件
机翼增升装置
襟翼、缝翼等增升装置可提高机翼 升力系数。
03
02
机翼剖面
机翼的剖面形状影响其气动性能。
机翼与机身连接
机翼与机身的连接需考虑强度、刚 度和疲劳寿命等因素。
04
升力和阻力
升力产生
升力由机翼上下表面的压差产生。
阻力分类
阻力可分为摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力等。
流体静力学
流体静压力
流体在静止状态下受到的压力。
静压力特性
流体静压力只与流体自身的重量和容 器形状有关。
静压力分布
流体静压力在不同高度和方向上存在 差异。
液体静压力计算
通过液柱高度和容器底面积计算液体 静压力。
03
流体动力学
流体动力学基本方程
表示流体在运动过程中能 量的变化。
能量守恒方程
表示流体在运动过程中动 量的变化。
动量守恒方程
表示流体在运动过程中质 量的增加或减少。
质量守恒方程
理想流体的运动
无粘性、无旋流的运动
如不可压缩流体的匀速直线运动。
理想流体绕流问题
如流体绕过物体的流动，理想流体中的涡旋和自由流线等。
粘性流体的运动
粘性流体的基本性质
如牛顿粘性定律和流体的粘性系数。
粘性流体的流动特性
如层流和湍流，边界层等概念。
空气动力学课件-第1章 翼型资料
§ 1.3 低速翼型的低速气动特性概述
§ 1.3 低速翼型的低速气动特性概述
（3）在上翼面近区的流体质点速度从前驻点的零值很快加 速到最大值，然后逐渐减速。根据Bernoulli方程，压力分 布是在驻点处压力最大，在最大速度点处压力最小，然后 压力逐渐增大（过了最小压力点为逆压梯度区）。而在下 翼面流体质点速度从驻点开始一直加速到后缘，但不是均 加速的。
随时间的发展翼面上边界层形成下翼面气流绕过后缘时将形成很大的速度压力很低从后缘点到后驻点存在大的逆压梯度造成边界层分离从而产生一个逆时针的环量称为起动1414儒可夫斯基后缘条件及环量的确定儒可夫斯基后缘条件及环量的确定3起动涡离开翼缘随气流流向下游封闭流体线也随气流运动但始终包围翼型和起动涡根据涡量保持定律必然绕翼型存在一个反时针的速度环量使得绕封闭流体线的总环量为零
§1.1 翼型的几何参数及其发展
五位数翼族的厚度分布与四位数翼型相同。不同的是中弧线。具体的 数码意义如下：第一位数表示弯度，但不是一个直接的几何参数，而是 通过设计升力系数来表达的，这个数乘以3/2就等于设计升力系数的十 倍。第二、第三两位数是2p，以弦长的百分数来表示。最后两位数仍是 百分厚度。 例如NACA 23012这种翼型，它的设计升力系数是（2）×3/20=0.30； p=30/2,即中弧线最高点的弦向位置在15%弦长处，厚度仍为12%。
1 V2 2
空气动力学中的空气动力学和风洞实验
空气动力学中的空气动力学和风洞实验
飞行器如何在空气中飞行？这是一个看似简单的问题，但在实
际的空气动力学研究中，涉及到诸多的细节和复杂性。从最基本
的牛顿力学，到更加高深的流体力学和热力学，都有可能影响着
飞行器在大气中的运动。为了更好地理解这些运动和现象，空气
动力学这门学科应运而生。
空气动力学是研究空气在物体表面或物体周围流动过程和对物
体产生的压力和阻力等作用的学科。在航空航天工程中，空气动
力学扮演着极为重要的角色。通过空气动力学的研究，可以更好
地理解飞行器的运动机理和设计，在设计过程中可以有效地减少
空气阻力，提高交通工具的经济性和安全性。
在进行空气动力学研究时，风洞实验是其中的核心环节。风洞
是一种模拟实际大气环境的装置，通过控制风速、压力、温度等
参数，再配合不同的试验物体，在特定环境中进行实验，来研究
其空气动力学行为。风洞实验可以快速获取试验物体的空气动力
学性能，同时也可以为航空航天工业提供设计评估和优化的依据。
在风洞实验中，风洞的大小和风速的控制是关键。过小的风洞
会影响试验结果的准确性，同时也会限制试验物体的大小和风洞
内的流动情况，制约着测试的应用范围。而过大的风洞会导致成本过高，造成空洞浪费和无效资源的浪费。
除了设计合适的风洞外，合适的试验物体也是保证实验准确性的关键。试验物体需要有一定的模型合理性，同时需要充分考虑试验的实用性。例如，在进行飞行器的空气动力学实验时，需要选择具有典型特征的翼型，同时要考虑研究的现象和环境因素，来构建合适的试验条件。
当然，风洞实验也不是万能的。在进行复杂的空气动力学研究时，光靠风洞实验已经无法满足需要。在这种情况下，研究人员也需要运用更加复杂的数值模拟方法，来模拟试验物体的空气动力学行为。通过计算机模拟，可以更为细致地描述流动现象，同时也可以减少实验模型的研发成本和时间。
空气动力学原理2
• 风力机的相似是指风轮与气体的能量传递 过程以及气体在风力机内流动过程相似， 它们在任一对应点的同名物理量之比保持 常数，这些常数叫相似常数（或比例常 数）。下面介绍一下风力机的相似条件以 及相似结果。
• 相似条件
• 根据相似理论，要保证气体流动过程相似， 必须满足几何相似、运动相似、动力相似。
埃菲尔极线
升力、阻力曲线
埃菲尔极线
埃菲尔极线
曲线上的每一个点与原点的连线代表总 气动力系数的大小和方向，自然我们可以在 埃菲尔曲线上找到升力阻力和总气动力的真 实关系 过原点的射线与埃菲尔极线相切的点所 对应的攻角是最佳攻角。
由图可知： 切点处升阻比最大
cot ε = C L / C D
叶素理论
• 动力相似
• 动力相似是指满足几何相似、运动相似的模型与 原型机上，作用于对应点力的方向相同、大小之 比保持常数。这里所讲的作用于气体的力除了因 压力分布形成的推理和切向力外，还包括惯性力 以及黏性力。
• 以下研究的是满足几何相似与运动相似的 惯性力以及黏性力是否也满足动力相似的 条件，以表示长度尺寸的量，由于加速度 的尺寸大小等同于：v 2 l • 根据理论力学能够得到惯性力：
• 上式表明，具有相同尖速比的相似模型和原型机，它们的 效率也对应相等，利用这一结论，可以从风洞试验中由试 验机的性能推断出原型机的效率。 由于风轮前方的速度不受外界干扰
风洞实验报告
3.实验模型：NACA0012翼型，弦长0.15米，展长0.2米，安装于风洞两侧壁间。模型表面的测压孔，前缘孔编号i=0，上、下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为i=1、2、3……16。I<4, 测压孔间距为5毫米，i>4，间距为10毫米。(见图2)
(11)将风洞壁面测压孔、翼面测压孔与多管压力计的测压管对接好，注意检查导管，不得有破漏或堵塞。记录多管压力计的初始读数。
(12)将模型迎角调节到位并固定，风洞开车，由变频器稳定风速。实验中迎角调节范围为α=-4o～22o，△α=2o。
(13)记录数据：在风速稳定和迎角不变时，读取并记录 ；上翼面的 ，下翼面的 。
15
20
30
40
50
60
y位置（mm）
0
4.46
6.01
7.03
7.74
8.6
8.96
8.96
8.7
测压孔数目
9
10
11
12
13
14
15
16
x位置（mm）
70
80
90
100
110
120
130
140
y位置（mm）
8.24
7.62
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关知识。
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，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：
P i 1 V 2 = P - V 2
2 2
本实验利用水排测压得
p = p 「p ：二'g h
可得压力系数C p
,其中
2
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
位移刈勺图像，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，可分别求出翼型的升力系数，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。
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。
空气动力学基础教学大纲
空气动力学基础教学大纲( 112 学时)
一、课程的性质，目的和任务
本课程是航空航天类院校本科飞行器设计与工程专业教学计
划中的一门技术基础课。为飞行器设计与工程专业学生的必修课。本课程的目的和任务是使学生掌握流体力学基本知识和空气动力学的基本概念、基本理论，以及解决空气动力学问题的基本方法和分析手段。本课程的内容可分为两大部分：低速空气动力学和可压缩空气动力学，包括了空气动力学的基本概念、低速流动和可压缩无粘流动的基本原理、绕翼型和机翼的不可压缩流动的薄翼理论和有限翼理论、激波理论、翼型亚音速和超音速线化理论及应用等。
二、本课程的主要内容
第一章空气动力学：一些引述概念
1．空气动力学的重要性：历史实例
2．空气动力学：分类和实际应用目的
3．一些基本空气动力学变量
4．气动力和力矩、压力中心
5．量纲分析：Buckingham Pi 定理、流动相似准则
7．流体静力学
8．流动的类型
9．应用空气动力学：气动力系数的大小和变化趋势
第二章空气动力学：一些基本准则和公式
1．矢量分析和场论复习
2．流体模型：控制体和流体微团
3．连续方程、动量方程、能量方程，动量方程的应用4．用实质导数表达的基本方程
5．流动的迹线和流线
6．旋转角速度、旋度、变形角速度，环量
7．流函数、势函数，流函数势函数的关系
第三章不可压无粘流基础
1．Bernoulli方程及其应用
2．不可压流中的速度边界条件
3．不可压无旋流的控制方程：Laplace方程
4．基本流动：均直流、源汇、偶极子和点涡，流动叠加5．绕圆柱有升力流动
6．Kutta-Joukovski定理
空气动力学中的翼型设计
空气动力学中的翼型设计
在现代航空工业中，翼型是航空器设计中的核心问题之一。翼
型设计涉及到流体力学、动力学、材料力学等多个学科的知识，
是一项非常复杂的任务。本文将简要介绍空气动力学中的翼型设计。
一、翼型的分类
翼型可以根据其几何形状、气动布局和流动特性等多个方面进
行分类。常见的翼型有平面翼、自然翼、对称翼、反对称翼、双
翼等。其中平面翼是最简单的翼型，其截面平面与流体方向垂直，气动布局单一；自然翼是按照自然界中的动物翅膀形态设计的，
其截面平面与流体方向呈锐角，气动布局具有优秀的低速性能；
对称翼和反对称翼是最常见的翼型，其截面平面与流体方向对称
或反对称，气动布局稳定性能较好；双翼则由两片翅膀组成，互
相平行或呈V字型布置，可用于实现良好的升力和速度性能。
二、翼型设计的要求
一架航空器的翼型设计需要符合其特定的性能要求。一般地，翼型设计的主要目标是通过减小气动阻力和提高升力来增加飞行速度，而同时又要保证航空器的稳定性和操纵性能。因此，翼型设计需要考虑以下几个要求：
1、升力：翼型的截面形状决定了其产生升力的能力，通常较窄且被圆弧形上下表面包围的翼型产生更大的升力，但对速度要求较高。翼型的前缘弧度、后缘弧度、翼展等也是影响升力的重要因素。
2、阻力：翼型的阻力是与其表面积和横截面积的平方成正比的，因此设计时需要尽可能减小翼型的面积，并优化其截面形状以获得较低的阻力。
3、稳定性：翼型的稳定性直接影响航空器的飞行安全性，因此设计时需要考虑翼型的质心位置、重心位置和其他结构因素，以确保航空器稳定。
4、操纵性：翼型的设计还需要考虑航空器的操纵性能，即翼型特定位置的扰动对其产生的影响。翼根到翼尖的弯曲程度和翼型的表面形状都是影响航空器操纵性的因素。
翼型空气动力学
EXIT
1.1
翼型的几何参数及其发展
美国的赖特特兄弟
所使用的翼型与利林
塔尔的非常相似，薄 而且弯度很大。这可
能是因为早期的翼型
试验都在极低的雷诺 数下进行，薄翼型的 表现要比厚翼型好。
EXIT
1.1
翼型的几何参数及其发展
随后的十多年里，在反复试验的基础上研制出了大量
翼型，有的很有名，如RAF-6， Gottingen 387，Clark Y。 这些翼型成为NACA翼型家族的鼻祖。
Cy f y (Re, Ma, ),Cx f x (Re, Ma, ), mz f m (Re, Ma, )
对于低速翼型绕流，空气的压缩性可忽略不计，但必须 考虑空气的粘性。因此，气动系数实际上是来流迎角和Re数 的函数。至于函数的具体形式可通过实验或理论分析给出。 对于高速流动，压缩性的影响必须计入，因此Ma也是其 中的主要影响变量。
展了NACA2系列，3系列直到6系列，7系列的层流翼型族。 层流翼型是为了减小湍流摩擦阻力而设计的，尽量使上 翼面的顺压梯度区增大，减小逆压梯度区，减小湍流范围。
EXIT
1.1
翼型的几何参数及其发展
EXIT
1.1
翼型的几何参数及其发展
1967年美国NASA兰利研究中心的Whitcomb主要为了提高
EXIT
1.1
翼型的几何参数及其发展
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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。