LTWT风洞教学NACA4412测压实验报告
NACA4412参数设计实验报告
风能转化原理与技术
设计实验报告
设计题目NACA4412翼型参数设计姓名孙岩雷
学号 912108670128
指导教师王学德
提交日期 2014年 12月26日
一、背景
风能是太阳能转换的一种形式，是一种重要的自然资源，且据估计地球上可利用的风能比可开发利用的水能总量还要大10 倍以上。随着社会的发展，能源危机愈来愈严重，而且燃烧化石能源所带来的环境危害也愈发不可忽视。因此，作为新一代能源利用的典范，风力机的大规模应用也就理所应当了。
风轮是风力机最主要部件，其气动特性影响风能转换率，也决定了风力机的经济性。水平轴风力机是现在最流行、最广泛的采用的风力机。而风轮的翼型决定着风轮的气动参数。随着航空科学的发展，世界各主要航空发达的国家建立了各种翼型系列，美国有NACA 系列，德国有DU系列，英国有RAE系列等。这些翼型的资料包括几何特性和气动特性，可供气动设计人员选取合适的翼型。而在现有的翼型资料中，NACA翼型系列的资料比较丰富，飞行器上采用这一系列的翼型也比较多。本文就是在NACA4412翼型的基础上进行风力机设计的。
二、设计流程
风轮设计主要确定如下关键参数有：风轮直径、叶片数、叶尖速比、叶片翼型、叶素弦长、叶素安装角等。本文对翼型为NACA4412的风力机叶片进行外形设计，其给定的参数为：风力机的输出功率P=6.7kW，设计风速=7 m／s，风轮转速72rpm，风力机功率系数Cp ＝0.43，空气密度为1.225kg/m3，叶片数为3。根据相关参数求得叶片的直径，然后通过读取翼型的相关数据确定最佳攻角，以及其所在
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，用多管压力讣测出水柱高度，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。实验风速匕=20,30,40加/s。实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压1亠,实验段气流的总压几为实验室的大气圧几。
表2.2翼型测压点分布表
上表而
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0 = 90。，压力计标定系数K = 1.0。压力计左端第一测压管通大气，为总压管，其液柱长度为厶；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为厶、，；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-。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，其液柱长度为这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。
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 0
0 0 0
0.05 0.06 0.04
0.1 0.076 0.066
0.2 0.095
0.115
0.3 0.1
0.184 0.7 0.05
0.352
0.95 0.01 0.48
1 0 0.505
α
1 2 3 4 5
6
7 8
9 10
11 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：
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
风洞试验方案
风洞试验方案
一、背景介绍
风洞试验是空气动力学领域中一种重要的试验手段，可以模拟真实的空气流动环境，对飞行器、汽车、建筑等物体的气动性能进行研究。本文档将详细介绍风洞试验方案的设计和实施过程。
二、实验目的
本次试验旨在评估某型飞行器的气动性能，具体目标如下： 1. 测量飞行器在不同风速和迎风角度下的升力和阻力； 2. 研究飞行器在不同风速和迎风角度下的气动特性； 3. 分析飞行器的稳定性和操纵性。
三、实验器材和设备
1.风洞：采用自然通风式低速风洞，具备稳定的进风速度和压力控制功能。
2.测力传感器：用于测量飞行器的升力和阻力。
3.倾斜传感器：用于测量风洞中的迎风角度。
4.数据采集系统：用于采集和记录风洞试验数据。
四、实验方案
1.确定实验参数：
–风速范围：0~30 m/s
–迎风角度范围：-10°~30°
2.准备实验样品：
–安装测力传感器和倾斜传感器于飞行器模型上；
–保证飞行器模型的表面光滑，以减小气动阻力的影响。
3.实验准备：
–打开风洞进风通道，调整通风系统使风洞内风速达到预定值；
–使用校准装置校准测力传感器和倾斜传感器的零点。
4.进行实验：
–设置风速和迎风角度的组合，记录传感器数据；
–重复多次实验，取平均值减小误差。
5.数据分析：
–绘制升力和阻力随风速和迎风角度变化的曲线；
–分析飞行器的气动性能，研究其稳定性和操纵性。
五、安全注意事项
1.在实验过程中，严禁将手指或其他物体伸入风洞中，以免发生意外；
2.实验操作人员应佩戴防护眼镜和手套，确保人身安全；
3.实验设备应进行定期检查和维护，确保其正常运行。
风洞实验报告
风洞实验报告
引言：
风洞实验作为现代科技研究的重要手段之一，广泛应用于航空
航天、汽车工程、建筑结构等领域。本报告将围绕风洞实验的原理、应用以及相关技术展开探讨，旨在加深对风洞实验的理解和
应用。
一、风洞实验的原理
风洞实验是通过利用风洞设备产生流速、温度和压力等环境条件，对模型进行真实环境仿真试验的一种方法。其基本原理是利
用气体流动力学的规律，使得实验模型暴露在所需风速的气流中，从而通过测量模型上的各种力和参数来分析其气动性能。
二、风洞实验的应用领域
1.航空航天领域
风洞实验在航空航天领域有着广泛的应用。通过风洞实验，可
以模拟不同飞行状态下的风载荷，评估飞机、火箭等载体的稳定
性和安全性，在设计和改进新型飞行器时提供可靠的数据支撑。
2.汽车工程领域
风洞实验在汽车工程领域同样具有重要意义。通过对汽车模型在高速风场中的测试，可以优化车身外形设计，降低气动阻力，提高燃油效率。此外，风洞实验还可用于汽车内部气流研究，如车内空调流场、风挡玻璃除雾等。
3.建筑工程领域
在建筑工程领域，风洞实验可以帮助研究风荷载对建筑物结构产生的影响，以提高建筑物的抗风性能。通过模拟真实的气流环境，可以评估建筑物在不同风速下的应力、应变分布情况，为工程设计和结构优化提供依据。
三、风洞实验技术
1.气流控制技术
气流控制技术是风洞实验中必备的关键技术之一。通过对风洞内流场进行合理设计和调整，可以实现不同速度、湍流强度和均匀度的气流条件，以保证实验的准确性和可重复性。
2.试验模型制作技术
试验模型制作技术对于风洞实验的结果具有重要影响。模型的准确度和还原程度直接关系到实验数据的可靠性。现如今，各类先进材料和加工技术的应用，使得模型制作更加精准和高效。
风洞实验报告
风洞实验报告
实验目的：
本次实验的主要目的是探究风洞内气流与实际情况的关系，通过对比不同种类的物体在风洞中所受到的气流影响，分析气流力与物体形状、风速等参数的关系，进一步探究气动力学知识。
实验仪器：
本次实验采用的是风洞设备，主要包括：风机、热线安放器、压力传感器、激光测量仪及流场可视化实验装置。
实验流程：
1. 首先将实验物体放入风洞内，开启风机，控制风速，并调整风洞内气流状态。
2. 利用热线安放器对实验物体表面局部速度的测量。
3. 利用压力传感器对实验物体表面气压及气液动力的测量。
4. 通过激光测量仪及流场可视化实验装置对实验物体周围气流情况进行记录并进行分析。
实验结果：
本次实验中，我们选取了不同的实验物体，进行了相应的实验操作。其中，以典型机翼作为实验目标，分别在不同风速及不同攻角下进行实验测量。根据实验结果，我们发现在相同的风速条件下，攻角越大，物体所受到的气流力越大。同时，不同物体的形状、尺寸也对其所受到的气流力产生一定的影响。此外，通过流场可视化实验装置的实验结果，我们也可以清晰地看到实验物体周围气流的流动情况，这一结果进一步验证了实验数据的准确性。
结论：
通过本次实验，我们深入了解了风洞实验的意义以及其在气动力学领域中的应用。同时，我们也对气流力、攻角和物体形状等
参数的关系进行了深入探究，展示了其重要性和实用性。基于本次实验的实验结果，我们也可以为工程设计、气动力学等领域提供一定的理论基础支持。
风洞实验报告
风洞实验报告
风洞实验报告
一、引言
风洞实验是一种重要的工程实验方法，可以模拟大气中的空气流动情况，用于测试和研究各种物体在气流中的性能和特性。本文将介绍一次针对某飞行器模型的风洞实验，包括实验目的、实验过程、实验结果和结论。
二、实验目的
本次实验的目的是通过风洞实验，对某飞行器模型在不同风速下的气动特性进行测试和分析，为飞行器的设计和改进提供参考依据。具体目标如下：
1. 测试飞行器在不同风速下的升力和阻力变化情况，了解其气动性能；
2. 研究飞行器在不同风速下的稳定性和操纵性，评估其适航性；
3. 分析飞行器在不同风速下的气动力分布，寻找潜在的改进方向。
三、实验过程
1. 实验设备准备：在实验室中搭建风洞装置，包括风洞本体、风速控制系统、数据采集系统等。确保设备正常运行和准确测量。
2. 实验样本制备：根据飞行器模型的设计要求，制作样本并进行必要的校正和调整，确保样本符合实验要求。
3. 实验参数设置：根据实验目的，确定实验参数，包括风速范围、采样频率、测量点位置等。
4. 实验数据采集：将样本放置在风洞中，通过数据采集系统记录风速、升力、阻力、气动力矩等数据，并实时监测飞行器的姿态。
5. 数据处理与分析：对采集到的数据进行处理和分析，得出实验结果，并与理
论计算结果进行对比。
四、实验结果
1. 升力和阻力变化曲线：通过实验数据的分析，得到了飞行器在不同风速下的
升力和阻力变化曲线。结果显示，在低速风洞实验中，飞行器的升力随着风速
的增加而线性增加，而阻力则呈指数增加。在高速风洞实验中，升力和阻力的
增长趋势逐渐趋于平缓。
NACA4412参数设计实验报告
风能转化原理与技术
设计实验报告
设计题目NACA4412翼型参数设计姓名孙岩雷
学号 912108670128
指导教师王学德
提交日期 2014年 12月26日
一、背景
风能是太阳能转换的一种形式，是一种重要的自然资源，且据估计地球上可利用的风能比可开发利用的水能总量还要大10 倍以上。随着社会的发展，能源危机愈来愈严重，而且燃烧化石能源所带来的环境危害也愈发不可忽视。因此，作为新一代能源利用的典范，风力机的大规模应用也就理所应当了。
风轮是风力机最主要部件，其气动特性影响风能转换率，也决定了风力机的经济性。水平轴风力机是现在最流行、最广泛的采用的风力机。而风轮的翼型决定着风轮的气动参数。随着航空科学的发展，世界各主要航空发达的国家建立了各种翼型系列，美国有NACA 系列，德国有DU系列，英国有RAE系列等。这些翼型的资料包括几何特性和气动特性，可供气动设计人员选取合适的翼型。而在现有的翼型资料中，NACA翼型系列的资料比较丰富，飞行器上采用这一系列的翼型也比较多。本文就是在NACA4412翼型的基础上进行风力机设计的。
二、设计流程
风轮设计主要确定如下关键参数有：风轮直径、叶片数、叶尖速比、叶片翼型、叶素弦长、叶素安装角等。本文对翼型为NACA4412的风力机叶片进行外形设计，其给定的参数为：风力机的输出功率P=6.7kW，设计风速=7 m／s，风轮转速72rpm，风力机功率系数Cp ＝0.43，空气密度为1.225kg/m3，叶片数为3。根据相关参数求得叶片的直径，然后通过读取翼型的相关数据确定最佳攻角，以及其所在
风洞试验
风洞试验
建筑风洞试验就是对于外形比较复杂的风致敏感建筑，现行荷载规范中没有可供借鉴的体型系数，采用一定比例缩小的刚性模型，研究风荷载对于建筑的荷载作用。在刚性模型表面密布气孔，采用一定的风速作用于模型，根据各气孔承担的风压力，折算出此处的平均压力系数（=荷规中体型系数x高度变化系数）。
风洞试验一般出两个报告，《风洞测压试验报告》和《风致振动分析报告》，
《风洞测压试验报告》给出平均压力系数和极值压力，平均压力系数=体型系数X高度变化系数，主要用于整体结构计算，考察整体结构在风荷载作用下的受力状况，发现敏感部位；极值压力=体型系数X高度变化系数X阵风系数X基本风压，主要用于维护结构风力较大部位的计算。
《风致振动分析报告》给出等效静力风荷载，作为结构设计的风荷载取值，可以直接使用。关键是理清各分区数值的正负号、合理归并方便施加荷载。
报告中一般假定，作用于测量表面向板内的压力，为正值，背离测量表面向板外的吸力，为负值。
对于开敞的结构，比如体育场（以下都以体育场为例来说明），通常给出，作用于外表面的值和内表面的值。
外表面为正值，表示风对板有向板内的压力，即向体育场内部的压力；
外表面为负值，表示风对板有向板外的吸力，即向体育场外部的吸力；
内表面为正值，表示风对板有向板内的压力，即向体育场外部的压力；
内表面为负值，表示风对板有向板外的吸力，即向体育场内部的吸力；
要得到作用于体育场的向内的最大作用力，应该是取同一风向下，等效静力风荷载外表面的正值和内表面的负值绝对值相加；作用于体育场的向外的最大作用力，应该为同一风向下，等效静力风荷载外表面的负值和内表面的正值绝对值相加。然后综合得到某个分区某个风向下，向体育场内和向体育场外的最大值作为此分区此方向下的风荷载取值，就是可以直接施加的荷载值，单位kN/m2。
风洞静态压力分布测量实验
测压点编号
17
18
19
20
21
22
Y坐标/mm
60
60
45
30
15
0
Z坐标/mm
13.93
-18.57
-41.07
-57.17
-66.75
-70
法向Z轴分量
-0.614
0.504
0.614
0.758
0.921
1
法向Y轴分量
0.789
0.864
0.789
0.652
0.39
0
积分长度ds/mm
Cp-y/b
■・*
、
—
/
\
K
y. z
21.5^
、-1
廿wenku.baidu.com
-0.51
■
151■-L51
./
\
\ /
\爲
\/
\/
1
3—
SpanTise Locaticm
图5绘制完成的压力系数沿模型周向的分布曲线
3、根据模型截面的Cp=f(y/b)曲线，编写程序，积分该截面的截面法向力系数Cn和截面侧向力系数
Cy。并对不同实验状态下的结果进行对比分析。
-45
-60
r-60
-50
-40
r-30
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。
风洞仿真实验报告
风洞仿真实验报告
1. 实验目的
本次实验旨在通过风洞仿真，模拟气流对物体的流动影响，探究风洞对各种物体的流动特性进行研究的可行性，并通过实验结果分析其在工程中的应用。
2. 实验装置和方法
实验采用了一种封闭式风洞，其整体结构为正方体形状，边长为1.5米，内部安装了风机、调速器以及传感器等设备。实验流程如下：
1. 将所需仿真物体放置在风洞内，采用合适的定位装置固定。
2. 启动风机并调整转速，设置合适的进风速度。
3. 使用传感器测量物体周围的气流速度以及气流压力。
4. 结合传感器数据和真实观察，分析物体在不同风速下的流动特性。
3. 实验结果分析
通过实验，我们观察到以下现象：
3.1 物体周围流动区域
在低速风洞仿真实验中，我们发现物体周围出现了明显的流动区域。这些区域可以被分为静止区、过渡区和湍流区三个部分。在物体的上游区域，气流相对较平稳，可以被视作静止区。接着是逐渐增长的过渡区，在这个区域内，气流开始加速并逐渐形成湍流。最后是湍流区，物体周围的气流呈现不规则、紊乱的状态。
3.2 流动尾迹
在高速风洞仿真实验中，我们观察到模型尾部产生了流动尾迹。流动尾迹的形成是因为快速流动的气流离开物体后，周围的低速气流会迅速填补空隙，形成了被称为"流动尾迹"的现象。
3.3 气流速度分布
在实验中，我们使用传感器测量了物体周围的气流速度。通过分析传感器数据，我们发现气流速度在物体附近存在明显的变化。在物体前方，气流速度较低，而在物体后方，气流速度则大幅度增加。这是由于物体形状的阻挡作用，导致气流在物体周围流动时产生速度的差异。
风洞实验报告
8.09.0 8.3 7.3 3.01.1 6.3 8.3 3.01.1 6.3 8.3 1.02.1 9.4 7.4 3.02.1 5.7 9.5 2.04.1 4.7 2.5 2.1 1.2 2.5 1.4 5.4 7.2 5.5 9.2 6 4 52.1 1.2 4
2.17.0 8.3 7.3 7.08.0 6.3 8.3 7.08.0 6.3 8.3 4.00.1 7.4 6.4 8.09.0 2.9 9.6 4.03.1 4.01 7.6 8.0 9.1 8.5 4.4 5.4 7.2 6 3 5.6 2.4 57.0 9.1 3
数参置位孔压测型翼 2100ACAN�1 表
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验试量测速失翼机 .3
35.1 041 61 7.8 06 8 69.8 05 7 87.2 031 51 69.8 04 6 39.3 021 41 6.8 03 5 5 011 31 47.7 02 4 79.5 001 21 30.7 51 3 58.6 09 11 10.6 01 2 26.7 08 01 64.4 5 1 42.8 07 9 0 0 0 �mm�置位 y �mm�置位 x 目数孔压测 �mm�置位 y �mm�置位 x 目数孔压测
2014TI杯简易风洞设计报告
32
3~5
7
CD
3~5
8
AB
3~5
7
CD
3~5
8
>A
3~5
2
3
1、基本要求
1）依据测试结果和表3-2记录的数据，要求（1）（3）能较好的完成；
2）依据测试结果和表3-3记录的数据，要求（5）能够很好的完成；
3）依据测试结果和表3-3记录的数据，要求（6）能够完成，在时间的限制上存在细微误差；
4）依据测试结果，要求（7）能够较好的完成。
2.1.4
若未加百叶窗栅格图所示的空气流向，空气乱流，没有固定的流向，分散了风机的推力，如图2-4所示：
图2-4未加栅格的空气流向图
嵌入百叶窗栅格图所示的空气流向，空气流向全部朝上，集中了风机的推力，如图2-5所示：
图2-5嵌入栅格的空气流向图
由此可见，本次设计在圆管与风机的连接处嵌入百叶窗栅格，风洞试验效果会更好。
方案二：采用12864液晶显示。该显示器程序易移植，支持并口和串口传输，支持4行汉字显示，占用I/O口较少，符合本次设计要求。
综上所述，故选用方案二。
1.4
方案一：采用独立键盘控制。该键盘编程简单，但占用I/O口较多，浪费资源。
方案二：采用矩阵键盘控制。该键盘占用I/O口少，简洁美观，使用方便，控制范围大。
综上所述，故采用方案二。
NACA4412
ｎ
（ １ ）
其周 围也都 是三维流场 ，因为涉 及端部绕流和 展向轮廓多变 等三维 因素 ，很难得到翼形 的共性特征 。而 二维翼形又是影
响三维机翼 水动力性能 的最核 心的 因素 ，二 维翼形性能 的准
确 把 握 是 对 三 维 机 翼 性 能 进 行 成 功 预 报 和 三 维 几 何 设 计 的关
特性 ，可 以有效减少 三维机 翼计算时的代价＿ ２ Ｊ 。 ｌ
Ｎ ＡＣ Ａ ４ ４ １ ２是工程 中应 用非常广泛的一种翼形 ，其特
征 是最大拱 度比 ４ ％，最大拱度 位置到导边 的距离为弦长 的 ４ ０ ％，最大厚度 占弦 长的比例 为 １ ２ ％。本文以其为对象 ，用 Ｒ ＡＮＳ方法 研究网格 分布、 离散格式、 湍流模型 、 壁面ｙ ｐ ｌ ｕ ｓ
细致 分析了各个攻角下计算 的网格 分布、离散格式、湍流模型和几何尺 度等 因素对 翼形周围流场和翼形水动力性 能 的影响 ，还揭示 了尺度效应在升 力系数和阻力系数上的体现 ，并与实验值进行了对 比。系统总结了 ＣＦ Ｄ 计算 中各
因素对二维机翼水动力性能 的影 响并提 出了建议 。 关键词 ：ＣＦ Ｄ；Ｎ ＡＣ Ａ ４ ４１ ２；水动力 ；尺度效应
收 稿 日期 ：２ ０ ｉ ５ — ０ ８ — １ ９ 图 １ Ｎ Ａ Ｃ Ａ ４ ４ １ ２ 计 算域
作者简介 ：付天宇 （ １ ９ ９ ６ 一 ） ，女 ，内蒙古 呼伦贝尔人 ，浙 江海 洋学院 船舶与海洋工程学院 。 基金项 目：星火计划项 目 （ 项 目代码 ：￥ ２ ０１ ５ Ｃ２ ０ ０１ ０ ５ ） ；２ ０１ ５年浙江海洋学 院大学 生科技创新项 目。
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-0.0205424 0.09069254 0.19373238 0.27590201
-0.0024039 0.09692082 0.19209336 0.26825324
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0.26224104 0.26180499 0.24828741 0.23651403 0.22517671 0.219072 0.22125225 0.1977055 0.19029263 0.20511837 0.23346168 0.17067034 0.16587378 0.13665837
学新问题和新现象的主动性，提高学生的动手能力和相关专业知识的综合运用能 力。 2．实验设备 2.1 风洞
三元实验段： 1.05×1.2 m，V = 5 ～ 55 m/s 三元实验段(三元二元串式状态)：1.05×1.2 m，V = 5 ～ 25 m/s 二元实验段： 0.4 ×1.0 m， V = 5 ～ 75 m/s 最低湍流度： ε ＜ 0.02% 变湍流度范围：0.02% ～ 1% 2.2 模型 本次实验模型是 NACA4412 木质模型，模型基本情况如图所示，模型弦长 300mm，模型表面分三排共布置测压孔 61 个，其中上表面 32 个、下表面 29 个。
-1.6267317 -1.5604519 -1.4697533 -1.4252761 -1.3995491 -1.3459149 -1.3166994
-1.2526 -1.2146635 -1.1972215 -1.2028901 -1.1832679 -1.1422791 -1.107831 -1.0877727 -1.0581212 -1.0441676 -0.9996904 -0.9652424 -0.8967824 -0.8409679 -0.7511414 -0.6818093 -0.6172737 -0.5383485 -0.4969237
0.015 0.03 0.045 0.06 0.085 0.11
（2）风速 V = 40 米/秒时模型表面的压力系数 迎角 α
2
4
6
8
下表面
0.17428265 0.56218449 0.80574313 0.93271269
-0.0694945 0.28213029 0.55235036 0.74182128
Fra Baidu bibliotek-2-
0.36 0.385 0.4 0.415 0.43 0.455 0.48 0.53 0.58 0.63 0.68 0.73 0.83 0.93
0.015 0.03 0.045 0.06 0.085 0.11 0.135 0.16 0.185 0.21 0.235 0.26 0.285 0.31 0.335 0.36 0.385 0.4 0.415 0.43 0.455 0.48 0.53 0.58 0.63 0.68
0.04643895 0.09998033 0.15242903 0.19034507
0.93
-0.0931405 -0.0948847 -0.0940126 -0.0831113
0
0.92198612 0.69567568 0.19421709 -0.5444532
-4-
-5-
x/c
Cp
0.015 0.03 0.045 0.06 0.085 0.11 0.135 0.16 0.185 0.21 0.235 0.26 0.285 0.31 0.335 0.36 0.385 0.4 0.415 0.43 0.455 0.48 0.53 0.58 0.63 0.68 0.73 0.83 0.93
-0.080059 0.05686104 0.18811238 0.29538091
-0.0225002 0.10308244 0.22299645 0.32241607
-0.0364539 0.07779149 0.18593212 0.27750282
0.00409888 0.11005926 0.21078703 0.29799722
-0.0538959 0.18854843 0.39872499 0.56311619
-0.1036057 0.1043906 0.287532 0.43840562
-0.0687216 0.10569875 0.26398524 0.39872499
-0.0538959 0.09828588 0.24087454 0.35991645
（2）大气参数： 大气压力：96.36 kPa，大气温度：20.3 摄氏度，总压：0.916980 kPa，动压： 0.915180 kPa 模型参数：NACA4412 实验状态：风速 V = 40 米/秒，迎角 α= 2度，4度，6度，8度。
4.实验结果与数据处理
Cp x/c
0.015 0.03 0.045 0.06 0.085 0.11 0.135 0.16 0.185 0.21 0.235 0.26 0.285 0.31 0.335
-2.2171447 -2.023538 -1.8752807 -1.7723727 -1.681238 -1.5979523 -1.5338528 -1.4514392 -1.3943165 -1.3594324 -1.3415543 -1.3175715 -1.2687338 -1.2299253 -1.2041983 -1.1815236 -1.133558 -1.0480921 -0.9682947 -0.9242536 -0.8754159 -0.7725079 -0.7201817 -0.6486694 -0.560151 -0.508697
0.01107569 0.10875111 0.20250206 0.28229938
0.01936066 0.10962321 0.19814155 0.27227021
0.39392843 0.12968155 0.23389773 0.26180499
0.0350585 0.11616397 0.19552525 0.26354919
0.04159926 0.04988423 0.04944818 0.04595977 0.04465162 0.04814002 0.05729709 0.05293659 0.0599134 0.08694856 0.60323288 0.0830241 0.09479748 0.08258805
-0.5060807 -0.6238145 -0.6491054 -0.6992513 -0.7711997 -0.7812289 -0.8178572 -0.8004151 -0.8012872 -0.816549 -0.8571017 -0.8518691 -0.8392237 -0.8182932 -0.8069559 -0.7912581 -0.773816 -0.739368 -0.7105886 -0.6818093 -0.653902 -0.6172737 -0.5989596 -0.5243949 -0.4350044 -0.4136379
上表面 -1.0415513 -1.0777435 -1.0480921 -1.055941 -1.0842843 -1.0620457 -1.0685865 -1.0271616 -1.0088475 -1.0097196 -1.0341384 -1.021493 -0.9957659 -0.9639342 -0.9495445 -0.9251257 -0.9076837 -0.8697472 -0.8305026 -0.8117524 -0.7773044 -0.7415482 -0.6255587 -0.5649476 -0.4834061 -0.4602954
0.03212483 0.11418519 0.19307677 0.2550318
0.030158 0.11265543 0.18968946 0.25033327
0.0352936 0.11658909 0.19067287 0.24814791
0.03321751 0.10566227 0.17657729 0.24006206
（1）风速 V = 20 米/秒时模型表面的压力系数
迎角 α
2
4
6
8
下表面
0.25744448 0.60802944 0.83346778 0.9355037
0.01630831 0.33985811 0.59494791 0.76936829
-0.029477 0.2456711 0.47372575 0.64683798
-0.083153 0.07867305 0.22421819 0.34080727
-0.0846828 0.05976966 0.19176555 0.29841124
-0.0405385 0.08315304 0.204987 0.30245416
-0.0385716 0.08206036 0.19231189 0.28070981
0.19639735 0.19814155 0.18898448 0.17939136 0.17328665 0.16761798 0.17197849 0.15671671 0.1514841 0.17023429 0.27357836 0.14668754 0.14363518 0.12226869
0.04152189 0.1124369 0.17887192 0.23044647
0.04141262 0.10719203 0.17078607 0.21951966
0.03758823 0.09866911 0.15920365 0.21263577
0.05955113 0.11156275 0.16903778 0.21219869
0.12139658 0.12488499 0.11965238 0.11223951 0.10831506 0.107879 0.11354767 0.10221034 0.10395455 0.12793735 0.26006079 0.11311162 0.11834423 0.10046614
-3-
0.73
-0.3438698 -0.3839865 -0.4092774 -0.4179984
0.78
-0.2810784 -0.3085497 -0.328608 -0.3246835
0.83
-0.2204674 -0.2352931 -0.2448862 -0.2374733
0.88
-0.1389258 -0.1445945 -0.1476469 -0.1332572
-1-
2.3 测压系统 DSY104 电子扫描微压测量系统一套，西北工业大学研制。 测压通道： 192 通道，（±2.5kPa 160 通道，±7.5kPa 32 通道） 扫描速率： 50000 通道/秒 系统精度： ±0.1％F.S
3．实验状态与步骤 （1）大气参数： 大气压力：96.36 kPa，大气温度：20.3 摄氏度，总压：0.230495 kPa，动压： 0.228795 kPa 模型参数：NACA4412 实验状态：风速 V = 20 米/秒，迎角 α= 2度，4度，6度，8度。
西北工业大学
LTWT 风洞翼型测压实验报告
学 院： 学 号： 姓 名： 专 业： 实验时间： 实验地点： 指导教师：
2012 年 5 月 2 日
1．实验目的及要求 为巩固课堂理论学习内容，增加感性认识，了解飞行器风洞测压实验的基本
过程，掌握空气动力学的基本实验方法。 使学生将课堂中学到的基础理论知识进行实验验证，激发学生探索空气动力