实验六 翼型压强分布测量实验
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。
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。
实验六翼型压强分布测量实验
实验六 翼型压强分布测量实验一、实验目的与要求1. 熟悉二元机翼表面压力分布的测量方法；2. 掌握用压力分布曲线计算机翼剖面的升力和压差阻力的方法；3. 在一风速下，给定不同迎角，分别测出机翼表面诸测点上的压力，绘制压力分布图和升力系数，阻力系数与迎角L C X C α的关系曲线。
二、实验原理实验装置：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：管的一端伸出物体外（见图8可判断出各测点的压强分布。
变。
测压孔 通常压强分布都以一无量纲系数表示，其定义为：P PP V h h i i k =i−=⋅∞1212ρξΔΔ （1）其中：——来流的静压；P ∞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()si 0n ； 1220ρξγV h h k =−()si φn 其中：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（公斤/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 =−=⋅∞1212ρξΔΔ 压力分布测量结果用压力分布图表示。
压力分布图有两种绘制方法，一种是以线段的长度代表测定值，以箭头表示其正负，把测定结果垂直测定点位置绘出，这种图形可直观地表示物体表面所受载荷及其分布，另一种图形是以翼弦为横坐标x 。
测定翼型上的压强分布实验(精)
《测定翼型上的压强分布实验》实验指导书空气动力学与风洞实验室2007年6月测定翼型上的压强分布实验一、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。
接多管压力计上各相应支管 图1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 01220ρξγφV 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（公斤/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起见，令φ=30° 2. 3. 记录多管压力计的液体重度γ管修正系数ξ。
翼型风洞实验
实验结果及其飞行数据的比较
由图知：无论是三元风洞或飞行测量的三元 机翼剖面的前缘吸力峰值和上表面后缘压力 恢复都明显比二元翼型的药膏；由压力分布 积分得到的翼型升力系数，在相同迎角，三 元机翼剖面的升力系数要不二元翼型的小； 将二元的升力系数做三元效应修正，修正后 的结果与三元风洞和飞行数据的一致性较好
侧壁边界层干扰
主要表现以下三个方面：
侧壁湍流边界层扰动沿翼型展向扩展，翼型到翼 型中心面； 边界层内环量变化所引起的尾涡对中心测量剖面 产生的诱导速度和诱导迎角； 模型与洞壁连接处的边界层分离的影响。
侧壁边界层对实验数据的影响
研究表明：
当亚声速时，翼 型的法向力系数 降低，轴向力系 数增加；当超声 速时，使翼面激 波位置前移，阻 力发散马赫数增 加
侧壁边界层干扰修正
1979年R.W.Barnwell基于相似律提出了 亚声速侧壁边界层修正方法，后来 W.G.Sweall将此方法推广到跨声速，公 式如下：
A.V.Murthy 提出一种新的修正侧壁边界层影响 的方法。该方法基于边界层的存在改变了气流流 过翼型的通道面积，从而改变了来流的有效Ma 数，故需对来留Ma数及其对应的和做修正。 Murthy的修正公示如下：
通常低速翼型实验将II-II截面取在翼型后 缘之后0.5-1.0倍弦长处，该处的尾流内 的静压已为常值。实验时，用小型的总 压 p01 ，用静压管测出尾流内的静压 p ， 同时测出来流的 p0 和 p ，就可以通过上 面的式子用数值积分的方法算出翼型的阻 力系数 cx 。
由此可以看出，翼型阻力测量的精确度主 要取决于尾排管测量精度，特别是跨音速， 翼型出现激波与边界层的干扰，影响很大， 必须精心设计和放置排管。
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。
绕流机翼表面的压力分布测定
绕流机翼表面的压力分布测定一、实验目的（1）学习测量流体绕流机翼时机翼表面压力分布的方法。
（2）测定在不同冲角下机翼的表面压力分布。
二、实验原理将机翼置于均匀定常的气流中，在机翼的表面可以测得其压力分布。
测定实际流体绕机翼的压力分布具有很大的实际意义，因为压力分布反映了机翼的真实绕流特性。
由压力分布曲线可以得到此机翼的升力系数和机翼表面的速度分布。
机翼表面力分布常用无因次压力系数ρC 来表示。
即∞∞∞∞--=-=h h h h V P P C 01212ρρ其中：∞V ─无穷远处流体速度 [m/s] ρ)(20∞∞-=h h V0h ─气流来流总压P 0测量值（表压） [Pa]∞h ─气流来流静压P ∞测量值（表压） [Pa]1h ─机翼表面上某一点压力P 1的测量值（表压） [Pa] ρ─气体的密度 [kg/m 3] 实验条件下的雷诺数为νbV R e ∞=其中：b ─机翼的弦长 [m]ν─气流运动粘性系数 [m/s]ν=μ／ρ对空气 μ=1.72×10-5（1+0.0028t-0.00005t 2） [2m SN ⋅] t 为气流温度 [℃] 三、实验设备四、实验步骤（1）熟悉实验设备各部分的作用与调节方法，记下有关数据。
（2）将多管压力计的水平泡调到中心位置。
检查各压力管内有否气泡，应排出气泡使各压力管的液柱高度齐平。
将单管倾斜压力计的水平泡调到中心，并使液面为零。
（3）将速度测针的测静压的接管通过三通，一端与多管压力计的一支管相连，测得来流静压h ∞；另一端与单管倾斜压力计的（－）端相接，而测针测总压的接管与单管倾斜压力计的（+）端相连，这样测得来流动压（h 0－h ∞）。
（4）将机翼24个测点的测压接管顺次与多管倾斜压力计相接。
（5）开启风机，记下（h 0－h ∞）、h’∞和h’1各值，同时记下多管压力计中通大气管得液面值。
（参考零位值）。
H’∞和h’1与此零位值得差值即为h ∞和h 1。
实验六流体压强及其测量演示实验
实验六 流体压强及其测量演示实验一、实验目的1．了解绝对压强，表压强和真空度的区别及其相互联系。
2．了解柱高度、压头和压强的区别及其相互联系。
3．掌握压强的几种测量方法。
二、实验原理1．绝对压强=表压+大气压绝对压强=大气压+真空度2．水银柱及水柱压差计原理：在化工生产中，压强是一个重要的控制条件，测量压强的仪表也很多，U 形管压强计就是利用流体静力学原理设计的测定压强的一种仪表。
图6-1所示为一根U 形玻璃管，内装有密度为ρ0的指示液，指示液应与被测液体不互溶，也不发生化学反应，并且指示液的密度ρ0要大于被测流体的密度ρ。
测压时，将U 形管的两端分别联接到被测系统的两点上，若这两点的压强分别为p 1和p 2（图中p 1＞p 2），由于p 1和p 2不相等，当测量达稳定时U 形管两侧指示液液面的高度也不相同，其差值R即为压强计的读数。
在U 形管压强计内取A 、A ＇两点，这两点是在连通着的、静止的同一流体内，又在同一水平面上，所以这两点的压强相等。
故有g R Z p p A ρ)(1∆++=g R g Z p p A 02ρρ∆++='因A A p p '=，所以：R g p p ∆-=-)(021ρρ若被测流体是气体，通常ρ＜＜ρ0，上式可简化为：R g p p ∆=-021ρ这样测出的是被测系统两点间的压强差，若将U 形管压强计一端连通大气，这时读数R 表示的是设备中某点的绝对压强与大气压强之差，即表压。
3．微压差计原理如图6-2所示，微压差计一端与流体管路相连，另一端通大气。
左右端玻璃管上方有扩大室1及2，要求扩大室的直径大于10倍的玻璃管直径，即d 室＞10d 管。
当右端的指示液高度有△h的变化时，左端扩大室的液面高度变化△h ＜＜△h ’，也就是说，扩大室的液面高度变化几乎为零。
具体分析如下：当右端的指示液上升（下降）△h 时，左端扩大室的液面高度下降（上升）△h ’，则有：室管2424d h d h ππ∙'∆=∙∆。
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。
310 机翼表面压强分布测定实验
3.10 机翼表面压强分布测定实验一、实验目的：1.了解低速风洞及空气动力学测压测速仪器的构造、原理和使用方法。
2.测定机翼表面的压强分布及最大升力角。
二、实验设备介绍：1、低速风洞图 10-1在流体力学实验中，风洞是最基本、最重要的设备之一。
在风洞中能人为控制实验条件，便于安装各种试验模型及测量仪器，准确地测定各种所需的气动力参数，因此在空气动力学研究中得到广泛应用。
本实验所用的回流式风洞（如图10－1所示）可视为能产生符合一定气流要求的闭口大管道。
气流是由可调速的电动机带动风扇推动的。
在风扇前后装有整流叶片和顺直器以使气流减少扭曲与旋转分量，再经过扩张段降速与转角导流片引导流向整流网。
降速的目的是为了减少动能损失，整流网的作用是将气流经过转角导流片及沿途引起的大旋涡被分割成小旋涡。
流过整流网的气流通过收缩段后到达试验段。
收缩段的目的是使气流从整流网到试验段作连续地加速并改善气流的品质，使试验段中的流场达到均匀稳定。
试验段是安装试验模型和测量仪器的工作部位，试验段中的气流参数是表征风洞性能和规格的主要指标。
从试验段流出的气流经扩压后回到风扇段。
2、测速管测速管由总压管与静压管组合而成，如图10－2所示。
将两管所感受到总压和静压引入测压计可计算、转换为被测气流的速度。
3、倾斜式微压力计在测量二个相差不多的压强时，为提高测量的精确度常采用倾斜式微压力计（见图9－3）。
在贮液杯上接高压强，在斜管上接低压强。
当贮液杯中液面下降时，斜管中液面读数相应上升刻度。
根据压强公式1p 2p h Δl ()()12()sin sin /m m m p p p g h h g l h g h l l K ρραραΔ=−=+Δ=+Δ=+Δ=l式中Δ为压强差，为斜管读数，p l K 为微压力计的修正系数()sin /m K g h ρα=+Δlm ρ为测压计中液体密度，α为斜管倾斜角，/h l Δ由斜管与贮液杯的截面面积比决定。
机翼流动特性实验报告(3篇)
第1篇一、实验目的本次实验旨在研究机翼在不同迎角和雷诺数条件下的流动特性，包括边界层的发展、分离流动、升力系数、阻力系数等，以期为飞机设计提供理论依据。
二、实验原理机翼的流动特性主要受雷诺数、迎角、翼型等因素的影响。
实验中，通过改变迎角和雷诺数，观察机翼表面的流动情况，并测量升力系数和阻力系数，分析机翼的气动特性。
三、实验设备1. 风洞：用于产生稳定的气流环境。
2. 机翼模型：用于模拟实际机翼的流动特性。
3. 数据采集系统：用于测量升力系数、阻力系数、风速、风向等参数。
4. 高速摄影系统：用于观察机翼表面的流动情况。
四、实验方法1. 实验前，将机翼模型安装于风洞中，确保模型安装牢固，并对模型进行标定。
2. 根据实验要求，调整迎角和雷诺数，使气流在机翼模型上形成稳定的流动。
3. 开启数据采集系统和高速摄影系统，记录实验数据。
4. 观察机翼表面的流动情况，分析边界层的发展、分离流动等特性。
5. 根据实验数据，计算升力系数和阻力系数。
五、实验结果与分析1. 边界层发展实验结果表明，随着迎角的增大，边界层厚度逐渐增加。
当迎角达到一定值时，边界层开始出现分离现象。
在分离区，气流速度降低，导致升力系数下降。
2. 分离流动实验观察到，在分离区，气流速度降低，流动变得不稳定。
分离点的位置随迎角的增大而向翼尖移动。
分离流动会导致升力系数下降，阻力系数上升。
3. 升力系数和阻力系数实验结果表明，随着迎角的增大，升力系数逐渐增大，阻力系数逐渐减小。
在低雷诺数条件下，升力系数和阻力系数的变化趋势与高雷诺数条件下基本一致。
六、结论1. 随着迎角的增大，边界层厚度逐渐增加，分离流动现象逐渐明显。
2. 分离点的位置随迎角的增大而向翼尖移动。
3. 升力系数和阻力系数随迎角的增大而发生变化。
七、实验总结本次实验通过改变迎角和雷诺数，研究了机翼的流动特性。
实验结果表明，迎角和雷诺数对机翼的流动特性有显著影响。
实验结果可为飞机设计提供理论依据，有助于优化机翼设计，提高飞机的气动性能。
设计测量流体压强的实验
流体管道
材质：不锈钢、聚四氟乙烯等
耐压性能：满足实验所需的最大压强要求
密封性能：确保管道不漏气、不漏液
直径：根据实验需求选择合适的直径
连接方式：螺纹连接、焊接等
长度：根据实验需求选择合适的长度
数据采集器
功能：实时监测流体压强
特点：便携、易操作、高精度
使用方法：连接传感器，设置参数，开始采集数据
原理：通过传感器采集数据，并通过无线传输到数据采集器
得出结论
实验目的：测量流体压强
实验器材：U型管、水、刻度尺、计时器等
实验步骤： a. 准备U型管和水 b. 测量U型管两端的水位差 c. 计算流体压强
结论：通过实验得出流体压强的计算公式和数值
实验结果分析
数据整理与处理
收集实验数据：记录每次测量的压强值
数据整理：将收集到的数据按照时间顺序排列
数据处理：计算平均值、标准差、极差等统计量
实验目的：通过实验了解流体压强与流速之间的关系
实验原理：流体压强与流速的关系可以通过伯努利方程来描述
实验器材：流体、管道、压力传感器、流量计等
实验步骤：设置不同的流速，测量流体在不同流速下的压强，分析数据，得出结论
分析流体压强对流体的影响
研究流体压强对流体性质的影响
分析流体压强对流体状电路和显示单元
功能：实时监测流体压强，并提供精确的测量数据
使用方法：将压力传感器安装在需要测量压强的位置，通过信号处理电路将数据传输到显示单元进行显示和分析。
风洞装置
风洞：用于模拟气流环境的实验设备
主要部件：风扇、风道、测试段
功能：提供稳定的气流环境，用于测量流体压强
操作步骤：开启风扇，调节风速，放置测试段，读取数据
《主题四 第四节 学生实验_测量气体的压强》作业设计方案-中职物理高教版21化工农医类
《学生实验_测量气体的压强》作业设计方案（第一课时）一、作业目标本作业设计旨在通过实验操作，使学生掌握测量气体压强的基本方法，加深对气体压强概念的理解，培养实验操作能力和科学探究精神，为后续物理学习奠定基础。
二、作业内容1. 理论学习：学生需预习测量气体压强的相关理论知识，包括压强的定义、测量原理及常用的压强计类型等。
2. 实验准备：指导学生根据实验指导书准备实验器材，如压强计、导管、注射器等，并检查其完好性。
3. 实验操作：在教师的指导下，学生按照实验步骤进行操作。
首先，需组装好实验装置，确保气密性良好。
然后，通过改变注射器内的气体量，观察压强计的读数变化，记录数据。
4. 数据处理：学生需根据实验数据，绘制压强与气体量的关系图，并分析数据，得出结论。
5. 实验报告：学生需撰写实验报告，包括实验目的、步骤、数据记录与分析、结论等部分，重点突出对实验过程和结果的反思与总结。
三、作业要求1. 理论学习要求：学生需认真预习，掌握测量气体压强的基本概念和原理。
2. 实验准备要求：学生需按照实验指导书的要求，认真准备实验器材，确保实验的顺利进行。
3. 实验操作要求：学生需在教师的指导下进行实验操作，严格按照实验步骤进行，确保实验数据的准确性。
4. 数据处理要求：学生需认真记录实验数据，按照要求绘制关系图，并进行分析和总结。
5. 实验报告要求：实验报告需条理清晰，重点突出，反思和总结部分要深入，体现学生对实验过程和结果的理解与思考。
四、作业评价本作业的评价将根据学生的理论学习情况、实验准备、实验操作、数据处理及实验报告的撰写情况综合进行。
评价标准包括知识掌握程度、实验操作规范性、数据处理准确性及报告的完整性与条理性等方面。
五、作业反馈教师将对每位学生的作业进行认真批改，指出存在的问题及不足之处，并给出改进建议。
同时，将优秀作业进行展示，以资鼓励。
学生需根据教师的反馈，认真总结经验教训，不断改进自己的学习方法与实验操作技能。
《主题四第四节学生实验_测量气体的压强》作业设计方案-中职物理高教版21化工农医类
《学生实验_测量气体的压强》作业设计方案（第一课时）一、作业目标本作业设计旨在通过实验操作，使学生掌握测量气体压强的基本方法，加深对气体压强概念的理解，培养实验操作能力和科学探究精神，为后续物理学习奠定基础。
二、作业内容本次作业主要内容为实验操作，学生需进行以下步骤：1. 实验准备：了解实验目的、器材和步骤，确保实验环境安全，准备所需器材。
2. 理论学习：学习气体压强的基本概念和测量原理，理解压强计的工作原理。
3. 实验操作：使用压强计测量不同条件下的气体压强，如不同温度、不同容积等情况。
4. 数据记录：准确记录实验数据，包括气体压强、温度、容积等信息。
5. 数据处理：运用所学知识分析实验数据，得出结论。
6. 实验报告：根据实验过程和结果撰写实验报告，包括实验目的、步骤、数据记录与分析、结论等。
三、作业要求1. 实验过程中要遵循实验规程，注意安全。
2. 准确记录实验数据，数据要真实可靠。
3. 实验报告要条理清晰，分析深入，结论准确。
4. 要求学生独立完成实验，如遇问题可向老师请教。
5. 实验结束后要整理好器材，保持实验室整洁。
四、作业评价1. 评价标准：根据学生实验操作的规范性、数据的准确性、实验报告的完整性及分析的深入程度进行评价。
2. 评价方式：教师批改结合学生自评与互评。
3. 反馈形式：对每位学生的实验报告进行详细评语，指出优点与不足，提出改进建议。
五、作业反馈1. 教师反馈：教师根据批改情况，总结学生在实验中普遍存在的问题及原因，提出改进措施，并在课堂上进行讲解。
2. 学生自评与互评反馈：学生根据自评与互评结果，了解自己在实验中的表现及不足，相互学习，共同进步。
3. 课后辅导：对于在实验中遇到较大困难的学生，教师需进行个别辅导，帮助他们掌握相关知识及技能。
六、总结本次作业设计旨在通过实验操作，使学生掌握测量气体压强的基本方法，加深对气体压强概念的理解。
通过作业评价与反馈，帮助学生发现问题、改进方法，提高实验操作能力和科学探究精神。
《主题四 第四节 学生实验_测量气体的压强》作业设计方案-中职物理高教版21化工农医类
《学生实验_测量气体的压强》作业设计方案（第一课时）一、作业目标本次作业旨在帮助学生巩固气体压强的基本概念，掌握测量气体压强的基本方法，培养他们的实验操作技能和数据分析能力。
二、作业内容1. 实验操作：学生需独立完成一次气体压强的测量实验，包括气体的充气、密封、测量、记录等步骤。
要求学生在实验过程中注意安全，遵守实验室规则。
2. 数据分析：学生需对实验数据进行处理和分析，理解实验误差来源，并根据实验数据计算气体的压强。
要求学生对实验结果进行口头汇报，并解释实验结果与理论值的差异。
3. 知识应用：学生需结合生活实际，举出气体压强应用的实例，如轮胎充气、高压锅等。
三、作业要求1. 实验操作：学生需按照实验指导书和教师要求进行操作，确保实验数据的准确性和真实性。
2. 数据分析：学生需认真分析实验数据，理解误差来源，并给出合理的解释。
3. 知识应用：学生需结合生活实际，举出至少两个气体压强应用的实例，并进行简要说明。
四、作业评价1. 实验操作：根据实验记录和实验报告进行评价，重点关注实验操作是否规范、数据记录是否准确、安全意识是否充分。
2. 数据分析：根据实验报告中数据分析部分进行评价，重点关注学生对误差来源的理解和数据处理方法。
3. 知识应用：根据学生所举实例进行评价，重点关注学生对气体压强知识的应用能力。
教师根据学生的作业完成情况，给予相应的评价和反馈，指出存在的问题和改进建议。
五、作业反馈学生应根据教师的评价和反馈，认真分析自己的作业完成情况，找出存在的问题和不足之处，并进行改进和提高。
同时，学生还应结合本次作业，思考如何将气体压强知识应用到实际生活中，举出更多的实例，提高自己的应用能力。
通过本次作业，学生将进一步巩固气体压强的基本概念和测量方法，培养实验操作技能和数据分析能力，同时也能将所学知识应用到实际生活中，提高自己的综合素质。
作业设计方案（第二课时）一、作业目标1. 巩固学生对气体压强的理解和应用；2. 提高学生实验操作技能；3. 培养学生独立思考和团队协作能力。
《主题四 第四节 学生实验_测量气体的压强》作业设计方案-中职物理高教版化工农医类
《学生实验_测量气体的压强》作业设计方案（第一课时）一、作业目标本次作业旨在帮助学生巩固气体压强的基本概念，掌握测量气体压强的基本方法，培养他们的实验操作技能和数据分析能力。
二、作业内容1. 实验操作：学生需独立完成一次气体压强的测量实验，包括实验前的准备、按照实验步骤操作、记录实验数据等。
具体步骤如下：（1）检查实验器材是否齐全、完好；（2）连接好实验器材，确保气密性良好；（3）按照教材中的实验步骤进行操作，记录实验数据；（4）整理实验器材，清洁实验室。
2. 数据分析：学生需对实验数据进行处理，分析误差来源，并填写实验报告。
实验报告应包括以下内容：（1）实验目的；（2）实验原理；（3）实验步骤；（4）实验数据记录与分析；（5）误差分析；（6）结论与讨论。
三、作业要求1. 实验操作过程中，学生应严格按照实验步骤进行操作，确保数据的准确性；2. 实验报告应真实、完整地记录实验数据和分析过程，字迹清晰；3. 作业应在规定时间内完成，并及时提交。
四、作业评价1. 老师将根据学生的实验报告和数据分析，评估学生对气体压强概念和测量方法的掌握情况；2. 老师将参考学生在实验操作过程中的表现，如操作是否规范、数据记录是否准确等，进行评价；3. 评价结果将分为优秀、良好、及格和不及格四个等级，以便老师了解学生的学习情况，及时调整教学策略。
五、作业反馈1. 学生应根据老师的评价结果，认真分析自己的不足之处，并努力改进；2. 学生如果对评价结果有异议，可向老师提出申诉，老师将给予公正、合理的答复；3. 学生应积极参与课堂讨论和交流，分享实验经验和技巧，共同提高学习效果。
通过本次作业，学生将进一步巩固气体压强的基本概念，掌握测量气体压强的基本方法，提高实验操作技能和数据分析能力，为后续的物理学习和实际应用打下坚实的基础。
作业设计方案（第二课时）一、作业目标1. 复习巩固课堂上所学的基础知识和操作技能，包括气体的性质、压力计的使用等。
流体中运动实验报告
一、实验目的1. 了解流体中运动的规律，掌握流体压强与流速的关系。
2. 探究升力的产生原理，理解伯努利原理在流体力学中的应用。
3. 通过实验，提高动手操作能力和观察分析能力。
二、实验原理1. 流体压强与流速的关系：根据伯努利原理，流速大的地方压强小，流速小的地方压强大。
2. 升力的产生原理：飞机机翼上下表面的流速不同，导致压强差，从而产生向上的升力。
三、实验仪器1. 硬纸板2. 吸管3. 胶带4. 电吹风机5. 铁丝6. 纸条四、实验步骤1. 制作鸟翼模型：将硬纸板剪成合适的形状，用胶带固定在吸管上，形成鸟翼模型。
2. 观察气流对鸟翼的作用：用电吹风机向鸟翼模型吹风，观察气流对鸟翼的推动作用。
3. 探究流体压强与流速的关系：将纸条夹在铁丝上，分别用电吹风机向纸条吹风和未吹风的状态下，观察纸条的运动情况。
4. 分析升力的产生原理：结合伯努利原理，分析飞机机翼上下表面流速不同导致的压强差，从而产生升力。
五、实验结果与分析1. 制作鸟翼模型：成功制作出鸟翼模型，观察到气流对鸟翼的推动作用，说明升力确实存在。
2. 观察气流对纸条的作用：在未吹风的状态下，纸条保持静止；在吹风的状态下，纸条被吹动，且流速越大，纸条运动越明显。
这说明流速大的地方压强小，流速小的地方压强大。
3. 分析升力的产生原理：结合伯努利原理，飞机机翼上下表面流速不同，导致压强差，从而产生向上的升力。
六、实验结论1. 流体压强与流速的关系：流速大的地方压强小，流速小的地方压强大。
2. 升力的产生原理：飞机机翼上下表面流速不同，导致压强差，从而产生向上的升力。
七、实验心得1. 通过本次实验，我对流体力学中的伯努利原理和升力产生原理有了更深入的了解。
2. 实验过程中，我学会了制作鸟翼模型，提高了动手操作能力。
3. 观察和分析实验结果，培养了我的观察分析能力。
八、实验改进建议1. 在制作鸟翼模型时，可以尝试使用不同形状和尺寸的模型，观察其对升力的影响。
压强实验报告500字
压强实验报告500字第一篇：压强实验报告500字今天，老师给我们做了一个小实验：用一个吹风机把空瓶子吹到空中，时间越长越好。
老师请了好几位同学上前试验，可都没有成功，这是为什么呢？由于同学没有确认正确的位置，随意吹瓶子，导致实验失败。
有的虽然吹在了空中，却不能停留太多时间，只能是1—3秒，那应该怎样做试验呢？老师为了让我们明白其中的道理，亲手做实验给我们示范：对准瓶子的中间往下部位，用吹风机不停地朝那个部位去吹，这样的位置是为了保持平衡。
手也要不停地跟着瓶子移动着，这样，就能使瓶子停留在空中而不落。
可达10—20秒内。
实验做完了，这是什么原因使空瓶子飘在空中呢？其实，这是一种压强，压强是什么呢？压强是一个标量，用于物体单位面积上的的力叫做压力。
压强速度越快，受到的压强就越小。
反之，速度越慢，受到的压强越大。
压强是随着压力的增大而增大。
他的单位是帕斯卡，简称帕。
我们做的这个实验，就是根据速度越快，压强越小的原理。
例如：在宇宙中，假如没有穿宇航服，人体便会爆炸。
海水压强大，淡水压强小。
压强是物体面积上受到的压力的大小，而不是压力。
这个试验，让我知道了科学有无穷的奥秘，还明白了速度越快，压强越小，速度越慢，压强越大的原理。
第二篇：02静水压强量测实验报告静水压强量测实验报告一、实验原理1.根据流体平衡规律，在重力场中静止液体的压强分布可表示为：Cgpz =+ρ，即在连通的同种静止液体中各点对于同一基准面的测压管水头相等。
2.测压管的一端接大气，这样就把测管水头揭示出来了。
再利用液体的平衡规律，可知连通的静止液体区域中任何一点的压强，包括测点处的压强。
这就是测压管量测静水压的原理。
3.压强水头gpρ和位置水头 z 之间的互相转换，决定了液柱高和压差的对应关系：h g p ∆ρ∆=.在压差相同的情况下，不同的液体对应不同的液柱高。
用这个原理可以测定液体的重度。
二、实验装置1.在一全透明密封有机玻璃箱内注水，并由一乳胶管将水箱与一可升降的调压筒相连，调压筒的顶部与大气连通。
机翼升力实验记录表
机翼升力实验记录表实验日期：2022年5月15日实验地点：航空实验室实验目的：本次实验旨在研究机翼在不同条件下的升力特性，以探究机翼的升力产生机制和影响因素。
实验步骤及结果记录：实验一：翼型对升力的影响翼型：对称翼型实验条件：攻角为0°，风速为20米/秒实验结果：在该实验条件下，测得机翼升力为1500牛顿。
翼型：凸翼型实验条件：攻角为0°，风速为20米/秒实验结果：在该实验条件下，测得机翼升力为1800牛顿。
翼型：凹翼型实验条件：攻角为0°，风速为20米/秒实验结果：在该实验条件下，测得机翼升力为1200牛顿。
实验二：攻角对升力的影响翼型：对称翼型实验条件：攻角为0°，风速为20米/秒实验结果：在该实验条件下，测得机翼升力为1500牛顿。
翼型：对称翼型实验条件：攻角为5°，风速为20米/秒实验结果：在该实验条件下，测得机翼升力为2000牛顿。
翼型：对称翼型实验条件：攻角为10°，风速为20米/秒实验结果：在该实验条件下，测得机翼升力为2500牛顿。
实验三：风速对升力的影响翼型：对称翼型实验条件：攻角为0°，风速为20米/秒实验结果：在该实验条件下，测得机翼升力为1500牛顿。
翼型：对称翼型实验条件：攻角为0°，风速为30米/秒实验结果：在该实验条件下，测得机翼升力为2500牛顿。
翼型：对称翼型实验条件：攻角为0°，风速为40米/秒实验结果：在该实验条件下，测得机翼升力为3500牛顿。
实验结论：通过以上实验，我们可以得出以下结论：1. 不同翼型对机翼升力有着明显的影响。
在相同实验条件下，凸翼型的升力大于对称翼型，而凹翼型的升力小于对称翼型。
2. 攻角的增大会使机翼的升力增加。
在相同实验条件下，随着攻角的增大，机翼的升力呈现出明显的增加趋势。
3. 风速的增大也会使机翼的升力增加。
在相同实验条件下，随着风速的增大，机翼的升力呈现出明显的增加趋势。
空气动力学风洞实验-西安交大-航天学院
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T0 C T C
其中 0 1.716 105 ， T0 273.15 K ， T 273.15 K t a 和 C 110.4 二、实验数据记录 要求： （1）填写初始液柱高度， （2）填写自己测试迎角对应数据 （3）填写自己测试迎角+2 对应数据 （4）填写自己测试迎角+4 对应数据 建议：对于最后一组请循环至小角度 初始液柱高度：
LI0
14
LII0
14
有来流时，实验数据记录： 迎角16°
序号 L i（下） 序号 10 L i（上） 4 L i（下） 19 0 1 1 46 11 3 18 2 1 40 12 3 16 3 0 35 13 3 17 4 0 31 14 3 13 5 1 28 15 4 12 6 2 23 16 3 6
LI
18
LII
50
注：由于测试原因，为了方便处理数据，本实验中原有记录的数据，已经进行了 反号处理，此处大家不用再次处理。 三、来流速度和雷诺数计算 ，翼型弦长 b= 0.15 （m） ，排管倾斜角 30 （°） 液 =1.0×103（kg/m3） 来流风速为：
V 2
a
K 液 gLII LII 0 LI LI 0 sin 15.5 (m / s)
1 b c p下 c p上 dx b 0
对于对于 NACA0012 翼型，其上表面曲线分布为：
y上 0.6(0.29690 x 0.12600 x 0.35160 x 2 0.284330 x 3 0.10150 x 4 )
求得 Ymax 上=-Ymax 下 =9mm 故根据积分公式（如下）
4
压力系数曲线： Cp 上和 Cp 下曲线