低速机翼绕流特性实验指导书与实验报告
第五章+机翼低速气动特性(4)
7 升力面理论
z
ξ
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B
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MdζζC NhomakorabeaD
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升力线理论的应用范围
升力线理论的应用有一定的范围: 升力线理论的应用有一定的范围 (1)迎角不能太大（α<10°)。升力线理论没有考虑空气 迎角不能太大（ 迎角不能太大 °。 的粘性，而在大迎角下的流动出现了明显的分离。 的粘性，而在大迎角下的流动出现了明显的分离。 (2)展弦比不能太小（λ≥5）。 展弦比不能太小（λ≥5）。 展弦比不能太小 (3)后掠角不能太大（χ≤20°）。 后掠角不能太大（ ≤20 后掠角不能太大 ≤20°
∂y ′ V∞ − v =0 ∂x 面
确定γ(ξ，ζ)的积分方程
可取翼面边界条件近似在y=0平面 即XOZ平面 平面(即 平面) 可取翼面边界条件近似在 平面 平面 上满足， 上满足，即根据泰勒级数表示式有
∂v (v)面 = (v) y=0 + ⋅ y +L ∂y y=0
y
V∞
o
x
z
升力面气动模型
求解大后掠角或中小展弦比机翼的迎角—弯度问题虽然 求解大后掠角或中小展弦比机翼的迎角 弯度问题虽然 仍可用П形马蹄涡作为基本解来与直匀流叠加， 仍可用П形马蹄涡作为基本解来与直匀流叠加，但应抛弃 使用一条附着涡线来代替机翼附着涡系的假设， 使用一条附着涡线来代替机翼附着涡系的假设，而是将机 翼改用附着涡面来代替， 翼改用附着涡面来代替，此时涡密度是 γ (ξ,ζ ) 。这就是升 力面模型。 力面模型。 升力面模型： 直匀流+附着涡面 附着涡面+自由涡面 升力面模型： 直匀流 附着涡面 自由涡面
低雷诺数下机翼复杂绕流的气动特性实验
第 ２期
上 戈
报（ 自 然科学 版）
Ｖｏ １ ．１ ９ Ｎ ０ ．２
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２ ０ １ ３ 年４ 月
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《流体力学》课程实验(上机)指导书及实验报告格式
《流体力学》课程实验指导书袁守利编汽车工程学院2005年9月前言1.实验总体目标、任务与要求1)学生在学习了《流体力学》基本理论的基础上，通过伯努利方程实验、雷诺实验、阻力综合实验和动量方程实验，实现对基本理论的验证。
2）通过实验，使学生对水柱（水银柱）、U型压差计、毕托管、孔板流量计、文丘里流量计等流体力学常用的测压、测流量装置的结构、原理和使用有基本认识。
2.适用专业热能与动力工程3.先修课程《流体力学》相关章节。
4.实验项目与学时分配5. 实验改革与特色根据实验内容和现有实验条件，在实验过程中，采取学生自己动手和教师演示相结合的方法，力求达到较好的实验效果。
实验一阻力综合实验一、实验目的1．观察和测试流体稳定地在等直管道中流动及通过阀门时的能量损失情况；2．掌握管道沿程阻力系数和局部阻力系数的测定方法；3．熟悉流量的测量和测定文丘里及孔板流量计的流量系数；4．熟悉毕托管的使用。
二、实验条件阻力综合实验台三、实验原理1．实验装置：图一阻力综合实验台结构示意图1.水泵电机2.水泵3.循环储水箱4.计量水箱5.孔板及比托管实验管段进水阀6.阀门阻力实验管段进水阀7. D=14mm沿程阻力实验管段进水阀8.D=14mm沿程阻力实验管段9. 阀门阻力实验管段10.孔板流量计11. 比托管12. 测阻阀门13.测压管及测压管固定板14. D=14mm沿程阻力实验管段出水阀15阀门阻力实验管段出水阀16. 孔板及比托管实验管段出水阀17.文丘里实验管段出水阀18. D=10mm沿程阻力实验管段出水阀19.管支架20. D=10mm沿程阻力实验管段21. 文丘里流量计22排水阀门2.工作原理阻力综合实验台为多用途实验装置，利用这种实验台可进行下列实验：A 、阻力实验。
1）. 两种不同直径管路的沿程阻力实验。
2）.阀门局部阻力实验。
B 、孔板流量计流量系数和文丘里流量计流量系数的测定方法。
C 、皮托管测流速和流量的方法。
NACA0012翼型低雷诺数绕流的实验研究
NACA0012翼型低雷诺数绕流的实验研究吴鋆;王晋军;李天【摘要】通过水槽氢气泡流动显示和 PIV 测速实验研究了 NACA0012翼型在雷诺数为8200时的流动特性，重点关注了翼型绕流结构随迎角的变化。
研究发现：分离点和分离剪切层形成旋涡的位置随迎角的增大而向上游移动，同时翼型上表面流动分离后形成的回流区尺寸随着翼型迎角的增加而增大。
当流动再附于翼型上表面时，在再附点附近能够观测到展向涡的三维演化过程，并能观测到展向涡的局部配对现象。
%An experimental study on the boundary layer flow and near wake behavior of a NA-CA0012 airfoil was conducted in the water tunnel,with the primary interest in the evolution of coherent structures at different angles-of-attack up to 15°and Reynolds number of 8200.It is found that the separation point,as well as the location of vortex roll-up,moves toward the lead-ing-edge of the airfoil as the angle-of-attack increases,and the size of reserve flow region also in-creases as the angle-of-attack increased.When a laminar separation bubble is formed at some an-gles-of-attack,the three-dimensional deformation of the roll-up-vortices,as well as vortex par-ing,is observed around the reattachment point.【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2013(000)006【总页数】7页(P32-38)【关键词】流动显示;NACA0012 翼型;低雷诺数;层流分离泡;水洞实验【作者】吴鋆;王晋军;李天【作者单位】北京航空航天大学流体力学研究所，流体力学教育部重点实验室，北京 100191;北京航空航天大学流体力学研究所，流体力学教育部重点实验室，北京 100191;北京航空航天大学流体力学研究所，流体力学教育部重点实验室，北京 100191; 中航工业集团沈阳飞机设计研究所，沈阳 110035【正文语种】中文【中图分类】V211.41+20 引言在低雷诺数下，受粘性效应和非定常效应的影响，翼型绕流的流场结构及其流动特性明显区别于高雷诺数时的情况［1-2］。
机翼物理实验报告
机翼物理实验报告机翼物理实验报告引言：机翼是飞机的重要组成部分，它承担着提供升力的重要任务。
为了研究机翼的物理特性，我们进行了一系列的实验。
本报告将对这些实验进行详细描述，并分析实验结果。
实验一：机翼的形状对升力的影响我们首先研究了机翼的形状对升力的影响。
我们设计了三种不同形状的机翼模型：矩形、椭圆形和梯形。
在风洞中，我们分别测试了这三种机翼模型的升力。
实验结果显示，椭圆形机翼的升力最大，其次是梯形机翼，而矩形机翼的升力最小。
这是因为椭圆形机翼的气流流线更加顺畅，能够更有效地产生升力。
实验二：攻角对机翼升力的影响接下来，我们研究了攻角对机翼升力的影响。
攻角是指机翼与气流流向之间的夹角。
我们在风洞中固定了一种形状的机翼模型，然后改变攻角进行测试。
实验结果显示，随着攻角的增加，机翼的升力也随之增加。
然而，当攻角超过某个临界值后，升力开始下降。
这是因为当攻角过大时，气流无法顺利通过机翼，导致升力减小。
实验三：机翼表面粗糙度对升力的影响我们还研究了机翼表面粗糙度对升力的影响。
我们在风洞中使用了相同形状的机翼模型，但表面处理不同。
我们分别测试了光滑表面和粗糙表面的机翼的升力。
实验结果显示，光滑表面的机翼产生的升力要大于粗糙表面的机翼。
这是因为光滑表面能够减少气流的阻力，使气流更加顺畅地通过机翼，从而增加升力。
实验四：机翼尺寸对升力的影响最后，我们研究了机翼尺寸对升力的影响。
我们设计了三种不同尺寸的机翼模型：小型、中型和大型。
在风洞中，我们分别测试了这三种机翼模型的升力。
实验结果显示，随着机翼尺寸的增大，升力也随之增加。
这是因为较大的机翼能够提供更大的表面积，从而更多地接触气流，产生更多的升力。
结论：通过一系列的实验，我们对机翼的物理特性有了更深入的了解。
我们发现机翼的形状、攻角、表面粗糙度和尺寸都对升力有着重要影响。
椭圆形机翼能够产生最大的升力，而攻角、表面粗糙度和尺寸的变化也会对升力产生影响。
这些研究结果对于飞机设计和改进具有重要意义，可以帮助我们设计更高效的机翼，提高飞机的性能。
机翼的升力,阻力及力矩实验报告
竭诚为您提供优质文档/双击可除机翼的升力,阻力及力矩实验报告篇一：飞机升力与阻力详解(图文)飞行基础知识①升力与阻力详解(图文)升力是怎样产生的任何航空器都必须产生大于自身重力的升力才能升空飞行，这是航空器飞行的基本原理。
前面我们提到，航空器可分为轻于空气的航空器和重于空气的航空器两大类，轻于空气的航空器如气球、飞艇等，其主要部分是一个大大的气囊，中间充以比空气密度小的气体（如热空气、氢气等），这样就如同我们小时候的玩具氢气球一样，可以依靠空气的静浮力升上空中。
远在一千多年以前，我们的祖先便发明了孔明灯这种借助热气升空的精巧器具，可以算得上是轻于空气的航空器的鼻祖了。
然而，对于重于空气的航空器如飞机，又是靠什么力量飞上天空的呢？相信大家小时候都玩过风筝或是竹蜻蜓，这两种小小的玩意构造十分简单，但却蕴含着深刻的飞行原理。
飞机的机翼包括固定翼和旋翼两种，风筝的升空原理与滑翔机有一些类似，都是靠迎面气流吹动而产生向上的升力，但与固定翼的飞机有一定的差别；而旋翼机与竹蜻蜓却有着异曲同工之妙，都是靠旋翼旋转产生向上的升力。
机翼是怎样产生升力的呢？让我们先来做一个小小的试验：手持一张白纸的一端，由于重力的作用，白纸的另一端会自然垂下，现在我们将白纸拿到嘴前，沿着水平方向吹气，看看会发生什么样的情况。
哈，白纸不但没有被吹开，垂下的一端反而飘了起来，这是什么原因呢？流体力学的基本原理告诉我们，流动慢的大气压强较大，而流动快的大气压强较小，白纸上面的空气被吹动，流动较快，压强比白纸下面不动的空气小，因此将白纸托了起来。
这一基本原理在足球运动中也得到了体现。
大家可能都听说过足球比赛中的“香蕉球”，在发角球时，脚法好的队员可以使足球绕过球门框和守门员，直接飞入球门，由于足球的飞行路线是弯曲的，形似一只香蕉，因此叫做“香蕉球”。
这股使足球偏转的神秘力量也来自于空气的压力差，由于足球在踢出后向前飞行的同时还绕自身的轴线旋转，因此在足球的两个侧面相对于空气的运动速度不同，所受到的空气的压力也不同，是空气的压力差蒙蔽了守门员。
机翼绕流流场观察试验指导书
机翼绕流流场观察实验指导书
实验目的
借助丝线法，观察各种平面形状的机翼绕流流场特性。
实验设备和仪器
（1）风洞：下吹式椭圆出口射流风洞，提供稳定的气流。
（2）机翼模型：三角形机翼、大展弦比后掠机翼和直机翼。
（3）流动显示物：四线和棉花小球。
实验原理
（1）较短的丝线，一端年贴在翼面上，另一端自由。
当气流流过机翼时，丝线将顺着翼面附近的气流而指示出流动方向；如果流动出现分离，
丝线自由端会反卷或丝线竖立摇摆；
（2）长丝线一端粘贴于翼面，另一端上很轻的棉花小球可随气流一起运动，在涡旋气流中棉花小球作旋转运动。
实验步骤
（1）在机翼表面粘贴丝线，在翼尖粘贴带棉花小球的长丝线；
（2）固定机翼并调好迎角；
（3）启动风洞，稳定风速。
（4）观察翼面丝线运动和棉花小球的运动。
实验要求
（1）观察机翼两端长丝线棉花小球的运动；
（2）观察机翼不同展向位置长丝线棉花小球的运动；
（3）观察不同迎角下机翼翼面后段丝线运动；
（4）观察后掠机翼翼面不同展向位置丝线运动；
（5）观察三角翼丝线运动随迎角的变化。
实验报告要求
对比描述三种机翼不同迎角下的流动特点。
（例如，中小迎角下，翼面流动和自由尾流流动的特点；大迎角下，各机翼流动分离的特点。
）。
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。
第7章 绕翼型的低速流动
空气 工业 基 天学 yf ( x ) 称为弯度函数； y f max = f 称为相对弯度；最大弯度所在位置的无量纲 x 值称
西 动 大 础教 院 为最大弯度位置 x f ，即
北 力学 学航 学 ( ) ( ) y空 工业 基 天 团队 f
=
f b
=
y f max
气 大 础 学 编 xf = xf 动 院 b
西 动 大学 ∆Cy设 表示在 Cy设 上下 ∆Cy设 范围内，翼面上仍有有利的压强分布存在。NACA 六位 北 力 航 数字的 xc 介于 0.35~0.45 之间。NACA 六位数字翼型又叫层流翼型。
空 工 学基 天 （4）NASA 翼型 美国 NASA 发展和建立了现代低速翼型系列，编号位 气 业 础 学 LS(1)-04XX,例如 LS(1)-0417： 空气动西北工业大动力学基础大学航天学院教学团队编院 LS(1)-04XX 低速翼型系列是在超临界翼型的基础上发展起来的，具有良好的 学 教 写 低速气动特性。 力学 航 学团 7.1.2 翼型空气动力系数
定理即可求出作用在翼型上的升力。
西北 在第 3 章研究了理想不可压流绕圆柱的流动。对圆柱可以取不同的环量 Γ 值，
对应的驻点位置也就有多个。对于绕尖后缘的翼型来说，当给定的来流 ρ 和 v∞ 以
空 工 及α 和翼型形状，在理想流理论上也可以存在多个环量值，均满足翼型表面是流 气 业 线的边界条件，但却分别对应于后驻点在上翼面、下翼面和尖后缘三种流动图画，
西 动 学 动主要特点是：流动附体无分离，物面上附面层及尾迹区均相当薄；前驻点在下 北 力 航 翼面距前缘不远处，流经驻点的流线把来流分成两部分，一部分气流从驻点起绕 空 工 学基 天 过前缘经上翼面向后流去，另一部分气流沿下翼面流动；在后翼处流动平滑地汇 气 业 础 学 合后向下后方流去，并逐渐转回到来流方向，随着迎角地增大，驻点逐渐后移， 西 动 大 教 院 最大速度点越来越靠近前缘，最大速度值越大，上下翼面的压差也越大，因而升 北 力 学 学 力也越大。对圆头较厚翼型，在中等迎角下，上表面后区的附面层因受到逐渐增 工 学 航 团 大的逆压梯度作用而发生局部分离。随着α 的继续增大，后缘分离区向前扩展， 空 业 基 天 队 当迎角达到某个临界值后上翼面的附体流动被彻底破坏，升力下降，阻力大增。 气动 大 础 学院 编 流动不太稳定。此现象称为失速，此临界迎角又称为失速迎角。典型翼型在大迎 学 教 写 角（已接近失速迎角）下的流态和表面压强分布曲线（理论计算和实验结果）见 力学基础教学航天学院 学团队编写 图 7-7。
可调低湍流度的低速风洞设计及低雷诺数下微型飞行器机翼绕流控制的数值模拟
上海大学硕士学位论文可调低湍流度的低速风洞设计及低雷诺数下微型飞行器机翼绕流控制的数值模拟姓名：李强申请学位级别：硕士专业：流体力学指导教师：翁培奋;丁珏20060701同一个来源一翼型的拍扑；也不同于旋翼，因拍扑翼是一种三维运动，远远要比旋翼复杂。
由于要实现拍扑十分困难，不论大型还是微型的，目前为止，没有持续的飞行成功的扑翼式飞行器（目前，ｃａｌＴｅｃｈ所设计的扑翼式微型飞行器仅能飞行约４０秒）。
这种飞行器的设计采用仿生学原理，仿效了自然界中很多对象的飞行，如各类虫、鸟等都是利用它们翅膀做拍扑运动的同时产生推力和升力。
如图１．２中左图所示，图中给出的是爱普生公司研制的飞行机器人模型ｉＦＲ－ＩＩ。
这款机器人具有蓝牙无线控制独立飞行功能和“全球最小及最轻的陀螺仪传感器”，另外该机器人还带有一个可以捕获和将空中图像传输到地面监视器中的图像传感器。
这款机器人直径为１３６毫米，高８５毫米，不计电池重８．６克，其一次可以飞行大约３分钟【６】。
图１．１固定翼式ＭＡＶＳ［５】（自左向右，ＡｍＶ曲ｎ∞ｔ公司的‘＂ＢｌａｃｋＷｉｄｏｗ”，Ｍｕ｝的“Ｔｒｏｃｈｏｉｄ＂，佛罗里达大学的柔性机翼微型飞行器）图１－２旋翼式微型飞行器嗍（左）和扑翼式微型飞行科７１（右）微型飞行器与大型飞行器的空气动力学特性有着很大的区别【８】，这主要体现在以下几个方面。
§１．２．Ｉ低雷诺数大型飞行器的雷诺数很大，所受到的空气粘性影响很小，其作用在一般情况下可以忽略，所以大型飞行器凭借机翼升力可以很容易就飞起来；而微型飞行器由于尺寸微小，飞行速度又较低，所以相应的雷诺数也就很小，而且升阻比往往随着Ｒｅ数的降Ｑ，＝Ｇ＝Ｃｌ＝１４４００（ｍ３／ｈ）（４）斜流式风机的选取根据前面已经求得的风机的功率Ⅳ及风机的风量，选择一台合适的标准斜流式风机。
经广泛调研后，确定型号为￥１Ｇ低噪声斜流式风机７．Ｏｓ。
其风量为Ｑ，＝１８０００ｍ３／ｈ，噪声水平为６４ｄＢ，功率为Ｎ＝３．０Ｋｗ，风机内径７００ｍｍ。
机翼气流定理实验报告
一、实验目的通过本实验，验证机翼气流定理，即伯努利原理在飞机升力产生过程中的应用，理解机翼上下表面气流速度差异导致的压力差，进而解释飞机升力的产生原理。
二、实验原理机翼气流定理基于伯努利原理，即在流体流动过程中，流速越快，流体产生的压力就越小。
飞机机翼的上表面设计为拱形，下表面较平，当飞机前进时，气流在机翼上下表面产生速度差异，根据伯努利原理，上表面气流速度大于下表面气流速度，导致上表面压力小于下表面压力，从而产生向上的升力。
三、实验器材1. 硬纸板（用于模拟机翼）2. 吹气筒3. 电子秤（用于测量升力）4. 秒表（用于计时）5. 记录本四、实验步骤1. 将硬纸板折叠成角状，纸面为平面，用吹气筒向纸板吹气，观察纸板是否产生升力。
2. 将硬纸板的另一半弯成弧形，用吹气筒向纸板吹气，观察纸板是否产生升力。
3. 重复步骤1和2，记录不同角度下纸板产生的升力。
4. 改变吹气筒的角度，观察纸板产生的升力变化。
五、实验结果与分析1. 在步骤1中，平面纸板在吹气时没有产生明显的升力。
2. 在步骤2中，弧形纸板在吹气时产生了明显的升力。
3. 在步骤3中，不同角度的弧形纸板在吹气时均产生了升力，且角度越大，升力越明显。
4. 在步骤4中，改变吹气筒角度时，纸板产生的升力也随之改变。
根据实验结果，可以得出以下结论：1. 平面纸板在吹气时没有产生升力，说明气流在平面表面上的流速没有产生明显的差异，无法形成压力差。
2. 弧形纸板在吹气时产生了升力，说明气流在弧形表面上的流速产生了差异，形成了压力差，从而产生了向上的升力。
3. 不同角度的弧形纸板在吹气时均产生了升力，且角度越大，升力越明显，这与机翼设计原理相符。
4. 改变吹气筒角度时，纸板产生的升力也随之改变，说明气流在机翼上的流速和压力差是相互影响的。
六、实验总结本实验验证了机翼气流定理，即伯努利原理在飞机升力产生过程中的应用。
通过改变硬纸板的角度，模拟了机翼的形状，观察到了气流速度差异导致的压力差，进而产生了向上的升力。
低速机翼绕流特性实验指导书与实验报告
低速翼型绕流流动特性实验（一） 实验目的掌握测定物体表面压力分布的方法，计算机翼升力系数，压差阻力系数,了解低速翼型绕流的流动特性。
（二） 实验原理实验在低速风洞中进行。
当气流绕过展弦比很大的巨型机翼时，其中间部分的流动可当作二维流动来看待。
流体在前驻点处上、下分开，从机翼的上下表面向后流去，当迎角为正时,作用在下表面的压力要比作用在上表面的压力大，当正迎角不是很小时,作用在下表面上的压力要比未受扰动时的压力大,从而在下表面形成受压面,而上表面则主要受到负压作用,这个压力低于来流压力，从而在上表面形成吸力面,上、下表面的压力差就形成了机翼的升力。
翼型表面上各点的压强可通过机翼模型各点的测压孔由连通管接到多管测压计上测量,根据液柱差可算出压强:h P ii∆=γ。
一般表示为无因次的压强系数：VP P C iP221∞∞-=ρ作用在机翼单位展长上的升力Y R 和阻力（压差阻力)x R ，可由翼型表面上作用的压力合力求得。
⎰⎰-==buLdX d P P R R 0)(γγ⎰⎰-==maxmax)(yu yl b f xxdY d P P R R表示为无量纲的法向力系数N C 和弦向力系数A C :=C N⎰-10)(X C C dPUPL —Y Cd Y uY LC C Pb Pf A___)(⎰-=式中：b X X=_,表示无量纲化后的坐标。
bYY =_,为无量纲坐标。
PUC 、PLC 分别表示翼型上、下表面压强系数。
C Pf 、C Pb 分别表示翼型前、后表面压强系数。
Y u 、L Y 分别表示yumax/ｂ、ylmaｘ/b ，为无量纲化后的坐标。
当迎角不为零时,升力L 是合力AR 在垂直于气流方向上的分量,压差阻力D 是合力AR 在平行于气流方向上的分量。
由体轴系到风轴系的坐标转换公式，可得：ααSin Cos L R R XY-=ααCos Sin D R R XY+= 所以:ααSin Cos C C C A N L -=ααCos Sin C CC A ND+=（三) 实验仪器设备及实验模型1、 实验仪器设备:HG-1低速风洞及测控系统、大气压计、温度计、多管比压计及实验模型。
二维圆柱低速绕流静压分布测量实验指导书汇总
圆柱表面低速气流压强分布测量实验指导书郑州航空工业管理学院航空工程实验中心一、实验目的1 •用皮托管测量低速实验段出口气流速度，掌握皮托管测速的基本原理和方法。
2.测量二维圆柱体表面不同位置气流的压强分布，加深理解圆柱体表面低速粘性绕流特性，掌握物体绕流表面压强分布测量的基本原理和方法。
二、实验通用规范1•按时按地点参加实验，实验分组进行，爱护实验室实验仪器和设备，不准碰撞或任意移动仪器或设备，不许乱跑乱动和大声喧哗。
2 •实验前，各组学生必须认真预习，阅读实验指导书和教材、书籍等有关资料，了解实验目的、原理方法、操作步骤及注意事项。
3 •实验开始前，服从实验指导教师的安排，认真听讲，仔细了解实验设备和仪器的操作方法和注意事项，确定组长及组内人员实验分工。
4 •实验中，严格按照相应实验操作规程，集中精力，有条不紊，认真操作，如实观察和记录各种实验数据和有关实验现象，初步进行一定数据处理和分析。
5•实验过程，如出现异常情况，应及时向指导教师汇报。
6 •实验后，实验记录数据交指导教师检查，并按要求将实验仪器设备装置复位。
7•在规定时间内，按要求编写完成并上交实验报告，注意报告除原始记录数据外，实验数据的处理和分析等内容不得相互抄袭。
三、实验装置与实验原理1物体表面压强分布测定的意义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，如何判断流动分离点位置等。
在某些风洞中（如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间而不便装天平），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是：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，然后再通过细皮管与多管压力计上各测管相接，各测压孔与多管压力计上各测管都编有号码， 于是根据各测管内液柱液面的升降 高度，就可以处理得出各测点的压强值分布了。
翼型绕流电磁控制的实验和数值研究_陈耀慧
2. 实验设备
流动的电磁控制实验 在图 1 所示的水槽 中进 行
[ 21]
对管道湍流的电磁力控制进行了实验研究 , 实 对低雷诺数下的管道流的电磁减阻进行了数 . 水槽高 350 mm 、外径和 内径分别 为 2000 和
验结 果表 明 最 大 的阻 力 减 少 到 10 %左 右 . Berger
[ 22, 23] 2 x 2 y 2 2
=-R
n+ 1, m
Im n+ 1,m n n1 -Δt ( 1 . 5D -2D +0 . 5D ) ,( 9)
p ξ x ρ + uU
0 0 1 . 5 其中 , I tr = ; Im = 1 . Δt 0 1 1. 5 0 Δt 当D
n+ 1, m
1 0 Δτ
已知时 , 可求得
R D
n+ 1, m
n +1, m
; 无粘通量
项和扩散项分别采用 ROE 格式和中心差分 , 于是 , 根据 D R D D
n+ 1 , m +1 n +1 , m
的值 , 可以求得 R
n +1, m
的值 . 当D
n +1 , m
,
n+ 1, m
和R
图 3 插入翼形体并带有流场显示装置的水槽
3. 控制方程及数值方法
图 1 实验水槽
电磁场中 , 弱电解质溶液的无量纲的流动控制 方程 u v + =0 , x y F - Fv ) ( G - Gv ) V =- ( +S , t x y 其中 V = u + uv
2
实验使用的翼型如图 2 所示 , 其展宽为180 mm , 弦长为 100 mm , 包覆在翼型表面的电磁激活板的磁 极和电极宽度都是 10 mm , 磁铁强度为 1 T , 电极上 的电压可根据实验需要确定 .
空气动力学之机翼的低速气动特性教材
小扰动线性化近似的物面边界条件是：
机翼基本面内 v’y(x,0,z) 的计算及结果如下，
dv y dv y dv y
AB M M d v y AC M BD dv y S v ( x,0, z ) y
dY dR cos i V ( z )dz dX dRsin i dY i ( z )
**诱导阻力的物理解释 ： 通过对尾涡效应的“等效来流” 替换，导出了诱导阻 力。 显然该阻力与流体粘性无关——用到的是无粘位流理论。 那么，它只能是压差阻力。原由如图所示：
i
Cy
( z ) ( z ) ( z ) const a 0 i 无扭 C ( z ) C ( z ) a ( z ) const C y y y ( z) C y ( z ) i ( z ) const C xi C x
7.4 升力面理论及涡格法
7.4.1 升力面理论
（1）气动模型：
均匀自由来流 + 平面附着涡面 + 平面自由尾涡面
附着面涡强度：
( , ) S
（2）确定涡强的方程
风轴系中，设弯板机翼翼面方程为 y = f(x, z)，则翼面法向 矢量为
nW (f / x,1, f / z)
( p60, 2.108 )
• 下洗角： 如不计自由尾涡的存在，来流到达机翼基本平面区域时， 像翼型绕流一样。但计及自由尾涡的作用——下洗，同时 依剖面假设，可设想一种“有效来流” （见下图）：
e ( z ) i ( z ) Ve ( z ) V / cos[ i ( z )] 。
翼型气动特性实验指导书2017版
《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=，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。
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。
小展弦比机翼的低速气动特性
小展弦比机翼的低速气动特性通常把的机翼称为小展弦比机翼。
由于超声速飞行时小展弦比机翼具有低波阻的特性，所以这种机翼常用于战术导弹和超声速歼击机。
其基本形状有：矩形、三角形、切角三角形、双三角形等。
通常用锐缘无弯扭对称薄翼。
1、小展弦比机翼的绕流特点对圆角的薄翼，在小迎角下绕流为附着流，在前缘存在前缘吸力。
对于小展弦比机翼，只有在3-40下，才出现附着绕流而在更大迎角下，下翼面高压气流绕过侧缘流向上表面，必定会在侧缘产生分离，在上翼面形成脱体涡。
如下图所示。
这些脱体涡的出现将对上翼面产生更大的负压，从而造成更大的升力。
这个升力常称为涡升力。
造成小展弦比机翼的升力特性曲线为非线性的。
如图所示。
2、前缘吸力比拟法（Polhamus，1966）小展弦比锐缘三角翼，在较大迎角工作时，由于翼面上存在拖向后方的脱体涡，使升力特性曲线出现明显的非线性特征。
大展弦比附着流的方法不适应，“前缘吸力比法”是专为这种小展弦比机翼提出的。
该方法的基本思路是：将存在拖体涡的翼面中总升力人为分解为：位流升力和涡流升力两部分之和。
对于升力系数而言，有其中，CLp为势流升力系数，CLv为涡流升力系数。
与小迎角下线化小扰动势流升力是不同的。
小展弦比锐缘三角翼在较大迎角下的势流升力Lp前者气流绕过机翼时未发生分离，存在前缘吸力，其势流升力包括法向力和前缘吸力的贡献；后者气流绕过机翼时出现分离，前缘吸力丧失，但分离流在上表面再附，其势流升力仅有是法向力在垂直于来流方向的投影。
根据适当的理论推导，得到为系数，对于小迎角的情况其中Kp说明，K为势流升力线斜率。
p对于脱体涡产生的涡升力，与涡的位置、形状、强度等有关，理论计算较为困难。
吸力比拟法假定：旋涡在翼面上产生的法向力与绕过圆前缘所产生的吸力大小相等，方向转900向上。
（相当于用前缘吸力比拟了涡升力）从物理上讲，这种比拟实际上是设想当气流在前缘分离并再附于机翼上表面时，为了保持绕分离涡的流动平衡所需要的力与势流中前缘保持附体绕流所产生的吸力相等。
实验3：机翼表面流动观察试验
实验三：机翼表面流动观察试验
一、实验目的
采用表面丝线的流动显示方法观察在不同迎角下三角翼表面和翼尖处两个棉花球的运动特性。
二、实验仪器与设备
(a) 正视图(b) 侧视图
图1：木质下吹式低速风洞和轻质飞机模型
实验装置组成：（1）风洞：下吹式椭圆出口射流风洞。
（2）模型：三角翼模型。
（3）角度控制机构，迎角控制范围为α＝°～°。
三、实验方法与步骤
1.实验前制定实验步骤。
2.在教师指导下将带有表面丝线的三角翼实验模型固定于迎角机构上，调
节模型的初始迎角位置α＝°，保持模型水平。
3.开启风洞变频器电源开关，由小到大调节风速，观察不同风速下三角翼
模型表面丝线的运动情况；
4.固定风洞变频器的工作频率，调节三角翼飞机模型的迎角α，观察在正
负迎角下，模型表面丝线和翼尖两个棉花小球的运动情况。
5.关闭风洞。
6.整理仪器，老师签字后离开实验室。
四、实验结果与讨论
1.比较正负迎角下，三角翼表面流动现象的异同。
2.比较正负迎角下，三角翼翼尖两个棉花小球的运动情况，并分析两个现
象的异同和产生该现象的原因。
3.分析分离流动发生的机理和原因。
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低速翼型绕流流动特性实验
（一） 实验目的
掌握测定物体表面压力分布的方法，计算机翼升力系数，压差阻力系数,了解低速翼型绕流的流动特性。
（二） 实验原理
实验在低速风洞中进行。
当气流绕过展弦比很大的巨型机翼时，其中间部分的流动可当作二维流动来看待。
流体在前驻点处上、下分开，从机翼的上下表面向后流去，当迎角为正时,作用在下表面的压力要比作用在上表面的压力大，当正迎角不是很小时,作用在下表面上的压力要比未受扰动时的压力大,从而在下表面形成受压面,而上表面则主要受到负压作用,这个压力低于来流压力，从而在上表面形成吸力面,上、下表面的压力差就形成了机翼的升力。
翼型表面上各点的压强可通过机翼模型各点的测压孔由连通管接到多管测压计上测量,根据液柱差可算出压强:
h P i
i
∆=γ。
一般表示为无因次的压强系数：V
P P C i
P
2
21∞
∞
-=ρ
作用在机翼单位展长上的升力Y R 和阻力（压差阻力)x R ，可由翼型表面上作用的压力合力求得。
⎰⎰-==b
u
L
dX d P P R R 0
)(γγ
⎰
⎰-==max
max
)(yu yl b f x
x
dY d P P R R
表示为无量纲的法向力系数N C 和弦向力系数A C :
=
C N
⎰-10
)(X C C d
PU
PL —
Y C
d Y u
Y L
C C Pb Pf A
_
_
_)(⎰-=
式中：
b X X
=_
,表示无量纲化后的坐标。
b
Y
Y =_
,为无量纲坐标。
PU
C 、
PL
C 分别表示翼型上、下表面压强系数。
C Pf 、C Pb 分别表示翼型前、后表面压强系数。
Y u 、L Y 分别表示yumax/ｂ、ylma
ｘ/b ，为无量纲化后的坐标。
当迎角不为零时,升力L 是合力A
R 在垂直于气流方向上的分量,压差阻力D 是合力A
R 在平行于
气流方向上的分量。
由体轴系到风轴系的坐标转换公式，可得：
ααSin Cos L R R X
Y
-=
ααCos Sin D R R X
Y
+= 所以:
ααSin Cos C C C A N L -=
ααCos Sin C C
C A N
D
+=
（三) 实验仪器设备及实验模型
1、 实验仪器设备:HG-1低速风洞及测控系统、大气压计、温度计、多管比压计及实验模型。
实
验装置见图1。
图1 实验装置图
2、 实验模型：ＮＡCA ６321翼型（如图2所示)，该翼型的基本几何特性如下:相对弯度f
（=
⨯b
f
10０%)6%，最大弯度点离开前缘的相对距离f x (＝⨯b x f 100％)３0%，相对厚度c (=⨯b
c
100％)21%。
图2 N ＡC Ａ 632１翼型及测压孔分布情况
实验模型弦长b ＝１5０m ｍ,展长l =7００m ｍ。
实验模型翼弦方向与来流方向之间夹角即为迎角α,在机翼的中间剖面上，沿翼弦方向在上、下表面各开有1２个测压孔,测压孔与机翼表面垂直。
各测压孔依次连接到多管压力计上，多管压力计的工作介质为水(γ=9７96
3m
N
)多管压力计共有２５根测压管，前面24根用于测量模型表面静压,第25根测压管与外界连通。
由于此风洞为开口式风洞，来流静压就是大气压。
于是,如果第ｉ根测压管液柱比第25根测压管液柱高度高Δh i ,则表明测到的压力Ｐi 是负值，且Pi －P ∞＝－γΔh i sin β。
如果第i 根测压管液柱比第25根测压管液柱高度低Δh i ，则表明测到的压力Pi 是正值,且Ｐi -P ∞=γΔh i ｓin β。
(四） 实验方法与步骤
1、 仔细检查各测压管路是否畅通以及是否漏气。
-0.2
-0.10.0
0.10.20.3
0.40.50
0.10.20.30.40.50.60.70.80.9
1
x/b
y/b
翼型上下表面曲线上、下表面24个测压孔中弧线
2、 调整机翼模型的迎角α为指定值。
调节多管压力计倾斜角β。
3、 记录大气压强和温度及各测压管液面初读数。
4、 按照风洞操作规程启动风洞进行实验。
达到指定风速∞V 后,记录各测压管末读数。
5、 调节机翼的迎角α,再次记录数据,直到各迎角下数据均记录完毕。
6、 缓慢增大迎角，观看机翼失速时的压力分布的变化。
7、 风洞停车。
实验完毕，整理实验数据,绘制P C ～X ，P C ~Y 曲线,计算升力系数C
L
,压
差阻力系数
C
D。
并绘制L C ~α曲线，D C ~α曲线。
(五) 实验数据处理
设第ｉ根测压管的初读数为l ｉ0，末读数为l ie ，则液柱升高l ｉｅ － l i 0。
液柱升高表明该测压点压力下降,所以有：P i -Ｐ∞ =γΔh ｉs ｉｎβ=γ[( l e - ｌ０)-( ｌｉe － l i ０)]sin β
式中:P i 为第i 根测压孔的静压,P ∞为来流静压,γ为介质重度,l 0和l e 为第25根测压管初读数和末读数,β为多管压力计的倾斜角度。
因此,机翼表面各点的压力系数为:
V P P C i
P
2
2
1
∞
∞
-=ρ
=γ[( ｌｅ - l 0）-（ ｌie - ｌi0）]sin
β／(
V 2
2
1∞ρ) 由于前缘和后缘无测压点,可分别根据附近若干点压强系数外推出该点压强系数。
1、 已知数据
翼型型号:NACA 6321 , 模型弦长b=１50mm ，展长 = 700mm 。
２、记录实验条件数据 大气压强
=P
a
KPa,t=
C
,多管压力计的倾斜角度β= 26 °，γ=
3
m N
计算出大气密度a
a
RT p =
ρ= k ｇ/ｍ3 3、 记录不同迎角下各测压管读数(l ０、l e 单位均为cm ），计算各测压孔的静压与来流的静压差i
h ∆（单位为cm)，从而计算出各测压点压强系数。
表3 有关参数数据表
表４实验数据表(来流风速V∞= m/s)
表5 实验数据表(来流风速V∞= m／s)
表6实验数据表(来流风速V∞= m/ｓ)
X=_为横坐标作不同迎角下的压力系数分布图。
以压力４、以压力系数C P为纵坐标，以b X
Y=_为纵坐标作不同迎角下的压力系数分布图。
作图时应根据上、下翼面系数C P为横坐标,以b Y
靠近前缘和后缘的若干点的C P值外推出前缘和后缘的C P,从而画成一条封闭曲线。
５、计算法向力系数C N和弦向力系数C A。
6、计算风轴系气动力系数C D和C L。
7、绘制升力系数C L与迎角α的曲线图及阻力系数C D与迎角α的曲线图。
（六)、思考题
C=1的测压点?为什么?是否有>+1?
1、在压力分布图上是否必有P
2、升力系数C L随迎角α是否呈线性变化？如果是,其斜率是多少？
３、你认为实验中存在什么问题,应怎样改进？谈谈本次实验的体会。