空动实验报告_测定翼型上的压强分布-思考题
低速机翼的气动特性实验指导书(学生实验报告)
2、记录不同迎角下各测压管读数(单位cm)，计算各测压孔的静压与来流的静压差 ，从而计算出各测压点压强系数
表3实验数据表(来流风速 = 20m/s，迎角 4°)
i
Y(mm)
i
Y(mm)
1
3.75
8.25
0.025
0.055
13
3.75
-5.4
0.025
-0.036
2
7.5
18
45
-6.75
0.3
-0.045
7
60
24
0.4
0.16
19
60
-6.45
0.4
-0.043
8
75
22.2
0.5
0.148
20
75
-5.7
0.5
-0.038
9
90
19.35
0.6
0.129
21
90
-4.65
0.6
-0.031
10
105
15.75
0.7
0.105
22
105
-3.6
0.7
-0.024
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、如果需要测定其它风速下的气动力数据，回到步骤4继续进行实验。
7、缓慢增大迎角，观看机翼失速时的压力分布的变化。
8、风洞停车。
9、实验完毕，整理实验数据，绘制 ～ ， ～ 曲线，计算升力系数 ，压差阻力系数 。并绘制 ～α曲线， ～α曲线。
用图解法计算机翼上表面压力系数 曲线与 轴围成的面积减去机翼下表面压力系数 曲线与 轴围成的面积，两面积之差就是法向力系数 。而弦向力系数 的数值等于 曲线与 轴所围的面积减去 曲线与 轴所围的面积之差。
北航流体力学实验报告思考题全解答(雷诺实验、不可压缩流体定常流动量定律实验、能量方程实验)
【北航流体力学实验报告思考题全解答】（雷诺实验、不可压缩流体定常流动量定律实验、不可压缩流体定常流动能量方程实验）BUAA39051222搜集不可压缩流体恒定流能量方程实验1.测压管水头线和总水头线的变化趋势有何不同？为什么？测压管水头线（P-P）沿程可升可降，线坡J P可正可负。
而总水头线（E-E）沿程只降不升，线坡J 恒为正，即J>0。
这是因为水在流动过程中，依据一定边界条件，动能和势能可相互转换。
测点5至测点7，管收缩，部分势能转换成动能，测压管水头线降低，Jp>0。
测点7至测点9，管渐扩，部分动能又转换成势能，测压管水头线升高，J P<0。
而据能量方程E1=E2+h w1-2, h w1-2为损失能量，是不可逆的，即恒有h w1-2>0，故E2恒小于E1，（E-E）线不可能回升。
(E-E) 线下降的坡度越大，即J越大，表明单位流程上的水头损失越大，如图2.3的渐扩段和阀门等处，表明有较大的局部水头损失存在。
2.流量增加，测压管水头线有何变化？为什么？有如下二个变化：（1）流量增加，测压管水头线（P-P）总降落趋势更显著。
这是因为测压管水头，任一断面起始时的总水头E及管道过流断面面积A为定值时，Q增大，就增大，则必减小。
而且随流量的增加阻力损失亦增大，管道任一过水断面上的总水头E相应减小，故的减小更加显著。
（2）测压管水头线（P-P）的起落变化更为显著。
因为对于两个不同直径的相应过水断面有式中为两个断面之间的损失系数。
管中水流为紊流时，接近于常数，又管道断面为定值，故Q增大，H亦增大，（P-P）线的起落变化就更为显著。
3.测点2、3和测点10、11的测压管读数分别说明了什么问题？测点2、3位于均匀流断面（图2.2），测点高差0.7cm，H P=均为37.1cm（偶有毛细影响相差0.1mm），表明均匀流同断面上，其动水压强按静水压强规律分布。
测点10、11在弯管的急变流断面上，测压管水头差为7.3cm，表明急变流断面上离心惯性力对测压管水头影响很大。
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。
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。
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）。
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。
翼型表面压强分布09-5-11更改版
翼型表面压强分布（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； 2 小型风洞，NACA23015型二元翼型，多通道扫描装置。
（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：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.。
气动台中使用的NACA0021型二元翼型，其弦长C=100mm 。
对于这两种翼型，测压孔的位置标示相同，参见开孔测点示意图（图2）以及各个测点具体位置，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翼型示意图上测点12345678α1 2 34 56 7 89 1011 12 13 14 x y表 面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 0.10.184 0.7 0.050.352 0.95 0.01 0.48 1 0 0.505 下 表 面测点14 13 12 11 10 9x/c y/c s/s 00.05-0.039 -0.969 0.1-0.052 0.942 0.2-0.062 0.892 0.3-0.057 0.8440.7-0.014 0.650.95-0.008 0.63表 1 测孔位置表气流绕翼型模型流动时，流动变得复杂起来。
在流体力学中，一般将压强用无量纲的参数——压强系数C P 来表示各个测点的压强系数值：∞∞∞∞==-p p p-p V p-p C 02p 21ρ式中，,0,p p p ∞分别是测点压强，来流压强，驻点压强（总压）。
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。
北航流体力学实验报告思考题全解答
【北航流体力学实验报告思考题全解答】（雷诺实验、不可压缩流体定常流动量定律实验、不可压缩流体定常流动能量方程实验）BUAA搜集不可压缩流体恒定流能量方程实验1.测压管水头线和总水头线的变化趋势有何不同为什么测压管水头线（P-P）沿程可升可降，线坡JP可正可负。
而总水头线（E-E）沿程只降不升，线坡J 恒为正，即J>0。
这是因为水在流动过程中，依据一定边界条件，动能和势能可相互转换。
测点5至测点7，管收缩，部分势能转换成动能，测压管水头线降低，Jp>0。
测点7至测点9，管渐扩，部分动能又转换成势能，测压管水头线升高，JP <0。
而据能量方程E1=E2+hw1-2, hw1-2为损失能量，是不可逆的，即恒有hw1-2>0，故E2恒小于E1，（E-E）线不可能回升。
(E-E) 线下降的坡度越大，即J越大，表明单位流程上的水头损失越大，如图的渐扩段和阀门等处，表明有较大的局部水头损失存在。
2.流量增加，测压管水头线有何变化为什么有如下二个变化：（1）流量增加，测压管水头线（P-P）总降落趋势更显着。
这是因为测压管水头，任一断面起始时的总水头E及管道过流断面面积A为定值时，Q增大，就增大，则必减小。
而且随流量的增加阻力损失亦增大，管道任一过水断面上的总水头E相应减小，故的减小更加显着。
（2）测压管水头线（P-P）的起落变化更为显着。
因为对于两个不同直径的相应过水断面有式中为两个断面之间的损失系数。
管中水流为紊流时，接近于常数，又管道断面为定值，故Q增大，H亦增大，（P-P）线的起落变化就更为显着。
3.测点2、3和测点10、11的测压管读数分别说明了什么问题测点2、3位于均匀流断面（图），测点高差，HP=均为（偶有毛细影响相差），表明均匀流同断面上，其动水压强按静水压强规律分布。
测点10、11在弯管的急变流断面上，测压管水头差为，表明急变流断面上离心惯性力对测压管水头影响很大。
由于能量方程推导时的限制条件之一是“质量力只有重力”，而在急变流断面上其质量力，除重力外，尚有离心惯性力，故急变流断面不能选作能量方程的计算断面。
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。
空气动力学风洞实验-西安交大-航天学院
32
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
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。
空气动力学实验
空气动力学实验空气动力学研究的是气体流动问题。
由于在实践中的广泛应用，这方面的理论研究已较完善。
本实验通过“空气动力仪”对空气流的多个项目进行测试，使同学们能够全面、深入地学习、理解“空气动力学”中的主要内容。
【实验目的】1． 学习、了解“空气动力仪”的基本结构；2． 掌握测试流动气体中各种压力的方法；3． 验证流体力学的基本定律；4． 了解机翼的动力学效应。
【实验原理】1．流体动力学的两个基本定律（1） 连续性方程如图1所示的细管中，不可压缩流体作稳恒流动。
取两个横截面，其面积分别为A 1和A 2。
设v 1和v 2是这两个横截面处流体的流速。
如流体的密度为ρ ，则在d t 时间内，流进A 1的流体质量为ρ A 1v 1d t ，流出A 2的流体质量为ρ A 2 v 2d t 。
由于质量守恒，则ρ A 1 v 1d t = ρ A 2 v 2d t （1）这就是流体的连续性方程。
理想流体是指决不可压缩、完全没有黏性的流体。
虽然气体的可压缩性很大，但是就流动的气体而言，很小的压强改变就足以导致气体的流动，不会引起密度的明显变化，所以在研究流动的气体问题时，也可以忽略气体的可压缩性，故可认为密度ρ不随时间变化。
所以（1）式可简化为A 1 v 1 = A 2 v 2 （2） .2． 伯努利方程利用功能原理可证明，在封闭的细流管中，流体内任一点恒满足下式恒量212=++v gy p ρρ （3） 其中p 为绝对压力，y 为距重力势能零点的距离。
3． 流体的压力测量流动流体中压力的可采用图2所示的方法进行测量。
由图2 -（1）和（2）所测得的p 为静压力；由图2 -（3）所测得的p ＇为总压力，即p ＇= p + (1/2) ρ v 2；由图2 -（4）所测得的压力一般称为动压力，即Δp = p ＇-p = (1/2) ρ v 2。
由伯努利方程可推得，此时流体的流速为ρΔp v = （4）本实验的测量装置放置在风洞中，故ρ为风洞中空气的密度，在标准状态下干燥空气的密度为ρ = 1.293 kg/m 3。
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。
北航流体力学实验报告思考题全解答
【北航流体力学实验报告思考题全解答】（雷诺实验、不可压缩流体定常流动量定律实验、不可压缩流体定常流动能量方程实验）BUAA搜集不可压缩流体恒定流能量方程实验1.测压管水头线和总水头线的变化趋势有何不同为什么测压管水头线（P-P）沿程可升可降，线坡JP可正可负。
而总水头线（E-E）沿程只降不升，线坡J 恒为正，即J>0。
这是因为水在流动过程中，依据一定边界条件，动能和势能可相互转换。
测点5至测点7，管收缩，部分势能转换成动能，测压管水头线降低，Jp>0。
测点7至测点9，管渐扩，部分动能又转换成势能，测压管水头线升高，JP <0。
而据能量方程E1=E2+hw1-2, hw1-2为损失能量，是不可逆的，即恒有hw1-2>0，故E2恒小于E1，（E-E）线不可能回升。
(E-E) 线下降的坡度越大，即J越大，表明单位流程上的水头损失越大，如图的渐扩段和阀门等处，表明有较大的局部水头损失存在。
2.流量增加，测压管水头线有何变化为什么有如下二个变化：（1）流量增加，测压管水头线（P-P）总降落趋势更显着。
这是因为测压管水头，任一断面起始时的总水头E及管道过流断面面积A为定值时，Q增大，就增大，则必减小。
而且随流量的增加阻力损失亦增大，管道任一过水断面上的总水头E相应减小，故的减小更加显着。
（2）测压管水头线（P-P）的起落变化更为显着。
因为对于两个不同直径的相应过水断面有式中为两个断面之间的损失系数。
管中水流为紊流时，接近于常数，又管道断面为定值，故Q增大，H亦增大，（P-P）线的起落变化就更为显着。
3.测点2、3和测点10、11的测压管读数分别说明了什么问题测点2、3位于均匀流断面（图），测点高差，HP=均为（偶有毛细影响相差），表明均匀流同断面上，其动水压强按静水压强规律分布。
测点10、11在弯管的急变流断面上，测压管水头差为，表明急变流断面上离心惯性力对测压管水头影响很大。
由于能量方程推导时的限制条件之一是“质量力只有重力”，而在急变流断面上其质量力，除重力外，尚有离心惯性力，故急变流断面不能选作能量方程的计算断面。
翼型风洞实验
由于实际侧壁边界层具有三维性，抽气速度 在垂直上下、壁方向上不应是均匀的，而应 从模型所在高度，向上、向下逐渐减小抽气 速度，或在抽气速度相同时采用变开孔率分 布
（1）加端板
为了消除边界层的影响可在试验段内加端 板。端板有两类：上下不抵洞壁的端板和 上下抵到洞壁的端板。前种端板无法避免 上下翼面的三元效应，后种端板将风洞隔 成了三个通道并相互影响。
端板安装示意图
这两种形式的端板上仍存在边界层，虽然 它比试验段侧壁的边界层厚度薄得多，但 仍未彻底解决边界层的影响问题。故加端 板的方法不如边界层主动控制方法使用广 泛。
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：
dQ ( p p)dy v1(v v1)dy
对于低速风洞，各截面气流密度近似不变 化，阻力系数
cx2 cwlp01 p (1 p0 p
p01 p )dy p0 p
其中c为翼型弦长，p0 和 p分别为来流的总压和静 压，p01 和 p分别为尾迹区的总压和平均wl 静压，wl 为 积分范围即尾迹区。
实验原理
忽略洞壁及其粘性的影响，无侧滑角时横截 面相同的直机翼上各剖面的流动情况是完全 一样，具有二维流动特性，适合用于翼型风 洞实验。
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。
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................................................... ................ 3 1.6结果分析: ............................................... ................................................... ................ 5 2.实验二：天平实验观摩实验 ................................................ ............................................. 6 2.1塔式天平的原理图 ................................................ ....................................................6 2.2各类天平的比较 ................................................ ................................................... ..... 6 3.实验三：风洞测绘实验 ................................................ ................................................... ..7 3.1 0.75米低速开口回流风洞 ................................................ ........................................ 7 3.2.二维低速闭口直流风............................................ 7 3.3风洞主要部件的作用 ................................................ (8)1.实验一:低速风洞全机模型测力实验1.1实验目的：全机模型测力实验是测量作用在标准飞机模型上的空气动力和力矩，为确定飞机气动特性提供原始数据。
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由于实验所采用的风洞风速为30m/s ，远小于音速，故可认为实验中空气的流动为低速不可压流体在厚翼型中的流动。
1.如何根据压强分布，判断驻点的位置？
答：在流场中驻点速度为0，根据沿半无限体外表面的压强分布，用伯努力方程求得：
2
2112p p p v C v v ρ∞∞∞⎛⎫-==- ⎪⎝⎭
由上式可知流场某点处的压强大小与流体在该点的速度负相关。
故在机翼表面，驻点处的压强最大且等于p ∞，而实验中的水柱是根据连通器原理工作的（即管内外的气压差导致水平面的上升，上升幅度越大，说明此管内即所对应的点处压强越小），所以在驻点处水柱的高度最低且与用作基准的测p ∞的管中水柱高度一样，由此可以判断驻点位置。
2.如何根据压强分布判断分离现象的发生？
答：在分离与没有分离的两点之间压强会有剧烈的变化，而分离之后的紊流区压强变化不大，而由于迎角大于0，分离主要在上表面，故若在上表面对应的水柱中出现某点水柱位置突然变化，而之后的点对应的水柱高度基本保持不变，即发生了分离现象。
3.如何判断零升力角？
答：在零升角时可认为附面层完全没有发生分离，此时升力为零的原因为上下表面压强相等，而NACA0012翼型上下表面对称，故当上下表面对应点的压强分布对称相等是，对应的迎角就为零升角。
4.用什么办法可以延缓分离？
答：附面层分离的原因是空气具有粘性以及由于物面弯曲而出现的逆压梯度，对于空气粘性，其与雷诺数有关，雷诺数越大，越容易产生紊流而分离，由公式：
e vD
R ρμ=
知，通过适当减小速度，从而减小雷诺数，可以延缓分离；对于逆压梯度，可以增加上翼面后部的设计，使其更加“饱满”，可以一定程度改善压强梯度，延缓分离。
最后，还可以在翼型表面设计一些增压孔，通过人为注入气体改善压强梯度，延缓分离。
减小迎角，也可延缓分离。
5.为何模型上上表面前半部分的测压孔较密？
答：因为前半部分翼型弯度较大，气压变化比较剧烈，为了得到准确的数据必须密集设置测量孔，而后半部分气压变化平稳，没必要密集设置测量孔。