空动实验报告_测定翼型上的压强分布-思考题

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。