测定翼型上的压强分布实验(精)
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。
风力机叶片翼面的压强分布
ｄ ｔｏ ｎ ｔａ ｃ ｎ ｉｉ ｎ ａ ｅ ｓ ｔ ｆ ｄ ｉ ｎ ａ ｄ Ｋｕ ｔ ｏ ｄ ｔ ｒ ａ ｉ ｉ ．Ｔｈ ｒ ｓ ｕ ｅ ｄ ｓ ｒ ｕ ｉ ｎ ｉ ｃ ｍｐ ｔ ｄ ｆ ｏ ｔ ｅｖ ｌ ｃｔ ｉｌ ｓｎ ｈ ｉ ｏ ｓｅ ｅ ｐ ｅ ｓ ｒ ｉｔｉ ｔ ｏ ｂ ｏ ｓ ｕ ｅ ｒ ｍ ｈ ｅｏ ｉｙ ｆ ｄ ｕ ｉ ｇ ｔ ｅ ｅ Ｂｅ ｎ ｕ ｌ ｅ ｕ ｔ ｎ ｒ ｏ ｌ ｑ ａ ｉ ．Ｔｈ ｔ ｇ ａ ｉ ｎ ｌ ｃ ｔ ｎ ａ ｄ ｔ ｅ ｍａ ｉ ｕ ｏ ｎ ｕ ｉｇ ｐ ｅ ｓ ｒ ｖ ｒ ｔ ｅ ｂ ｄ ｕ ｆ ｃ ｒ ｉ ｏ ｅ ｓ ａ ｎ ｔ ｏ ａ ｉ ｎ ｈ ｘｍ ｍ ｆｉ ｄ ｃｎ ｒ ｓ ｕ ｅ ｏ ｅ ｈ ｏ ｙ ｓ ｒ ａ ｅ ａ ｅ ｏ ｏ
摘
要 ： 用 基 于无 粘 位 流 理论 的 面 元 法 求 解 翼 型 速 度 位 以 及 线 性 化 布 置 偶 极 子 ， 足 Ｄ ｒ ｈｅ 边 界 条 件 和 采 满 ｉｃ ｌｔ ｉ
后 缘 的 Ｋｕｔ 条 件 。通 过 建 立 偶 极 强 度 的 矩 阵 方 程 ， 以得 到 翼 面 的 速 度 分 布 。根 据 Ｂ ｒｏ ｌ 方 程 计 算 翼 ｔ ａ 可 ｅｎ ｕｌ ｉ 面 的 压 强 分 布 ， 而 对 翼 型 的 压 强 分 布 进 行 评 价 。通 过 对 风 力 机 叶 片 翼 型 的 最 大 弯 度 、 度 位 置 和 最 大厚 度 进 弯 形 状 参 数 的讨 论 ， 析 了 压 强 系 数 、 点 、 大 负 压 强 系 数 等 气 动 特 点 。 分 驻 最 关 键 词 ： 型 ； 动 性 能 ； 强 系 数 ； 极 分 布 ； 力 机 翼 气 压 偶 风
中图 分 类 号 ： Ｋ １ Ｔ ８ 文献标志码 ： Ａ 文 章 编 号 ： ０ ５ １ ５ （ ０ ２ ０ — ０ ４ —０ ２９ — ２ ６ ２ １ ） １ ０ ２ ４
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。
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。
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。
翼型实验报告
翼型实验报告翼型实验报告引言翼型是飞机设计中至关重要的组成部分，其形状和性能直接影响着飞机的飞行特性。
为了研究和优化翼型的性能，我们进行了一系列的实验。
本报告旨在总结和分析这些实验的结果，并探讨翼型在飞机设计中的重要性。
实验设备和方法我们使用了一台风洞实验设备，该设备能够模拟飞机在空气中的飞行环境。
实验中，我们选择了几种常见的翼型，包括对称翼型和非对称翼型，并通过改变其攻角来观察翼型的气动性能。
实验结果与分析1. 对称翼型的实验结果在对称翼型实验中，我们发现随着攻角的增加，升力系数逐渐增大。
这是因为随着攻角的增加，翼型对气流的抬升作用也增强了。
然而，当攻角过大时，翼型会失去稳定性，产生失速现象，升力系数会迅速下降。
此外，我们还观察到在较大攻角下，对称翼型的阻力系数也会显著增加。
这是由于较大攻角下，气流在翼型上的流动更加复杂，产生了更多的湍流和阻力。
2. 非对称翼型的实验结果与对称翼型不同，非对称翼型在不同攻角下的气动性能表现出更大的差异。
我们观察到在较小攻角下，非对称翼型产生了较小的升力系数和阻力系数。
然而，随着攻角的增加，非对称翼型的升力系数显著上升，而阻力系数也有所增加。
这是因为非对称翼型的上下表面形状不对称，使得气流在上表面流动更加迅速，从而产生了更大的升力。
3. 翼型在飞机设计中的重要性通过以上实验结果的分析，我们可以得出翼型在飞机设计中的重要性是不可忽视的。
翼型的形状和性能直接影响着飞机的升力和阻力特性，进而影响着飞机的起飞性能、爬升性能和巡航性能等。
因此，在飞机设计过程中，选择合适的翼型对于飞机的性能优化至关重要。
结论通过翼型实验，我们得出了一些重要的结论。
首先，对称翼型和非对称翼型在不同攻角下的气动性能表现出明显的差异。
其次，翼型对飞机的升力和阻力特性有着重要影响，因此在飞机设计中选择合适的翼型是必不可少的。
最后，我们还需要进一步研究和优化翼型的设计，以提高飞机的性能和安全性。
总结通过本次翼型实验，我们深入了解了翼型在飞机设计中的重要性。
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。
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。
飞机机翼起飞实验报告
一、实验目的1. 探究飞机机翼在气流作用下的升力产生原理。
2. 分析不同风速、迎角对机翼升力的影响。
3. 验证机翼上凸下平形状对升力的作用。
二、实验原理飞机机翼产生升力的原理是基于伯努利原理，即流体（如空气）的流速越大，其压强越小。
当空气流过机翼时，由于机翼上表面弯曲、下表面平直，导致上表面空气流速大于下表面，从而产生压强差，形成向上的升力。
三、实验器材1. 机翼模型（上凸下平形状）2. 电风扇3. 台秤4. 计时器5. 风速计6. 记录本四、实验步骤1. 将机翼模型放置在台秤上，记录初始压力值。
2. 开启电风扇，调整风速，分别记录不同风速下的压力值。
3. 改变机翼迎角，重复步骤2，记录不同迎角下的压力值。
4. 同时调整风速和迎角，记录不同条件下的压力值。
5. 记录数据，分析升力与风速、迎角的关系。
五、实验数据与分析1. 风速对升力的影响通过实验数据可知，随着风速的增加，机翼对台秤的压力值逐渐减小。
这表明，风速越大，机翼受到的向上作用力越大，即升力越大。
这是因为风速越大，空气流速越快，根据伯努利原理，机翼上表面压强减小，下表面压强相对增大，从而产生更大的升力。
2. 迎角对升力的影响实验数据表明，迎角对升力的影响较为复杂。
在一定范围内，随着迎角的增大，升力先增大后减小。
这是因为迎角增大，机翼上表面空气流速增大，压强减小，下表面压强相对增大，从而产生升力。
但当迎角过大时，机翼上表面气流分离，导致升力减小。
3. 风速与迎角对升力的影响同时调整风速和迎角，实验数据表明，当风速与迎角相匹配时，升力达到最大值。
这是因为此时机翼上表面气流速度与下表面气流速度之差最大，压强差最大，从而产生最大的升力。
六、实验结论1. 风对上凸下平物体有向上的作用力，即升力。
2. 风速越大，升力越大。
3. 迎角在一定范围内对升力有影响，过大或过小都会导致升力减小。
4. 风速与迎角相匹配时，升力达到最大值。
七、实验不足与改进1. 实验过程中，由于设备限制，风速和迎角的调整精度有限，可能导致实验结果存在误差。
NACA 23012型翼型升阻力实验
NACA 23012型翼型升力实验报告
一、实验任务及要求：
1.测定在不同冲角下，翼型表面压强分布，测定翼型尾迹中的
速度分布。
2.计算翼型的升力系数。
3.了解风洞设备及试验用模型的构造。
二、实验设备：
大气压计、温度计、多管比压计、梳型管、NACA 23012翼型（弦长b=200mm展长=275mm）
三、实验方法简述：
1.开机前检查测压管与接头之间是否正确连接，∆h∞的U形
管水面是否在同一个高度。
2.开机后分别测量在α=0o、30、6o、9o下的h∞、∆h∞、h i
3.以大气压为基准面，测量各管水面高度
四、实验数据处理及计算：
表4-1 试验相关参数记录
表4-2 实验测量数据
P i= ρg∆h i
P i’ =p i −p∞
1
ρu∞2
2
五、附图：
（附图5-1）
（附图5-2）
（附图5-3）
（附图5-4）
(Cy为曲线围成的面积，由origin软件积分得)
（附图5-5）
六、结论与小结：
1、由附图1~4 可看出这种翼型由于流线型设计使得上下表面存在压力
差，从而产生升力。
2、由附图5得到，在小冲角时，升力系数近似于冲角成正比关系，并与
理论曲线拟合得较好。
在冲角偏大时（本图中大于3度）升力系数不
再上升，甚至下降。
主要原因是由于大冲角情形时，使得翼型弓角偏
大，而在翼尾产生边界层分离，从而在尾迹区产生涡流；另一方面，
过大的冲角会形成较大的迎风截面，导致阻力过大。
因此，机翼在流
场中，冲角不宜过大，。
科学机翼升降实验报告(3篇)
第1篇一、实验目的本次实验旨在通过模拟实验，探究飞机机翼在飞行过程中产生升力的原理，并分析影响升力大小的因素。
通过实验，加深对伯努利原理和流体力学基本概念的理解，提高对飞机起飞和降落过程中机翼工作原理的认识。
二、实验原理飞机机翼产生升力的原理主要基于伯努利原理。
当飞机前进时，机翼上方的空气流速快，压强小；下方的空气流速慢，压强大。
这种压强差产生向上的力，即升力。
当升力大于飞机的重量时，飞机便能够起飞；当飞机接近地面时，飞行员通过调整机翼角度减少升力，使飞机缓缓降落。
三、实验器材1. 模拟机翼装置2. 压力计3. 测速仪4. 水平仪5. 计时器6. 记录纸和笔7. 实验台四、实验步骤1. 装置搭建：将模拟机翼装置固定在实验台上，确保装置水平。
2. 初始测量：使用水平仪检查装置是否水平，并记录初始压力和速度。
3. 调整机翼角度：根据实验需求，调整机翼角度，记录每次调整后的压力和速度。
4. 测量升力：启动测速仪，记录飞机前进速度；使用压力计测量机翼上、下方的压力差，计算升力。
5. 数据记录：将每次实验的机翼角度、速度、压力差和升力等数据记录在实验记录纸上。
6. 重复实验：重复步骤3-5，至少进行三次实验，确保数据的准确性。
7. 分析数据：对实验数据进行整理和分析，探究影响升力大小的因素。
五、实验结果与分析1. 机翼角度对升力的影响：实验结果显示，随着机翼角度的增大，升力逐渐增大；当机翼角度超过一定值后，升力增长速度放缓。
2. 速度对升力的影响：实验结果显示，随着速度的增大，升力逐渐增大；当速度达到一定值后，升力增长速度放缓。
3. 压力差对升力的影响：实验结果显示，压力差与升力呈正相关关系。
六、实验结论1. 伯努利原理是飞机机翼产生升力的关键原理。
2. 机翼角度、速度和压力差是影响升力大小的关键因素。
3. 飞行员在起飞和降落过程中，需要根据实际情况调整机翼角度和速度，以实现安全、高效的飞行。
七、实验总结本次实验通过对模拟机翼升降过程的模拟，验证了伯努利原理在飞机升力产生过程中的作用。
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。
机翼受压模型实验改进
③ 如若 电吹风风力 不够 ， 在 “ 可 机翼 ” 侧适 两
当的位置加 上风道板 ， 这样 效果更 明显 。
（ 收稿 日期 ：０ ００ －１ ２ １－３ ） ０
大 机翼受 到的升力越 大 。灵 敏度高 ， 可见度 大 。
（ ） 途 ２ 用
・
２ ４ ・
Ｅ ｕ ａｉｎ ｌＥ ｕ ｐ ｎ ｄ Ｅ ｐ ｒ ｎ １ ２ ｄ ｃ ｔ ａ ｑ ｉ ｍｅ ｔ ｏ Ａｎ ｘ ｅｉ ｍｅ ｔ Ｖｏ ． ６，Ｎ ． ２ ｏ ７， ０ １ ０
机玻 璃 １ ； 长 为 １ ｃ 的 等腰 直 角三 角 形 有 块 腰 ４ｍ
机玻璃 ２块 ；１ｍ × ． ｃ 和 ２ ｃ × ． ｃ ２ ｃ ４５ｍ ４ ｍ ４ ５ ｍ厚 为
０ １ ｃ 的 铁 皮 各 １块 ； 宽 为 ２ ｍ、 为 １ ｃ ．２ ｍ 口 ｃ 长 ４ ｍ、
现行初 中物 理 人教 版 九年 级第 十 四章 “ 强 压 和浮力 ” 四节 “ 体 压 强 与流 速 的关 系” 是 通 第 流 ， 过课本 “ １ ． ４ 机 翼 模 型 的实验 ” 理 解 机 翼 图 ４４ 来 受压不 同的原理 的 。该 实 验不 能直 接 观察 到 “ 机 翼” 受压 的情 况 ， 是 通 过 “ 翼 ” 只 １特
压强计 的 负 向高 度差 较 大 。表 明 “ 机翼 ” 到 的 受 压强 比没有风 时小 ， 且“ 而 机翼 ” 上表 面 （ 曲面 ） 受
到的压 强更小 。
取材 容易 ， 作 简单 ， 作 方便 。能 测 出 “ 制 操 机
翼 ” 下 表 面 受 到 的 压 强 差 ， 以 定 量 分 析 机 翼 上 可 上 升 的 原 因 。 还 可 以 通 过 测 量 结 果 分 析 出 风 速 越
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
《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 =-=⋅∞12
12
ρξ∆∆ （1） P ∞——来流的静压。
12
2ρV ——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 0
12
20ρξγφV 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 =-=⋅∞12
12
ρξ∆∆
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。
4. 5. 调整多管压力计液柱的高低，记下初读数h i 初。
6. 开风洞调到所需的风速。
7. 当多管压力计稳定后，记下末读数h I 末。
8. 关闭风洞，整理实验场地。
将记录交老师检查。
9. 整理实验数据，写好实验报告。
四、实验报告的要求：
1. 计算出来流风速 及流场的雷诺数Re
Re ==υb
v
其中：b为翼型弦长。
2.计算出给定迎角下，翼面上各测点的压强系数，在坐标纸上画出P f x
=()，
i i
用曲线板连成光滑曲线。
3.作P f x
=()曲线时，应注意以下几点。
（1）图上横坐标位置是模型样板上所标出的测压孔位置在横坐标上的投影，所以必须在图上用样板画出翼型形状，标出测压孔位置。
（2）纵坐标P，一般向上为负，向下为正，要标出刻度。
（3）前驻点处P=1，有时驻点处没有测压孔，算出P i的数据中，没有P=1的点，但作图时应把此点画出来。
（4）根据库塔儒可夫斯基后缘条件，当后缘角不为零时，后缘处必为驻点P=1，但实际上后缘处是不大的正值，约为0.1；大迎角时也可能是负值，因为实际上气流是有粘性的，边界层内的气流顺流而下，形成尾流区。
后缘处上下翼面的压强是相等的，后缘处压强系数曲线封闭。
不封闭是因为测量点不够密的缘故。
（5）应在图上注明实验时所用翼型的编号，迎角，以及雷诺数。
五、思考题：
1.如何根据压强分布，判断驻点的位置？
2.如何根据压强分布，判断分离现象的发生？
3.如何粗略地判断出零升角？
4.用什么方法可以延缓分离？
5.为何模型上，上表面前半部的测压孔较密？。