实验10：机翼失速测量试验

实验十：机翼失速测量试验

一、实验目的

用多管压力计测出不同迎角下翼型表面的压强分布，并用坐标法绘出翼型的升力系数随迎角的分布曲线，确定NACA0012翼型的临界失速迎角。

二、实验背景

图2：飞机失速

失速：在机翼迎角较小的范围内，升力随着迎角的加大而增大。但是，当迎角加大到某个值时，升力就不再增加了。这时候的迎角叫做临界迎角。当超过临界迎角后，迎角再加大，阻力增加，升力反而减小。这现象就叫做失速。

失速产生的原因：由于迎角的增加，机翼上表面从前缘到最高点压强减小和从最高点到后缘压强增大的情况更加突出。当超过临界迎角以后，气流在流过机翼的上表面时会发生分离，在翼面上产生很大的涡流，见图2。造成阻力增加，升力减小。

三、实验仪器与设备

图1：低速吸气式二元风洞

1.风洞：低速吸气式二元风洞。实验段为矩形截面，高0.6米，宽0.09米。

实验风速≤30米/秒。实验段上下壁面的静压孔可测量实验段气流静压，试验段气流的总压为实验室的大气压。(见图1)

2. 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.15米，展长0.09米，安装于风洞两侧

壁间。模型表面的测压孔，前缘孔编号i=0，上、下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为i=1、2、3……16。I<4, 测压孔间距为5毫米，i>4，间距为10毫米。

3. 多管压力计：压力计斜角θ=30º，系数K=1.0。压力计右端第一测压管接

试验段壁面测压孔，测量实验段气流静压 ，其液柱长度记为L I ；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L i 。这两组测压管间留一空管通大气，测量气流的总压 ，又起分隔提示作用，其液柱长度记为L II 。 四、实验原理

实验风速固定、迎角不变时，翼面上第i 点的压差为：

θρsin )(I i i i L L g K p p p -=-=∆∞酒 ，(i=0;1,2,3,……) （1）

气流的动压为：

θρρsin )(2

1

2I II a L L g K V q -==

∞∞酒 （2） 于是，翼面上第i 点的压强系数为：

I

II I

i i i L L L L q p p --=∆=

∞ （3） 表1：NACA0012翼型测压孔位置参数

升力和阻力系数确定：

由翼型的压强分布可以确定升力系数和不包括摩擦阻力系数的阻力系数。如图3所示，x 为翼弦方向，设x 轴和y 轴分别平行于机体坐标轴系的x t 轴和y t 轴，若在翼型上取一微元ds ，作用在ds 上的压强为p ，ds 与x 轴的夹角为θ，设翼型宽度ds=1，则作用在ds 上的垂至于翼弦方向的法向力和平行于翼弦方向的轴向力分别为：

cos θds p dY t ⨯⨯-= (4)

sin θds p dQ t ⨯⨯= (5)

b

θ

ds

p

x

图3：作用在翼型表面上的压强

由几何关系可知cos θds dx ⨯=，sin θds dy ⨯=。由此可得

x pd dY t -= (6) y pd dQ t = (7)

作用在翼型上总的法向力和轴向力可由t dY 和t dQ 沿翼型表面积分得到，即

()dx p p dx p x p x b

b b ⎰⎰⎰⎰-=⎥⎦⎤⎢⎣⎡+-=-=0

00t d pd Y 上下下上 (8)

()dy p p

y y y b b ⎰

⎰-==max

max

t pd Q 上下后前

(9)

把上式化成系数形式，即

()

x d c c c p p ⎰-=1

y t 上下 (10) ()

y d c c

c 上max 下max

y y pb 后pb 前

xt ⎰

-= (11)

式中x 、y 、max y 表示翼型坐标x 、y 和翼型上、下表面最大纵坐标相对于

弦长b 的无量纲量。 五、实验方法与步骤

1. 实验前制定实验步骤，确定数据处理的方法。

2. 在教师指导下将压力计底座调为水平，再调节液壶面高度使测压管液面

与刻度“0”平齐，斜角θ=30º。

3. 将风洞壁面测压孔、翼面测压孔与多管压力计的测压管对接好，注意检

查导管，不得有破漏或堵塞。记录多管压力计的初始读数。

4. 将模型迎角调节到位并固定，风洞开车，由变频器稳定风速。实验中迎

角调节范围为α=-4 º～22º，△α=2 º。

5. 记录数据：在风速稳定和迎角不变时，读取并记录II I L L ,；上翼面的i L ，

下翼面的i L 。

6. 关闭风洞，记录实验室的大气参数和压力计工作液酒精密度：大气压

a p ，温度a t ，酒ρ。

7. 整理仪器，实验数据交老师签字后离开实验室。 六、实验数据处理 1) 实验条件原始数据

P a = （毫米汞柱）, t a = ︒C

其中空气密度a ρ有下式计算：

)

(15.273)(464.0C t mmHg p o

a a a +⨯

=ρ= )/kg (3

m L II = （毫米酒精柱）, L I = （毫米酒精柱）

来流风速为：

θρρsin )(2

I II a

L L g K V -=

∞酒= )/(s m

2) 实验结果处理数据

表1：升力系数随迎角的变化参数表

根据上表实验数据绘出C L －α曲线，从而确定NACA0012翼型的临界失速迎

角。

七、思考与讨论：

1. 翼型失速后对表面的压强分布特性和升力、阻力特性有何影响？

2. 影响机翼失速的因素有那些？

3. 本次实验NACA0012翼型的失速迎角与实际飞行中的失速迎角是否一致？原因何在？

4. 控制机翼失速的手段有那些？