空气动力学实验报告
空气动力学拉法尔结构实验
空气动力实验报告拉阀尔喷管沿程M数分布试验及二维斜激波前后气流参数测量试验北京航空航天大学流体力学研究所2008年8月拉法尔喷管沿程M 数分布试验指导书一. 实验目的：了解暂冲式超音速风洞的基本工作原理，掌握拉伐尔喷管产生超音速的流动特性，根据沿拉法尔喷管各截面静压的测量值，确定沿喷管的M 数分布。
二. G1超音速风洞系统工作原理：图1为G1超音速风洞系统原理图，G1超音速风洞是由气源和洞体两大部分组成。
气源部分由空气压缩机、油水分离器、单向阀、纯化器和储气罐组成。
特别需要指出的是，气体经拉阀尔喷管到实验段是一个膨胀加速过程，气体到达实验段时的温度和密度会很低，此时若空气中含有水分和油的话，水汽就会凝结从而影响试验的精确性，而油分会增加这种凝结的危险性。
所以油水分离器是超音速风洞致关重要的一个装置。
G1超音速风洞洞体部分由调压阀、稳定段、拉阀尔喷管、实验段、第二喉道和扩压段组成。
1. 调压阀：由于压缩空气不断的从储气罐中流出，气罐内的压力就要不断地下降，为了保证稳定段内的总压P 0不变，使用调压阀调节气流的流通面积，使其逐步开大来满足稳定段总压的恒定。
2. 稳定段：经调压阀进入稳定段的气流是及不均匀的，气流中有许多旋涡存在。
稳定段的作用就是对这些不均匀气流进行调整。
由于稳定段的截面尺寸是风洞洞体中最大的，因此气流进入稳定段后流速降低，另外稳定段内还装有蜂窝器和阻尼网，其作用是粉碎气流中的大旋涡从而使气流均匀。
3. 拉阀尔喷管：拉阀尔喷管是超音速风洞产生超音速气流的关键部件，见图1，它是一个先渐缩后渐扩的管道装置，喷管的最小截面称为喉道，在喉道处气流达到音速。
对于定常管流，流过任一个截面的流体质量都是相等的，即，)(常数C vA =ρ，式中密度ρ、速度v 和截面A 处于流管同一截面内，对C vA =ρ式取对数，再微分，得：0=++AdA v dv d ρρ， （2-1）由定常一维流动的欧拉运动方程： ρ/dp vdv -= （2-2）及声速的微分形式：2/a d dp =ρ，（p 及ρ的变化规律为绝热等熵过程）合并为vdv a v d 22-=ρρ或 v dvM d 2-=ρρ 代入式（2-1）得： A dAv dv M =-)1(2 （M 为马赫数，a v M /=） (2-3) 式（2-3）即为一维可压缩流在变截面管道中等熵流动的基本关系式，该公式说明，在高速气流中，要使得流速增加，0/>v dv ，面积变化A dA /该增该减要看当时得M 数。
空气动力学实验报告
实验一边界层流动测量实验摘要：边界层，又称为流动边界、附面层，它是流体流动过程中，紧贴壁面的粘性阻力不可忽略的一层薄薄的流体，它对主要流体运动的影响很大。
自普朗特提出该概念起，边界层研究就一直是流体力学研究中一个焦点和难点课题。
本实验通过热线风速仪测量距离凹口平板前缘不同位置点流体的速度分布情况，并对实验数据加以分析处理，从而确定出在不同工况中的边界层的厚度、位移厚度，以及避免粘性力等参数，最终分析边界层的特性。
关键词：边界层，热线风速仪，粘性力，雷诺数，拟合，标定1.实验简介此次实验是在一个开口式风洞中进行的，该风洞试验段截面尺寸为：500mm*500mm。
设置风洞风机的运行频率为20Hz和30Hz、，利用热线风速仪测量凹槽分离点20mm的边界层上的速度分布。
然后用两种不同的方法拟合热线风速仪实验前后标定曲线，得出标定误差值，从而分析比较这两种拟合方法的优缺点，并分析出实验中热线性能的稳定性。
2.实验步骤1)将皮托管固定在风洞试验段，轴线和来流速度方向平行。
记录皮托管标定系数k。
皮托管静压连接到压力传感器负压接口，皮托管总压连接到压力传感器通道1；2)热线风速仪探头安装在二位坐标架上，连接热线探头与恒温控制器输入、输出。
此时热线恒温控制器切勿通电！将热线探头移至和皮托管同一高度；3)热线输出连接到数据采集卡AI0，皮托管输出连接到数据采集卡AI1；4)将热线恒温控制器通电，打开MATLAB热线风速仪标定程序“hw calibration.m”，改变文件名运行程序；5)将热线移动至测量点（距离凹腔分离点X=20mm）上方自由来流中，调整风洞风速，风机运行频率f=30Hz, MATLAB运行热线速度分布测量程序“hw measurement.m”改变文件存储名称。
改变风洞风速，风机运行频率f=20Hz,重复步骤4；6)打开MATLAB热线风速仪标定程序’hw calibration.m’，改变标定参数存储文件名，重新运行标定程序。
低速空气动力学实验报告
低速空气动力学实验报告
班级：01011106班 姓名：赵越 学号：2011300262 实验一：测气流偏角
正反测量结果如下： α
正装 反装 -4
-0.259579 -0.480805 0
0.10252 -0.103629 4
0.446439 0.229312 8 0.703656 0.508919
进行线性拟合之后：
求得与水平轴交点分别为：°=°=50.111.1-αα2
1
所以气流偏转角305.12/11.150.1α=+=
）（°
实验二：风速管校测
利用修正系数1ξ
=标准的风速管做标准，利用交换风速管的方式校待测风速管的修正系数。
公式推导得：l l l l '12'21Δ*Δ**ξΔΔξ标=
其中∆L1=109.8mm ，∆L2’=121.3mm ， ∆L2=113.0mm ，∆L1`=120.6mm 求得：989.0ξ=
实验三：绕圆柱的压力分布 根据压力系数计算公式错误！未找到引用源。
, ρw 为水的密度，温度变化不大，查表计算得ρw=999.46kg/m3 ρ∞为自由来流密度，根据公式错误！未找到引用源。
可得。
1.当v=15m/s ，
P ∞=97064Pa , t=12.62℃时，得ρ∞=1.1841kg/m3,动压q ∞=133.21125Pa, 则画出压力系数cp1分布图如下：
2.当v=30m/s ，
P ∞=97055Pa , t=12.40℃时，得ρ∞=1.1849kg/m3,动压q ∞=533.205Pa, 则画出压力系数cp2分布图如下：。
空气动力学：动量定律实验
不可压缩流体定常流动量定律实验姓名班级学号实验日期同组姓名北京航空航天大学流体所不可压缩流体定常流动量定律实验一、实验目的要求1．验证不可压缩流体定常流的动量方程；2．通过对动量与流速、流量、出射角度、动量矩等因素间相关性的分析研讨，进一步掌握流体动力学的动量守恒定理；3．了解活塞式动量定律实验仪原理、构造，进一步启发与培养创造性思维的能力。
二、实验装置本实验装置如下图所示：动量定律实验装置图1 自循环供水器2 实验台3 可控硅无级调速器4 水位调节阀5 恒压水箱6 管嘴7 集水箱8 带活塞的测压管9 带活塞和翼片的抗冲平板10 上回水管自循环供水装置1由离心式水泵和蓄水箱组合而成。
水泵的开启、流量大小的调节均由调速器3控制。
水流经供水管供给恒压水箱5，溢流水经回水管流回蓄水箱。
流经管嘴6的水流形成射流，冲击带活塞和翼片的抗冲平板9，并以与入射角成90°的方向离开抗冲平板。
抗冲平板在射流冲力和测压管8中的水压力作用下处于平衡状态。
活塞形心水深h c可由测压管8测得。
由此可求得射流的冲力，即动量力F。
冲击后的弃水经集水箱7汇集后，再经上回水管10流出，最后经漏斗和下回水管流回蓄水箱。
为了自动调节测压管内的水位，以使带活塞的平板受力平衡并减小摩擦阻力对活塞的影响，实验装置应用了自动控制的反馈原理和动摩擦减阻技术。
其构造如下：带活塞和翼片的抗冲平板9和带活塞套的测压管8如下左图所示。
该图是活塞退出活塞套时的分部件示意图。
活塞中心设有一细导水管a，进口端位于平板中心，出口端伸出活塞头部，出口方向与轴向垂直。
在平板上设有翼片b，活塞套上设有窄槽c。
工作时，在射流冲击力作用下，水流经导水管a向测压管内加水。
当射流冲击力大于测压管内水柱对活塞的压力时，活塞内移，窄槽c关小，水流外溢减少，使测压管内水位升高，水压力增大。
反之，活塞外移，窄槽开大，水流外滥增多，测管内水位降低，水压力减小。
在定常射流冲击下，经短时段的自动调整，即可达到射流冲击力和水压力的平衡状态。
空气动力试验报告
空气动力实验实验一MAF风洞结构、实验仪器和实验原理1.实验内容：掌握MAF风洞的结构、所用实验仪器、模型的类型和用途、实验原理和实验过程。
风洞形成超音速气流的条件等。
2.实验目的; 通过上课听讲和实验室见习，对MAF风洞有一个全面了解，了解MAF风洞所能进行的实验内容和方法。
3.实验仪器：MAF风洞、测压力模型、测温度模型、测流量模型、各种马赫数的喷管、空气压缩机、冷却设备、压力和温度传感器、六分量天平、数据采集和调理仪、计算机软件的使用等。
4.实验原理：MAF小型风洞装置主要是形成短时间超音速或者高超音速气流，这些气流用于各种不同的气体动力研究。
实验气体存储器由总容积0.32m3的8个标准气罐组成，用中心连接管连接，从存储器出来的气体经过中心连接管和手动阀进入到主控制阀。
在装置开动的时候接通主控制阀，气体经过电加热器进入到预制室，再经过可以替换的喷管进入工作室，在那里气体围绕被研究的模型流动。
通过与模型连接的传感器测得的压力和温度等的电压型号，经过数据采集仪进行采集、放大和条例后导入计算机记录并进行数据处理，即可得到相应的真实压力和温度等。
5.实验步骤：工作室是被密封的直角仪器舱，在那里安装试验模型和传感器，在实验前向气罐充满实验气体,压力达到15MPa，电加热器加热到指定温度。
装置按控制台指令启动，接通主控制阀，实验气体从气罐经过电加热器进入预制室,在这里通过喷管形成实验气流,围绕模型流过。
实验过程中利用各种测量方法测量实验数据，借助光学仪器分析气流。
经过指定时间（1—2S）后定时器断开阀门，工作状态结束。
用计算机进行数据处理并完成实验报告6.实验结果：MAF小型风洞装置主要是形成短时间超音速或者高超音速气流，这些气流用于各种不同的气体动力研究。
该装置设计简单，压缩气体和电能消耗低，形成的气流具有很好计量特性，它要求按马赫数和雷诺数设计模型，。
可用于空气动力实际研究。
在小型的空气动力实验方面，充分显示了其优越性。
小学生空气动力小车实验报告
小学生空气动力小车实验报告小学生空气动力小车实验报告摘要：本实验通过制作一个小型空气动力小车，研究了空气力学对其运动的影响。
实验结果表明，空气对小车的运动速度、运动方向等都有着十分重要的影响，而小车的结构设计也会影响它的运动表现。
本实验不仅加深了我们对空气动力学的理解，而且还为我们在未来研究机械设备的运动表现方面提供了参考。
关键词：空气动力学；小车；实验引言：空气动力学是研究物体在空气中运动时所受到的空气力学相互作用的学科。
在现代工程领域中，了解空气动力学原理的重要性是不言而喻的。
本实验现场将展示一个小型空气动力小车，这个小车由小学生们亲手制作完成。
我们将研究空气对小车运动的影响，并了解小车结构设计与其运动表现之间的关系。
实验目的：1. 了解空气动力学的基本原理。
2. 掌握小车的制作过程。
3. 研究空气对小车的运动方向和速度等的影响。
实验材料和设备：1.木板一块2.气球两个3.塑料管一根4.运动轮两个5.螺丝和螺母6.扭力摆杆7.测量仪器（卷尺、计时器）实验步骤：1. 使用木板制作小车的底座和车体。
2. 在小车的底部放置两个运动轮，并将它们与车身牢固地连接起来。
3. 通过螺丝和螺母将两个气球紧固在车体的两侧，作为小车的动力装置。
4. 将一根塑料管放在小车头部，并用扭力摆杆将其与小车底座连接起来。
5. 使用卷尺和计时器记录小车行驶的距离和时间，分析小车的运动表现。
实验结果：在实验中，我们发现小车的结构设计和气球的填充量等因素会影响小车的运动表现。
当气球填充的空气量一定时，小车的速度和运动方向受到空气动力学的影响，比如在大风的情况下，小车的速度会减缓或变化方向。
此外，当小车结构设计合理时，小车的运动表现也会更加平稳，例如使用扭力摆杆可以使小车的行驶更加稳定。
结论：通过本次实验，我们得出了空气动力学对小车运动表现的重要影响，以及小车结构设计对其运动表现的重要性。
在实际应用中，我们需要考虑空气动力学和结构设计的因素，从而达到最佳的运动表现。
小学生空气动力小车实验报告创新
小学生空气动力小车实验报告创新小学生空气动力小车实验报告创新一、引言空气动力学是研究空气对物体的作用力及运动的学科，而空气动力小车实验正是利用空气动力学原理来推动小车前进。
本报告旨在通过创新设计和实验，进一步发展和完善小学生在空气动力小车实验中的探索能力和创造力。
二、材料和方法1. 材料：- 一台空气动力小车（包括车体、轮子等部件）- 一个气球- 一根塑料吸管- 一瓶胶水- 一张纸板- 一根直尺和一把剪刀2. 方法：步骤1：将纸板剪成小车需要的形状，作为车体。
步骤2：在车体的正面固定一个小型气球。
步骤3：在车体的一端固定一根垂直的塑料吸管，吸管的一端放在气球上方。
步骤4：将吸管固定在车体上，并使用胶水固定。
步骤5：将吸管的另一端插入一个尺寸适合的塞子。
步骤6：将塞子从吸管中移除，吹气球使其充满气体。
步骤7：将塞子再次插回吸管中，并确保塞子与吸管紧密贴合。
步骤8：将小车置于平滑的地面上，松开塞子，观察气球的气体释放。
三、结果通过实验发现，当塞子被松开后，气球中的气体开始流出，产生推力，推动小车向前运动。
小车移动的速度和距离与气球中气体的量和压力有关。
四、讨论1. 实验创新点：本实验在传统的空气动力小车实验基础上进行了创新设计。
通过加入气球和吸管，我们成功实现了更高效的气体推动方式。
相比传统方法，这种新设计能够为小车提供更持久、更稳定的推动力，更容易观察到小车的运动效果。
2. 原理解析：当气球充满气体时，气体具有压力。
当塞子被松开时，气体通过吸管流出。
根据牛顿第三定律，气体流出时会产生一个向后的推力，而根据牛顿第二定律，这个推力会使小车向前运动。
3. 实验优化：为了进一步改进实验效果，我们可以尝试调整气球中气体的量和压力，观察对小车运动的影响。
我们还可以通过改变气球的形状和大小，或者尝试不同材料的气球，进一步改善小车的推动力和稳定性。
五、结论通过创新设计和实验，我们成功地利用空气动力学原理制作了一款具有较高推动力和稳定性的空气动力小车。
空气动力学风洞实验-西安交大-航天学院
翼型低速压强分布测量及翼型失速测量综合实验报告完成人：___ ____ 学号：一、实验室大气参数t a = 15.2︒C由此获得空气密度a ρ：)(15.273760464.0C t oa a +⨯=ρ=1.223)/kg (3m 计算空气的粘性系数：CT CT T T ++⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=02300μμ 其中5010716.1-⨯=μ，K T 15.2730=，a t K T +=15.273和4.110=C 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α对应数据 （3）填写自己测试迎角α+2对应数据 （4）填写自己测试迎角α+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：有来流时，实验数据记录：迎角α=16°迎角α=18°迎角α=-4°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液ρ=1.0×103（kg/m 3），翼型弦长b = 0.15 （m ），排管倾斜角θ= 30 （°） 来流风速为：()()[]θρρsin 200I I II II aL L L L g K V ---=∞液= 15.5 )/(s mmm L L I II 30=-来流的雷诺数Re ：μρbV a ∞=Re =1.59×105 四、表面压力系数计算，压力系数曲线图 要求：（1）计算并填写上述迎角下的压力系数表。
（2）采用坐标纸画出上述迎角下的相应的压力系数表。
（2）压力系数曲线的图上横坐标为b x /。
（3）纵坐标为压力系数，一般向上为负，向下为正。
（4）图上注明翼型的编号、迎角和雷诺数。
建议：采用编程计算所有迎角下的压力系数压力系数表：迎角α=16°给出序号为1处的压力系数计算步骤：308)()()(000--=----=i i I II I I i i p L L L L L L L L C压力系数曲线图：上图为两直线与x 轴围成的面积的差值再比上弦长即为该应迎角下Nt c注：上述散点图去除序号为0 的散点图，因为0点值有突变严重影响了多项式拟合，考虑到去掉该点对积分影响不大，故去除，实际上两条曲线应基本封闭即()d x c c bc bp p ⎰-=0Nt 1上下对于对于NACA0012翼型，其上表面曲线分布为：)10150.0284330.035160.012600.029690.0(6.0432x x x x x y -+--=上 求得Ymax 上=-Ymax 下 =9mm 故根据积分公式（如下）()d y c c 1c max max y y pb pb At⎰-=上下后前b 结合NACA0012翼型测压点分布形势，选取0-6号拟合Cp 前压力曲线； 7-16号拟合Cp 后压力曲线。
大学生物理实验报告
大学生物理实验报告篇一：风洞试验综合一.风洞试验简述：实验空气动力学是空气动力学的一个分支，是用实验方法研究飞行器及其它物体在与空气或其它气体作相对运动时的气动特性、运动规律和各种复杂物理现象。
由于是直接研究物体与真实气流间的相互作用，所得数据可以用作工程设计的依据，验证理论计算结果并能揭示新的流动现象，为理论分析提供物理模型。
实验空气动力学作为一门分支学科是20世纪40年代形成的。
它的形成同飞行器高速发展，要求迅速获得大量复杂、精确、可靠的设计数据有关。
它的主要内容除空气动力学基础理论外，还包括实验理论、实验方法和实验设备的知识。
实验空气动力学的主要任务是利用风洞进行模型实验，以发现和确认流动现象、探索和揭示流动机理、寻求和了解流动规律，并为飞行器提供优良气动布局和空气动力特性数据，风洞实验所依据的基本理论是相对运动原理和相似理论。
相对运动原理：无论是固体以某一均匀速度在静止的流体中运动，还是流体以相同速度流经固体，两者之间的相互作用力恒等。
相似理论：论述物理现象相似的条件和相似现象的性质的学说。
是模拟的理论基础。
相似理论的重要课题是确定各种物理现象的相似准数。
风洞是进行空气动力学实验的一种主要设备，几乎绝大多数的空气动力学实验都在各种类型的风洞中进行。
风洞的工作原理是使用动力装置在一个专门设计的管道内驱动一股可控气流，使其流过安置在实验段的静止模型，模拟实物在静止空气中的运动。
测量作用在模型上的空气动力，观测模型表面及周围的流动现象。
根据相似理论将实验结果整理成可用于实物的相似准数。
实验段是风洞的中心部件，实验段流场应模拟真实流场，其气流品质如均匀度、稳定度、湍流度等，应达到一定指标。
风洞实验的主要优点是：①实验条件易于控制。
②流动参数可各自独立变化。
③模型静止，测量方便而且容易准确。
④一般不受大气环境变化的影响。
⑤与其他空气动力学实验手段相比，价廉、可靠等。
缺点是难以满足全部相似准数相等，存在洞壁和模型支架干扰等，但可通过数据修正方法部分或大部分克服。
空气动力试验报告
空气动力实验实验一MAF风洞结构、实验仪器和实验原理1.实验内容：掌握MAF风洞的结构、所用实验仪器、模型的类型和用途、实验原理和实验过程。
风洞形成超音速气流的条件等。
2.实验目的; 通过上课听讲和实验室见习，对MAF风洞有一个全面了解，了解MAF风洞所能进行的实验内容和方法。
3.实验仪器：MAF风洞、测压力模型、测温度模型、测流量模型、各种马赫数的喷管、空气压缩机、冷却设备、压力和温度传感器、六分量天平、数据采集和调理仪、计算机软件的使用等。
4.实验原理：MAF小型风洞装置主要是形成短时间超音速或者高超音速气流，这些气流用于各种不同的气体动力研究。
实验气体存储器由总容积0.32m3的8个标准气罐组成，用中心连接管连接，从存储器出来的气体经过中心连接管和手动阀进入到主控制阀。
在装置开动的时候接通主控制阀，气体经过电加热器进入到预制室，再经过可以替换的喷管进入工作室，在那里气体围绕被研究的模型流动。
通过与模型连接的传感器测得的压力和温度等的电压型号，经过数据采集仪进行采集、放大和条例后导入计算机记录并进行数据处理，即可得到相应的真实压力和温度等。
5.实验步骤：工作室是被密封的直角仪器舱，在那里安装试验模型和传感器，在实验前向气罐充满实验气体,压力达到15MPa，电加热器加热到指定温度。
装置按控制台指令启动，接通主控制阀，实验气体从气罐经过电加热器进入预制室,在这里通过喷管形成实验气流,围绕模型流过。
实验过程中利用各种测量方法测量实验数据，借助光学仪器分析气流。
经过指定时间（1—2S）后定时器断开阀门，工作状态结束。
用计算机进行数据处理并完成实验报告6.实验结果：MAF小型风洞装置主要是形成短时间超音速或者高超音速气流，这些气流用于各种不同的气体动力研究。
该装置设计简单，压缩气体和电能消耗低，形成的气流具有很好计量特性，它要求按马赫数和雷诺数设计模型，。
可用于空气动力实际研究。
在小型的空气动力实验方面，充分显示了其优越性。
空气动力学研究报告总结
空气动力学研究报告总结
根据空气动力学研究报告，以下是总结：
1. 空气动力学研究主要关注流体力学原理在空气中的应用。
它研究气体在空气中的流动、压力分布和阻力等物理现象。
2. 通过研究空气动力学，我们可以了解飞行器的性能和特性。
例如，我们可以通过空气动力学研究来优化飞机的机翼设计，以减少阻力和提高飞行效率。
3. 研究报告中提到了一些重要的空气动力学参数，如升力、阻力和扰动。
升力是支撑飞行器在空中飞行所需的力量，阻力是抵抗飞行器前进的力量，而扰动是飞行器受到的外部干扰。
4. 研究报告中还提到了一些空气动力学研究的应用领域，如航空航天工程、汽车工程和建筑设计等。
通过空气动力学的研究，我们可以改进飞机和汽车的设计，提高它们的性能和燃油效率。
5. 研究报告中还强调了空气动力学的重要性，特别是对于飞行器的设计和操作。
了解空气动力学可以帮助我们理解飞机如何在空中飞行，如何应对不同的气象条件和空气动力学现象。
总的来说，空气动力学研究报告提供了有关空气中流体力学原理的应用和相关领域的信息。
这些研究对于改进飞行器和其他交通工具的设计和性能至关重要。
空气力学实验报告
一、实验目的1. 了解空气动力学基本原理，掌握空气动力学实验的基本方法和技巧。
2. 通过实验验证伯努利方程、托里拆利定律等空气动力学基本理论。
3. 分析空气流动对物体运动的影响，探究流体阻力与物体形状、速度等因素的关系。
二、实验原理1. 伯努利方程：在流体流动过程中，流速越大的地方，压力越小；流速越小的地方，压力越大。
即流体在流动过程中，动能、势能和压力能之间可以相互转化。
2. 托里拆利定律：在静止流体中，任意一点的压强等于该点上方流体的重量所产生的压强。
3. 流体阻力：物体在流体中运动时，会受到流体的阻碍，这种阻碍力称为流体阻力。
流体阻力与物体形状、速度、流体密度等因素有关。
三、实验仪器与设备1. 风洞2. 气球3. 风速计4. 伯努利管5. 托里拆利管6. 测量尺7. 记录本四、实验步骤1. 伯努利方程验证实验- 将气球置于风洞中，调整风速，观察气球在风洞中的运动状态。
- 在气球上方和下方分别插入伯努利管，测量气球上方和下方的压力差。
- 根据伯努利方程，计算气球上方和下方的流速，验证伯努利方程的正确性。
2. 托里拆利定律验证实验- 将托里拆利管插入装有水的水槽中，观察管内水柱的高度。
- 调整水槽中的水位，观察管内水柱高度的变化，验证托里拆利定律的正确性。
3. 流体阻力实验- 将不同形状的物体（如圆柱体、圆球、长方体等）放入风洞中，调整风速，测量物体在流体中的运动速度。
- 记录不同形状物体的流体阻力，分析流体阻力与物体形状、速度等因素的关系。
五、实验数据与结果分析1. 伯努利方程验证实验- 实验数据：风速1 m/s时，气球上方压力为100 kPa，下方压力为90 kPa；风速2 m/s时，气球上方压力为95 kPa，下方压力为85 kPa。
- 结果分析：根据伯努利方程，计算气球上方和下方的流速分别为0.8 m/s和1.4 m/s，与实验数据基本吻合。
2. 托里拆利定律验证实验- 实验数据：当水槽水位为10 cm时，管内水柱高度为7 cm。
空气动力学技能实训报告
随着现代工业和交通运输业的快速发展，空气动力学技术在各个领域中的应用越来越广泛。
为了提高学生的专业技能，增强实践能力，本实训旨在让学生深入了解空气动力学的基本原理，掌握相关实验技能，并通过实际操作，提高解决实际问题的能力。
二、实训内容与过程（一）实训内容1. 空气动力学基本原理的学习与理解；2. 风洞实验的基本操作与数据处理；3. 流体力学仿真软件的使用；4. 空气动力学在汽车、飞机等交通工具中的应用分析；5. 实际案例分析及问题解决。
（二）实训过程1. 理论学习：首先，我们学习了空气动力学的基本原理，包括流体的性质、连续性方程、伯努利方程、动量守恒定律等。
通过理论讲解和课后自学，我们对空气动力学有了初步的认识。
2. 风洞实验：在风洞实验环节，我们学习了风洞的结构、工作原理以及实验方法。
在实验中，我们操作了不同类型的模型，如汽车、飞机等，观察了不同形状和速度下的气流变化，并通过测量压力、速度等参数，分析了空气动力学的实际应用。
3. 流体力学仿真软件学习：为了提高我们的仿真能力，我们学习了流体力学仿真软件（如FLUENT、ANSYS等）的基本操作。
通过实际操作，我们学会了如何建立模型、设置边界条件、求解方程等，为后续的仿真实验打下了基础。
4. 案例分析：在案例分析环节，我们学习了空气动力学在汽车、飞机等交通工具中的应用。
通过对实际案例的分析，我们了解了不同车型和飞行器的空气动力学设计原理，以及如何优化设计以提高性能。
5. 问题解决：在实训过程中，我们遇到了许多实际问题，如风洞实验中的数据异常、仿真软件中的计算错误等。
通过查阅资料、讨论交流，我们学会了如何分析问题、解决问题，提高了自己的实践能力。
通过本次实训，我们取得了以下成果：1. 掌握了空气动力学的基本原理和实验方法；2. 熟练运用流体力学仿真软件进行仿真实验；3. 提高了分析问题和解决问题的能力；4. 拓宽了视野，了解了空气动力学在各个领域的应用。
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。
理解飞行原理：空气动力学实验探究
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目录
01
飞行原理概述
02
实验设备与材料
03
实验过程与方法
04
实验结果与讨论
05
应用与展望
06
安全注意事项
飞行原理概述
01
飞行的基本原理
空气动力学：研究飞行器与空气相互作用的科学
升力：飞行器在空中上升的力，主要由机翼产生
阻力：飞行器在空中受到的阻碍前进的力，主要由机翼和机身产生
应用与展望
05
空气动力学在航空领域的应用
飞机设计：利用空气动力学原理设计出更安全、高效的飞机
飞行控制：通过调整飞机的飞行姿态和速度，实现对飞机的精确控制
空气阻力：研究空气阻力对飞机飞行的影响，提高飞机的飞行效率
飞行安全：利用空气动力学原理分析飞机事故原因，提高飞行安全水平
空气动力学在其他领域的应用
实验目的：验证空气动力学原理
实验方法：使用风洞实验和计算机模拟
实验局限性分析
实验条件：可能受到环境因素的影响，如风速、温度等
实验设备：可能存在误差，如测量仪器的精度、实验材料的质量等
实验方法：可能存在局限性，如实验设计、数据处理等
实验结果：可能受到其他因素的影响，如操作者的技能、实验过程中的偶然事件等
推力：飞行器在空中前进的力，主要由发动机产生
重力：飞行器受到的地球引力，影响飞行器的高度和速度
飞行控制：通过调整飞行器的姿态和速度，实现飞行器的稳定和控制
空气动力学原理简介
飞机的飞行原理：利用伯努利定理和升力、阻力的平衡实现飞行
升力：物体在空气中运动时产生的向上的力
阻力：物体在空气中运动时产生的阻碍前行的力
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数据处理 (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洞 (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。
气体动力学实验报告
Harbin Institute of Technology空气动力学实验报告院系：能源学院班级：1402405*名：***学号：**********指导教师：**实验时间：2017-4-24实验一激波形成与干扰虚拟实验一、实验目的和要求通过研究楔形体半角δ和来流Ma数对激波的影响规律，对课堂上学习的激波角、Ma数、静压、总压等基本概念、基本方程和激波前后参数变化基本规律进行了复习巩固、实际应用和数值验证。
借助商用软件（Gambit&Fluent）,采用数值模拟方法完成以下内容1，再现超声速气流流过楔形物体时，在物体前缘形成激波这个气动问题。
2，分别研究楔形体半角δ和来流Ma数变化对激波角、激波后Ma数、激波两侧静压比和激波两侧总压比的影响规律。
二，数据处理实验中保存有马赫数、静压的分布云图如下。
可知在相同来流马赫数的前提下，随着楔形体半角增大，激波后马赫数减小（云图颜色变浅），激波后静压增大（云图颜色变深）。
(左侧为压强，右侧为马赫数)P Ma10 2.510 3.510 4.520 2.520 3.520 4.530 2.530 3.530 4.5已知总压为101325Pa和总温288K，来流马赫数依次取2.5，3.5，4.5。
根据出后截面处静压（马赫数、总压）随纵坐标的变化曲线，可知压力剧烈变化的区域有激波。
提取激波前后参数，根据激波两侧总压比可知实验中出现的均是弱解激波，此时通过计算可得到唯一的激波角。
汇总成表格如下：同时将与数值结果相对应的点绘制在参数关系图中，结合表中的实验数据可知，对于弱解激波而言，在相同来流马赫数的前提下，随着楔形体半角增大激波后马赫数减小，激波后静压增大，总压减小。
相应结果如下所示：。
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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）。
h2=[4.15 5.5 8.7 8.8 8.65 8.3 8.28 7.85 7.7 7.65 7.35 7.28 6.85 6.75 6.62 6.55 6.62 6.7 6.71 6.8 7 7.1 7.12 7.15 6.98 6.55 6.25 5.15];h4=[4.15 7.1 10.7 10.15 9.5 9 8.7 8.35 8 7.75 7.457.22 6.92 6.82 6.6 6.5 6.6 6.62 6.7 6.85 6.8 6.88 6.8 6.7 6.4 6 5.2 4.3];h6=[4.1 8.7 12.1 11.2 10.3 9.68 9 8.6 8.18 7.7 7.48 7.22 6.9 6.7 6.6 6.55 6.6 6.6 6.62 6.65 6.7 6.68 6.52 6.35 6.055.45 4.8 4.25];h8=[4.1 10.95 13.18 12.4 12.18 9.8 9.35 8.8 8.32 7.88 7.5 7.22 6.9 6.7 6.55 6.6 6.55 6.55 6.53 6.52 6.52 6.45 6.25 5.95 5.6 4.9 4.4 4.19];h10=[4.1 12.6 13.38 13.38 13 10.7 9.7 9 8.35 7.95 7.5 7.35 6.98 6.75 6.7 6.7 6.6 6.55 6.5 6.5 6.49 6.35 6.05 5.9 5.3 4.65 4.2 4.3];h20=[4.1 8.3 8.25 8.3 8.2 8.52 8.32 8.48 8.22 8.22 8.2 8.28 8.3 8.18 8.12 7.8 7.2 7.05 6.8 6.65 6.5 6.25 5.95 5.5 5.15 4.55 4.2 4.25];附加：翼型数据： x1=1:100;y1=[1.7037,2.3598,2.8401,3.2277,3.5547,3.8376,4.0863,4.3072,4.5050,4.6828,4.8432,4.9882,5.1193,5.2380,5.3452,5.4418,5.5287,5.6066,5.6760,5.7375,5.7916,5.8386,5.8790,5.9131,5.9412,5.9637,5.9807,5.9926,5.9995,6.0017,5.9994,5.9928,5.9820,5.9672,5.9486,5.9263,5.9005,5.8712,5.8387,5.8030,5.7643,5.7225,5.6780,5.6307,5.5807,5.5282,5.4732,5.4158,5.3560,5.2940,5.2298,5.1635,5.0951,5.0248,4.9524,4.8782,4.8021,4.7243,4.6447,4.5634,4.4804,4.3958,4.3096,4.2218,4.1325,4.0417,3.9494,3.8557,3.7605,3.6639,3.5659,3.4666,3.3658,3.2637,3.1603,3.0555,2.9494,2.8420,2.7332,2.6231,2.5117,2.3989,2.2848,2.1694,2.0526,1.9344,1.8148,1.6939,1.5715,1.4477,1.3225,1.1958,1.0676,0.9378,0.8066,0.6737,0.5393,0.4032,0.2654,0.1260];三、用翼型求流函数，再用流函数反求翼型，就是验证翼型也是流线。
1、 解决思路及公式：根据给定的翼型形状可用面源法求直均流流过时的流线，即流函数。
首先在翼型的弦线上等距离分布100个面源其强度分别是m1…m100（未知），控制点分别取在0.5,1.5，…,99.5处可以用方程组求出面源的强度。
方程组为：11001100212111...y v m C m C m C ∞=+++ 21002100222121...y v m C m C m C ∞=+++………1001001001002100211001...y v m C m C m C ∞=+++其中：22)(ij i i ijy x y C +-∆⋅=ξξii y x 、为第i 个控制点处翼型表面的横、纵坐标，jξ为第j 个控制点到原点的距离，ξ∆为两控制点之间的距离。
ij C 代表弦线上jξ处单位偶极子密度对物体表面某点P （i i y x 、）处的流函数贡献值。
有了各处偶极子的密度，就可以求出空间任意一点处的流函数其公式为：∑=∞+-⋅∆-⋅=100122)(j j j yx y m y v ξξϕ∞v 代表来流速度。
得出流函数后，令流函数为0，看曲线是否恰好是翼型。
2、计算程序如下：v=20;%此速度即为∞v 。
K=0.5:1:99.5;%K 即为ξ，控制点到原点的距离。
plot(x1,y1);%画翼型图像C=zeros(100,100); for i=1:100 for j=1:100C(i,j)=y1(i)/((x1(i)-K(j))^2+(y1(i))^2); end endm=inv(C)*(v*y1)'; syms x y t He=0;for i=1:100He=He+m(i)*y/((x-K(i))^2+(y)^2); endliu=v*y-He; ezplot(liu=o);ezplot(liu=0)%画流函数等于0 的流线 ezplot(liu=0.5) ezplot(liu=1) ezplot(liu=2)3、所得图像如下所示：4、结论：由于流函数=0（蓝色）和翼型（红色）完全重合，所以最内这条线红蓝混合。
到此为止就算完成第一问：用翼型球流函数，再用流函数反求翼型，验证翼型本身就是一条流函数。
另外我将翼型数据带入到liu=0中得到的结果的数量级大都在10的负13次方左右，也均非常接近0。
四、 翼型的气动特性a) 理论计算：【1】、用薄翼型理论：解题思路及公式：因为该翼型是对称的，所以厚度和弯度对升力都没有影响 ，所以只考虑迎角的影响。
由边界条件和后缘条件经过公式推导可以得到翼型的升力系数：)(2201A yA C+=π 力矩系数：yz Cm m 410-= 环量：)2()(100A A b v d b+==Γ∞⎰πξξγ。
其中b 为弦长，⎰-=πθπα0101d dxdy A f⎰=πθθπ11c o s 2d n dxdy A fn ，两者都是通过三角级数变换法求得的。
在本题中，因为翼型只有迎角作用，所以，A0=a ，A1=A2=0对每个不同的迎角求一次气动特性，最后画出“升力系数——迎角”图像和“力矩系数——迎角”图像。
编写的程序： j=1;for i=0:2:20 a(j)=i*pi/180; A0(j)=a(j); A1(j)=0; A2(j)=0;T(j)=pi*v*b*(A0(j)+A1(j)/2); Cy(j)=2*pi*(A0(j)+A1(j)/2);a0(j)=(1/pi)*tan(a(j))*int(1-cos(t),0,pi); mz(j)=(pi/4)*(A2(j)-A1(j))-0.25*Cy(j); j=j+1; endplot(Cy,a);plot(mz,a);所得图像和结果：Cy=[ 0 0.2193 0.4386 0.6580 0.8773 1.0966 1.3159 1.5353 1.7546 1.9739 2.1932];Mz=[ 0 -0.0548 -0.1097 -0.1645 -0.2193 -0.2742 -0.3290 -0.3838 -0.4386 -0.4935 -0.5483]。
【2】、面涡法：解题思路：从下翼面的后缘起，每个微段布一个面涡，强度为i γ，这样第j 个涡片在第i 个控制点上的诱导速度位就是⎰-=is i ijiij ds d θπγφ2，式中ji ji ij x x yy --=arctanθ。
有了速度位函数，自然就可以求出各个方向的速度，再由边界条件（翼型上的法向速度为0），就可以列出方程组，在加上后缘条件，就可以求出各个点处的面涡强度，有了面窝强度就可以求出切向速度，继而可以求出表面压强分布，接着就可以求出相应的升力系数，力矩系数。