低速空气动力学实验报告

低速机翼的气动特性实验指导书(学生实验报告)

计算出大气密度 =kg/m3
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。

2.4 飞机的低速空气动力特性

第二章第 32 页
② 不同滑流状态的极曲线
滑流向右上偏移。
第二章第 33 页
③ 不同展弦比机翼的极曲线
展弦比越大，低速空气动力性能越好。
第二章第 34 页
●飞机的低速空气动力性能曲线总结
第二章第 35 页
2.4.5 地面效应
飞机在起飞和着陆贴近地面时，由于流过飞机的气流受地面的影响，使飞机的空气动力和力矩发生变化。这种效应称为地面效应。
lj
●阻力系数随迎角的变化规律

在中小迎角范围，阻力系数随迎角增大而缓慢增大，飞机阻力主要为摩擦阻力。

在迎角较大时，阻力系数随迎角增大而较快增大，飞机阻力主要为压差阻力和诱导阻力。

在接近或超过临近迎角时，阻力系数随迎角的增大而急剧增大，飞机阻力主要为压差阻力。
第二章第 22 页
② 阻力特性参数
第二章第 26 页
迎角
●升阻比随迎角的变化规律

从零升迎角到最小阻力迎角，升力增加较快，阻力增加缓慢，因此升阻比增大。在最小阻力迎角处，升阻比最大。

从最小阻力迎角到临界迎角，升力增加缓慢，阻力增加较快，因此升阻比减小。

超过临近迎角，压差阻力急剧增大，升阻比急剧减小。
第二章第 27 页
③ 性质角
.
第二章第 29 页
●极曲线的深入理解
从坐标原点向曲线引切线，切点对应最小阻力迎角和最大升阻比。
0
第二章第 30 页
CD 0
●极曲线的深入理解
从原点所引直线与极曲线交于两点，则两点的升阻比相同，较高者的迎角较大，较高者的平飞速度较小。
第二章第 31 页
② 不同滑流状态的极曲线

列车空气动力学

1、空气动力学中所研究的运动流体范围用马赫数表示，一般分为5个区段：1）低速流Ma<0.3（V=102m/s—367km/h）2）亚音速流0.3<=Ma<0.8（V=272m/s—979km/h）3）跨音速流0.8<=Ma<1.4(V=476m/s—1714km/h) 4)超音速流1.4<=Ma<5(V=1700m/s—6120km/h) 5)高超音速流Ma>=52、主要研究内容：1）不同运行环境下高速绕过列车流动的空气作用于列车上的空气动力、力矩及其产生的机理；2）不同运行环境下高速列车引发的空气动力问题对周围环境影响的规律；3）降低列车空气动力效应的措施。

3、研究方法：理论分析、流场数值模拟计算和列车空气动力学试验4、试验方法：实车试验、模拟试验（风洞试验、动模型模拟试验）5、壁面湍流模型：对于有固体壁面的充分发展的湍流流动，沿壁面法线的不同距离上，可将流动划分为壁面区和核心区（完全湍流区）。

对壁面区可分为3个子层：粘性底层、过渡层、对数律层。

粘性底层：紧贴固体壁面的极层，层流流动，粘性力起主要作用，湍流切应力可以忽略，平行于壁面的速度分量沿壁面法线方向线性分布。

过渡层：粘性力与湍流切应力的作用相当，流动状态比较复杂，很难用公式来描述。

其厚度极小，工程计算中通常归入对数律层。

对数律层：粘性力的影响不明显，湍流切应力占主要地位，流动处于充分发展的湍流状态，流速分布接近对数律。

6、网格分类：结构网格、非结构网格、混合网格7、车辆风洞试验分为测力试验和测压试验。

测力试验内容：测力试验主要有变风速试验和变侧滑角试验两大类，变风速试验是在模型侧滑角不变的情况下，在不同风速下分别测定各节车的气动力。

变侧滑角试验是在风速一定的情况下，通过转盘旋转改变多年联挂列车模型的侧滑力，在不同的侧滑角下分别测定各节车气动力，主要用于研究横风对列车气动性能的影响。

通常列车模型由三节或三节以上的车辆编成，采用多天平侧力，即每节车通过一内置式应变天平和支杆固定在试验地板上，天平感受到的气动力信号经通放器放大和A/D转换，由计算机数据采集处理系统适时显示和分析。

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, MA TLAB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。

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）。

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。

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。

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：。

基于CFD模拟的低风速风力发电叶片空气动力学特性研究

基于CFD模拟的低风速风力发电叶片空气动力学特性研究近年来，随着环境保护意识的增强和可再生能源的重要性日益凸显，风力发电作为一种清洁能源形式得到了广泛关注。

在风力发电系统中，风力发电叶片作为核心组成部分，对其空气动力学特性进行研究和优化对提高发电效率至关重要。

本文将基于CFD模拟，研究低风速下风力发电叶片的空气动力学特性。

首先，我们需要明确低风速下的定义。

根据国际标准，风力发电叶片的设计和性能测试通常基于7-25米/秒的中等风速范围。

因此，我们将低风速定义为小于7米/秒的范围。

在进行CFD模拟之前，我们需要收集叶片的几何参数，并建立一个几何模型。

根据叶片的曲线设计，我们可以获取叶片的弦长、扭曲角、翼型剖面等信息。

接下来，我们可以使用计算机辅助设计软件（CAD）构建叶片的三维几何模型。

在几何模型建立完成后，我们需要选择适当的CFD软件和网格划分方法。

CFD软件能够模拟流体和固体之间的相互作用，以及流体运动过程中的各项物理特性。

在低风速下，流动是层流的，并且湍流效应相对较小。

因此，我们可以选择使用常见的商业CFD软件，如ANSYS Fluent、OpenFOAM等进行模拟。

关于网格划分方法的选择，我们可以采用结构化网格或非结构化网格，具体取决于几何形状的复杂程度和模拟的需要。

结构化网格由规则的网格单元组成，适合简单几何形状的模拟；非结构化网格由不规则的网格单元组成，适合复杂几何形状的模拟。

为了保证模拟结果的准确性和稳定性，我们需要适当调整网格密度，在叶片表面和流动分离区域加密网格。

在模拟过程中，我们需要设定模拟参数，如风速、温度、压力等。

根据低风速的定义，我们选择合适的低风速进行模拟。

同时，我们还需要考虑空气的物性参数，如密度、黏性等。

这些参数将直接影响模拟结果的准确性。

完成模拟参数设置后，我们可以开始进行CFD模拟。

首先，我们需要验证模拟结果的准确性和可靠性。

我们可以选择一些已有的实验数据进行对比分析，如叶片表面压力分布、力矩系数等。

SHFD低速风洞全机测力实验报告解析

飞行器设计与工程专业综合实验SHFD低速风洞全机模型气动力和力矩测量试验报告院系：专业：飞行器设计与工程班级：学号：姓名：风洞试验任务书姓名：班级：2 学号：指导教师：完成日期：2015年9月20日实验小组：第二组组长：（学号：）小组成员：摘要本次试验采用SHFD低速闭口回流风洞对DBM-01标准模型在不同迎角及侧滑角下受升力，阻力，侧力，俯仰力矩，滚转力矩，偏航力矩变化情况进行了测量，对SHFD低速风洞进行了详细的介绍，包括风洞的动力系统、控制和数据采集系统等。

最后根据模型所受各力随迎角变化情况应用tecplot 软件绘制出Cy-α，Cy-Cx，Mz-Cy，Cz-β，Mx-β，My-β曲线。

关键词 DBM-01标模测力实验 SHED风洞 tecplot目录第一章实验名称与要求 (1)1.1 实验名称 (1)1.2 实验要求 (1)第二章实验设备 (1)2.1风洞主要几何参数 (1)2.2流场主要技术指标 (2)2.3 控制与数据采集系统 (2)2.4 风洞动力系统 (2)2.5 DBM-01标准模型 (2)第三章风洞实验原理 (4)3.1相对性原理和相似准则 (4)3.2主要测量过程 (4)第四章实验方法及步骤 (6)4.1 了解风洞组成及开车程序 (6)4.2 制定试验计划 (6)4.3 模型及天平准备 (6)4.4实验步骤 (8)第五章实验数据处理与分析 (9)5.1干扰修正计算 (9)5.2实验结果分析 (11)结论 (21)参考文献 (22)第一章实验名称与要求1.1 实验名称全机模型气动力和力矩测量1.2 实验要求通过低速风洞常规测力试验，深化对空气动力学理论的理解，初步掌握空气动力低速风洞试验技术：常规测力实验设备的使用，了解使用工业控制机对风洞风速和模型姿态角控制和信号采集及处理的基本方法。

了解风洞试验数据的修正和处理方法，熟悉低速风洞标模的气动力特性规律和分析方法，初步掌握实验数据曲线的绘制软件的应用，为飞行器设计和空气动力学深入研究奠定。