翼型气动特性实验指导书2017版
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。
第五章 翼型气动特性
L = N cosα − Asinα D = N sin a + Acosα
第五章 低速翼型的气动特性 § 5.2.2 翼型的空气动力系数
定义自由来流的动压为 q
C
L
∞
：q ∞பைடு நூலகம்
1 = ρ 2
∞ v
2
∞
升力系数
= =
L q
∞
S
= =
L 1 ρ 2 1 ρ 2
∞
v
2
∞
• b •1 • b •1
C
D q
起动涡的概念： 起动涡的概念： 以上给出的，是翼型已处于运动速度恒定和迎角不变 的条件下低速翼型的绕流图画。然而，翼型是由静止 加速才达到速度恒定的运动状态的。 翼型由静止加速到恒定运动状态的过程，称为起动过 程。 在起动过程中，由于流体粘性的作用和后缘有相当大 的锐度，会有旋涡从后缘脱落，这种旋涡被称为起动 涡；同时，产生绕翼型的速度环量。
X/C
Ref.[18] this paper
0.6 0.8 1
=
τ
q∞
等压线
第五章 低速翼型的气动特性 § 5.2.3 压力中心
现在我们知道， 现在我们知道，法向力和轴向力都是由于 分布的压强和剪切应力载荷引起的。 分布的压强和剪切应力载荷引起的。同时 这些分布载荷还产生了一个对前缘点的力 矩。 问题： 问题：如果物体上受到的气动力要用一个 合力或者其分量和来表示， 合力或者其分量和来表示，那么这些力应 该作用在物体的什么位置呢？ 该作用在物体的什么位置呢？ 这个问题的答案就是： 这个问题的答案就是：合力作用在某个 具体的位置上， 具体的位置上，使得合力产生与分布载 荷同等的作用。 荷同等的作用。
第五章
水平轴大型风力机翼型非定常气动特性分析的开题报告
水平轴大型风力机翼型非定常气动特性分析的开题报告一、选题背景与意义随着能源需求的增长和环境保护的日益重视，风能成为全球清洁能源开发的重要方向之一。
水平轴大型风力机是当前主流的商业化风力发电设备，但在其运行过程中，存在着一系列气动问题，例如复杂的非定常气动特性和翼型失速现象等。
因此，对水平轴大型风力机的气动特性进行深入的研究，能够有效地提高其效率和可靠性，为风能发电技术的进一步发展奠定基础。
二、研究内容与方法本文研究内容为水平轴大型风力机的翼型非定常气动特性，其中主要包括：1.翼型的几何形状分析。
通过对常见的翼型进行分析，确定适用于水平轴大型风力机的翼型类型及其主要参数。
2.数值模拟方法研究。
综合考虑复杂气动流场的影响和计算效率的要求，选用合适的计算模型和仿真软件，进行翼型非定常气动特性的数值模拟。
3.非定常气动特性分析。
从压力分布、力矩、升力和阻力等方面，对翼型非定常气动特性进行深入的分析和探究。
三、预期结果与创新点预期通过本文的研究，可以深入了解水平轴大型风力机的非定常气动特性，为设计优化提供理论指导和实验依据。
具体预期结果包括：1.翼型的几何形状分析结果，将为后续的仿真模拟提供翼型参数。
2.数值模拟方法研究结果，将为气动特性分析提供计算基础。
3.非定常气动特性分析结果，将为翼型设计和风力机的性能提升提供理论支撑。
创新点：1.本文研究针对非定常气动特性做了深入探究。
2.选择了适合翼型非定常气动特性分析的数值模拟方法和仿真软件，优化了模型和方法。
3.翼型的几何形状参数选择和分析基于对商用风力机的考虑。
四、进度安排1.前期准备（1个月）：查阅文献、对水平轴大型风力机翼型进行几何形状分析。
2.数值模拟方法研究（2个月）：选择数值模拟方法和仿真软件，构建计算模型。
3.数值模拟分析（3个月）：进行翼型非定常气动特性的数值模拟。
4.分析与证明（2个月）：分析非定常气动特性的分布规律和影响因素。
5.总结与撰写论文（1个月）：总结结果，撰写论文并进行修改。
翼型和机翼的气动特性(精)
3.2 定常理想可压流速位方程
在等熵流动中，密度只是压强的函数 ( p) ， d p 1 p 2 是正压流体，故 ，同样有 x dp x a x
1 p 1 p 2 2 ， z a z y a y
将欧拉方程中的压强导数通过音速代换成密度导数，代入 连续方程，即得只含速度和音速的方程：
况相比，无本质区别，只是在翼型上下流管收缩处，亚音速
可压流在竖向受到扰动的扩张，要比低速不可压流的流线为 大，即压缩性使翼型在竖向产生的扰动，要比低速不可压流
的为强，传播得更远。
上面现象可以用一维等熵流的理论来分析。取AA’和BB’
之间的流管，我们知道，有
dA 2 dV (1 M ) A V
u' v' w' 1, 1, 1, 忽略二阶小量，上式成为 V V V
f f 1, 1, x z
v' 面
f V x
EXIT
3.3 小扰动线化理论
由于物体的厚度、弯度很小，当迎角较小时有
v' 面 v' y 0
从而得到线化的物面边界条件
v' y 0
y x
2 式中， 2 1 M
0
由上述方程解出速度势后，可以计算翼型表面上的压 强系数分布，其他的气动特性如升力、力矩可通过积分求
得。
EXIT
3.4 亚声速可压流中薄翼型的气动特性
一、戈泰特法则
上面式中带上标′的参数代表的是不可压流场中的参数。
EXIT
3.4 亚声速可压流中薄翼型的气动特性
亚声速翼型绕流与相应的不可压低速翼型之间的几何
参数的关系为：
翼型气动特性实验指导书2017版
《空气动力学》课程实验指导书翼型压强分布测量与气动特性分析实验一、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，并绘制不同实验段速度下的升力曲线。
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。
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。
改进型翼型在不同风速下的气动特性分析
改进型翼型在不同风速下的气动特性分析翼型是固定翼飞行器最关键的组成部分之一，它的气动特性直接影响着固定翼飞行器的性能。
在不同的飞行速度下，翼型受到的气动力和力矩的大小和方向会发生很大的变化。
因此，对于改进型翼型在不同风速下的气动特性进行分析，对于固定翼飞行器的性能改进和设计优化具有重要意义。
一、翼型结构及参数改进型翼型是在传统翼型基础上进行优化和改进，以达到更好的气动特性和性能。
翼型的结构和参数是影响气动特性的重要因素。
常用的翼型参数包括弓度、厚度、对称面与弧线的交点位置和角度、马赫数等。
以NACA 4415翼型为例，其弓度为0.4，厚度为15%，对称面与弧线的交点位于40%处，角度为0度。
与传统翼型相比，改进型翼型根据实际需要和特定要求，可以在这些参数的基础上进行优化和改进，以达到更好的气动特性和性能。
二、气动特性的基本概念在进行改进型翼型的气动特性分析之前，需要先了解气动力学中的一些基本概念。
主要有升力、阻力、升阻比、雷诺数等。
升力是飞行器产生的垂直向上的力，是使飞行器在空中维持升空的主要力量。
阻力则是飞行器前进产生的阻力，是飞行器速度增加所需的动力来源。
升阻比是升力和阻力的比值，是衡量固定翼飞行器动力性能的重要指标。
雷诺数则是描述流体运动状态的无量纲参数。
三、不同风速下翼型气动特性分析1. 低速下的气动特性分析当风速较低时，NACA 4415翼型的升阻比较低，导致起飞和爬升性能较差。
此时，可以通过增加弓度和加厚翼型的方法来提高升阻比。
实验表明，当弓度为0.6时，升阻比可以提高20%以上。
此外，也可以通过改变翼型的后掠角度和前缘底部半径等参数来优化翼型的气动特性。
2. 中速下的气动特性分析当风速处在中速范围内时，翼型的气动特性受到弓度和圆弧控制。
此时，可以通过采用具有较大弓度和较小圆弧的翼型来获得较高的升阻比。
同时，也需要注意翼型的对称面位置和弧线交点位置对气动特性的影响。
3. 高速下的气动特性分析当风速较高时，翼型的气动特性主要受到翼型横向稳定性的影响。
翼型气动性能数值分析
翼型气动性能数值分析李国勤;孙丹;艾延廷;周海仑;王志【摘要】利用Spalart-Allmaras湍流模型对NACA0006翼型和NACA6412两种翼型进行了气动性能数值研究,比较分析了两种翼型在不同攻角和不同马赫数下的气动性能,研究了攻角和马赫数对两种翼型升力系数、阻力系数以及升阻比的影响.研究结果表明,在所研究攻角范围内,当马赫数为0.8时,NACA0006和NACA6412两翼型的最佳攻角分别为2°和4°,NACA0006翼型的升阻比随攻角的变化更加明显;在所研究马赫数范围内,当攻角为4°时,当马赫数分别为0.6和0.5时,NACA0006和NACA6412两翼型升阻比最大,NACA6412翼型的升阻比随马赫数的变化更加明显.【期刊名称】《沈阳航空航天大学学报》【年(卷),期】2017(034)006【总页数】7页(P27-32,39)【关键词】翼型;气动性能;马赫数;升阻比;数值分析【作者】李国勤;孙丹;艾延廷;周海仑;王志【作者单位】沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136【正文语种】中文【中图分类】V224机翼是飞机的重要组成部分，其主要的作用是为飞机提供升力，并控制飞行姿态。
第四章+低速翼型的气动特性(3)
π
迎角-弯度绕流问题气动特性
点取距， 对c/4点取距，得到 点取距
Cm ,1 4 = Cm , LE
1 π + CL = ( A2 − A1 ) 4 4
这个式子里没有迎角，说明这个力矩是常数（ 这个式子里没有迎角，说明这个力矩是常数（不随迎 角变），即使升力为零仍有此力矩， ），即使升力为零仍有此力矩 角变），即使升力为零仍有此力矩，可以称为剩余力 只要对1/4弦点取矩，力矩都等于这个零升力矩。 弦点取矩， 矩。只要对 弦点取矩 力矩都等于这个零升力矩。 这说明1/4弦点就是气动中心的位置。 弦点就是气动中心的位置。 这说明 弦点就是气动中心的位置
迎角-弯度绕流问题
这是因为，按照泰勒级数展开， 这是因为，按照泰勒级数展开，有
∂v′ v′ = v′ ( x, y f ) = v′( x,0) + y f + ... w w ∂y 略去小量， 略去小量，得到
v′( x, y f ) = v′( x,0)
迎角-弯度绕流问题
在一级近似条件下，求解薄翼型的升力和力矩的问题， 在一级近似条件下，求解薄翼型的升力和力矩的问题， 可归纳为在满足下列条件下，面涡强度沿弦线的分布。 可归纳为在满足下列条件下，面涡强度沿弦线的分布。
扰动速度势、边界条件可以分解成弯度、厚度、 扰动速度势、边界条件可以分解成弯度、厚度、 迎角三部分单独存在时的扰动速度势、 迎角三部分单独存在时的扰动速度势、边界条件 之和。 之和。
w
dy f
压强系数
p − p∞ Cp = 1 ρV∞2 2
1 1 2 p + ρV = p∞ + ρV∞2 2 2
薄翼型理论
弯度问题（中弧线弯板零迎角绕流） 薄翼型绕流 = 弯度问题（中弧线弯板零迎角绕流） + 厚度问题（厚度分布 c对称翼型零迎角绕流） 厚度问题（厚度分布y 对称翼型零迎角绕流） + 迎角问题（迎角不为零的平板绕流） 迎角问题（迎角不为零的平板绕流）
S1223翼型俯仰-沉浮运动的非定常气动特性分析
推 力 以 及 能 耗 ，对 其 升 力 、推 力 产 生 机 制 进 行 了 分 析 ，并 通 过 对 气 动 力 以 及 流 场 进 行 对 比 ，分 析 了 各 拍 动 参 数 的 影
“ ” 响 。 计 算 结 果 表 明 ，翼 型 自 身 的 静 态 因 素 是 其 产 生 升 力 的 主 要 原 因 ，非 定 常 流 动 对 增 加 升 力 起 到 了 促 进 作 用 ，而 下 拍 时 间 、拍 动 角 等 运 动 参 数 对 翼 型 的 气 动 性 能 影 响 较 大 。 当 下 拍 时 间 占 到 整 个 拍 动 周 期 的 约 6 5 % - 7 0 % 时 ，单 位
Abstract： Flapping-wing
micro air vehicle (FM A V )
is one of the most
directions of future aviation. The bird or insect in nature possess the advanced ability of flying
第四章+低速翼型的气动特性(1)
第4章低速翼型的气动特性(1)翼型的气动参数力矩不随迎角变化的点翼型的气动中心：力矩点位于气动中心，气动中心力矩翼型的气动参数不同位置气动力矩前缘力矩合力作用点气动中心低速翼型绕流图画低速圆头翼型小迎角时绕流图画低速翼型绕流图画低速圆头翼型小迎角时绕流图画（1）无分离的附着流动，边界层和尾迹区很薄；低速翼型绕流图画低速圆头翼型小迎角时绕流图画（2）前驻点位于下翼面距前缘点不远处，迎角越小，驻点离前缘越近驻点处流速为零，压强最大低速翼型绕流图画低速圆头翼型小迎角时绕流图画（3）流经驻点的流线分成两部分，一部分从驻点起经下翼面顺壁面流去，另一部分则从驻点起反向绕过前缘点经上翼面顺壁面流去，在后缘处流动平滑地汇合后向下流去。
低速翼型绕流图画低速圆头翼型小迎角时绕流图画（4）在上翼面近区的流体质点速度从前驻点的零值很快加速到最大值，然后逐渐减速。
压力分布是在驻点处压力最大，在最大速度点处压力最小，然后压力逐渐增大（过了最小压力点为逆压梯度区）。
低速翼型绕流图画低速圆头翼型小迎角时绕流图画（5）在下翼面流体质点速度从驻点开始一直加速到后缘，但不是均匀加速的。
低速翼型绕流图画低速翼型绕流图画（5）随着迎角的增大，驻点逐渐后移低速翼型绕流图画（6）随着迎角的增大，上翼面最大速度点越靠近前缘，最大速度值越大，上下翼面的压差越大，因而升力越大。
升力线与升力线斜率低速翼型气动特性小迎角翼型附着绕流大迎角翼型分离绕流翼型的气动参数大迎角翼型分离绕流迎角较大时，翼型上表面流动出现分离翼型的气动参数迎角再增大一些，升力系数达最大值，对应迎角称临界迎角当迎角大过一定的值之后，升力曲线开始弯曲再增大迎角，升力系数开始下降，这一现象称为翼型的失速这个临界迎角也称为失速迎角翼型的气动参数有弯度的翼型升力系数曲线不通过原点升力系数为零的迎角定义为零升迎角α0翼型的气动参数过后缘点与几何弦线成α0 的直线称为零升力线弯度越大，α0越大翼型失速原因：翼型上表面流动出现明显分离Re越大，失速越迟，最大升力系数越大粗糙度可以增强湍流，导致分离，减小升力NACA 23012 的升力曲线阻力系数曲线阻力：摩擦阻力，压差阻力迎角较小时：主要是摩擦阻力摩擦阻力随迎角变化不大迎角较大时，流动分离，出现压差阻力阻力与迎角大致成二次曲线关系雷诺数增加，粘性相对作用减小，阻力减小。
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。
飞机翼型设计及其气动特性分析
飞机翼型设计及其气动特性分析飞机翼型是飞机气动外形的重要组成部分，其形状和参数对于飞机的性能、燃油经济性、舒适性和安全性等方面都有着重要的影响。
如何设计出优秀的飞机翼型，使其具有良好的气动特性，是飞机设计的重要课题之一。
翼型的选择在飞机设计的初步阶段，需要根据任务需求和技术条件，选择合适的翼型。
现代飞机翼型大致可分为四类：直翼、后掠翼、前缘后掠翼和双曲线翼。
直翼结构简单，制造成本低，但飞行性能一般；后掠翼具有良好的高速性能，但低速性能差；前缘后掠翼的优点是高速和低速性能均较好，但是制造难度较大；双曲线翼兼顾高速和低速性能，但制造复杂。
较新型的翼型是蝶形翼、斜三角翼、翼身一体等，总体来说，选择合适的翼型是需要考虑多方面因素的综合考虑。
翼型气动特性分析飞机翼型的气动特性包括升阻特性、稳定性和操纵性。
其中升阻特性是最重要的，它决定了飞行速度、起飞和着陆距离以及载荷能力等方面的性能。
升力系数是描述翼型升力的重要参数。
在翼型设计中，需要尽可能地提高翼型的最大升力系数，以提高飞机起飞和着陆性能。
同时，升力系数的变化规律对哪些因素敏感，比如攻角、马赫数、气压高度等因素需要深入研究，以更好的处理飞机的飞行特性。
阻力系数是衡量升阻性能的重要参数。
较小的阻力系数有利于提高飞机的速度和燃油经济性，降低噪声和污染等方面。
一般不同攻角情况下的阻力系数变化，另外还需要研究横滚阻力以及迎风面阻力等方面的性能变化情况。
气动稳定性是飞机翼型设计中的关键性问题，翼型的气动稳定性主要表现在其稳定裕度和稳定性边界上。
稳定裕度的大小反映了翼型受扰动时保持稳定的能力，而稳定性边界则是指翼型失去稳定性的临界状态。
操纵性是指飞机在飞行中对操纵输入的响应能力，包括响应速度、控制精度、横向和纵向操纵性等各方面内部和外部的因素。
在设计翼型时，需要确定操纵面的尺寸和位置等参数，以将操纵性最大化并保持良好的稳定性和控制。
总体来说，翼型设计时需要考虑多种因素的综合影响，从而得到最优的气动特性。
第7章 超音速翼型和机翼的气动特性(2)
薄翼型线化理论的超声速气动特性
薄翼型波阻系数C 薄翼型波阻系数 db （3）厚度部分 由于
dyu tgθ u = ( )c , dx
dS u cos θ u = dx
再将厚度问题上表面压强系数代入波阻积分： 再将厚度问题上表面压强系数代入波阻积分：
4 b dy u (C d b ) c = ∫0 dx c dx bB
薄翼型线化理论的超声速气动特性
薄翼型升力系数C 薄翼型升力系数 L （2）弯度部分
dL f = (C pl − C pu ) f q ∞ dx
将弯度载荷代入后积分得： 将弯度载荷代入后积分得：
dy 4( ) f b dx q dx = − 4q ∞ L f = −∫ ∞ 0 B B
∫
0
0
dy f = 0
由于线化理论下弯度部分及厚度不产生升力，此外厚 由于线化理论下弯度部分及厚度不产生升力， 度部分显然也不会对前缘力矩有贡献（见下页PPT），因此 ），因此 度部分显然也不会对前缘力矩有贡献（见下页 ）， 弯度力矩系数也称为零升力矩系数： 弯度力矩系数也称为零升力矩系数：
(mz ) 0 = ( mz ) f
薄翼型线化理论的超声速气动特性
薄翼型升力系数C 薄翼型升力系数 L （2）弯度部分 参见右图，作用于微 参见右图， 元面积dS上的升力为： dS上的升力为 元面积dS上的升力为：
dL f = (C pl − C pu ) f q ∞ dS cos θ
由于： 由于： dx = dS cos θ 所以： 所以： dL f = (C pl − C pu ) f q ∞ dx
(C L ) c = 0
薄翼型线化理论的超声速气动特性
薄翼型升力系数C 薄翼型升力系数 L
超声速翼型和亚声速翼型的气动特性
超声速翼型和亚声速翼型的气动特性总负责：祝恺辰（071450704）组员：辛宏宇(071450703)超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。
激波超声速气体中的强压缩波。
微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。
经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。
压强的跃升产生可闻的爆响。
如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。
理想气体的激波没有厚度，是数学意义的不连续面。
实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。
因此，实际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。
一、超音速薄翼型翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。
而向后流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。
从控制面垂直进出的流动不会是翼使翼型承受阻力或是推力。
这样，在无粘性流体中作亚胜诉流亚声速扰动无界原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于马赫波动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。
超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头波钝度有着密切的关系。
由于钝物的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。
因此，对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形。
但是对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生给力，是翼型的气动特性能变坏。
为此，为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。
6种风力机叶片翼型的气动性能数值模拟研究
Numerical simulation on the aerodynamic performance of six kinds of aerofoil of wind turbine blade
ZHANG Guo-yu1,2， FENG Wei-min2， LIU Chang-lu1， YU Jian-feng1
场的流动方向。 二维非轴对称模型在流道方向上
设定适当的 X，Y 分量，根据来流攻角的余弦和正
弦值来设定。本次数值模拟气动攻角为－5～15°，按
每隔 1°取值，计算其余弦和正弦，并输入边界中。
气体流动速度根据参考文献的实验值确定，
并转化成低马赫数，输入边界条件。
NACA4412，NACA4418，FFA-W3-211，FFA-
Fig.3 Comparison of simulation data and experiment data of FFA-W3-211 aerofoil at Re＝199 000
C1Cd 系数
1.4 1.2
1 0.8 0.6 0.4 0.2
0 -0.2
计算升力系数 计算阻力系数 实验升力系数 实验阻力系数
W3-360，FX60-126 和 NREL-S809 等 6 种翼型的
几何和气动实验工况点分别取自文献 [2]～[7]，从
而可以用同翼型气动模拟数据来与相同条件下的
试验数据进行对比。
湍流在近壁面区演变为层流， 因此对近壁面
区壁面边界条件采用壁面函数法， 将壁面上的已
知值引入到内节点的离散方程的源项。 在粘性流
收稿日期： 2008-10-10。 作者简介： 张果宇（1985-），男，江西樟树人，硕士研究生，主要从事流体机械流动仿真研究。 E-mail：guoyu.zhang@
飞行器的气动特性实验与分析
飞行器的气动特性实验与分析一、飞行器气动特性实验的目的和意义飞行器在空气中飞行时，受到空气动力的作用。
这些空气动力包括升力、阻力、侧向力和力矩等，它们的大小和分布直接影响着飞行器的飞行性能、稳定性和操纵性。
通过进行气动特性实验，可以获取飞行器在不同飞行条件下的空气动力数据，为飞行器的设计优化、飞行性能预测和飞行控制提供可靠的依据。
实验的目的主要有以下几个方面：1、验证和改进理论计算和数值模拟结果理论和计算方法虽然能够对飞行器的气动特性进行预测，但由于实际流动的复杂性和模型的简化，往往存在一定的误差。
实验可以提供真实的空气动力数据，用于验证和改进理论和计算方法，提高预测的准确性。
2、探索新的气动布局和设计概念在飞行器的研发过程中，常常需要探索新的气动布局和设计概念。
实验可以直观地展示不同设计方案的气动性能，帮助设计人员筛选出最优的设计方案。
3、评估飞行器的飞行性能和稳定性通过实验测量飞行器在不同飞行状态下的空气动力参数，可以评估其飞行性能，如升阻比、最大升力系数等，以及稳定性，如纵向稳定性、横向稳定性等。
4、为飞行控制提供输入参数飞行器的飞行控制系统需要准确的空气动力参数来实现精确的控制。
实验结果可以为飞行控制系统的设计和调试提供必要的输入参数。
二、飞行器气动特性实验的类型和方法飞行器气动特性实验可以分为风洞实验和飞行实验两大类。
1、风洞实验风洞是一种用于模拟飞行器在空气中飞行的实验设备。
风洞实验具有成本低、可控性强、重复性好等优点，是飞行器气动特性研究的主要手段之一。
风洞实验根据风洞的类型和实验目的，可以分为低速风洞实验、高速风洞实验和跨音速风洞实验等。
在风洞实验中，通常使用模型来模拟真实的飞行器。
模型的制作精度和相似性对实验结果的准确性有很大影响。
常见的模型制作材料有木材、塑料、金属等。
风洞实验的测量技术包括压力测量、力测量、流场测量等。
压力测量可以采用压力传感器或压力扫描阀来测量模型表面的压力分布；力测量可以使用天平来测量模型所受到的升力、阻力和力矩；流场测量可以采用粒子图像测速技术（PIV）、激光多普勒测速技术（LDV）等手段来获取流场的速度分布和湍流特性。
适用于风力机的新翼型气动性能的实验研究
实验结果与分析
通过实验的测量和数据处理 , 得到下列结果 : 1) 压力分布 图 6 分别给出了攻角为 0~ 10 时, 翼型在不同
雷诺数 ( 即不同风速) 下的压力系数分布。由图可以 经采集卡采集数据后, 由离散点的表面压力通 过数值插值, 得到整个翼型表面的压力分布, 由叶片 表面压力分布就可以计算出翼型的升力系数和阻力 系数。 压力系数 C p 由下面的公式定义 : Cp = P- P 1 U2 2 ( 1) 看出 , 由于 F FA W3 翼型前 缘曲率较大 , 对翼型表 面气流具有较强的加速性能 , 使得气流迅速加速 , 翼 型表面静压降低; 同时由于翼型尾缘压力面有一个 反曲率收缩段, 具有减速扩压性能, 因此压力系数明 显增加。随着雷诺数的增大 , 翼型气动负荷增加 , 从 而在失速后对翼型的升力系数和阻力系数有较大的 影响。 2) 升力系数和阻力系数 图 7 为 FFA W3 211 在两种雷诺数下的升力系 数和阻力系数比较图。从图 7 中可以看出 , 由于雷
图 4 Hy Scan 1000 电子扫描阀测压 系统组成 Fig . 4 Pressure measur ement system of HyScan 1000 electronic scan v alve
4期
叶枝全等 : 适用于风力机的新翼型气动性能的实验研究
551
叶片表面的压力分布, 通过在叶片内部布设测 压孔 , 用埋管引出, 测压孔的压力再通过塑料管传到 48 通道的电子压力扫描阀上, 经放大器传到工控机 上通过数据采集卡进行快速采集 , 压力采集过程如 下图所示 : y 速; x 、 攻角 ; d s
图 1 F FA W3 翼型系列 F ig. 1 FF A W3 airfoil series
低速翼型的气动特性
第7章超音速翼型和机翼的气动特性1
x22 222222
y22 B2( 2222 22)
超音速薄翼型线化理论
线化位流方程：
B 2220, 其中 BM ： 21
x2 y2
2 2 2 2 x2 222
y22 B2( 2222 22)
代入，得：
4B2 2(,) 0
超音速薄翼型线化理论
4B2 2(,) 0
上式对ξ积分得：
(,) f *()
实线表示激波，虚线表示膨胀波 (a) 小迎角 <
超音速薄翼型的绕流
当翼型处于大正迎角时，上 翼面前缘产生膨胀波，压 强小；下翼面前缘产生激 波，压强大。所以上翼面 的压强低于下翼面的压强 ，压强合力在与来流相垂 直的方向上有一个分力， 即升力。
实线表示激波，虚线表示膨胀波 (b) 中迎角 >
7.2 超音速薄翼型线化理论
中迎角
超音速薄翼型的绕流
由于在后缘处流动方向和压 强不一致，有一道斜激波和 一族膨胀波,以使后缘汇合 后的气流具有相同的指向和 相等的压强。（近似认为与 来流相同）
实线表示激波，虚线表示膨胀波 (b) 中迎角 >
超音速薄翼型的绕流
受激波和膨胀波的影响，翼型压强在激波后变大，在膨 胀波后变小。
超音速薄翼型的绕流
将上式展开，设不大，取一级小量近似：
o
dV
V
Ma2 1
L
μ V’=V+dV
Vt’
Ma是来流马赫数，代表壁面的小压缩角，当为膨胀角时
上式取+号即可。
超音速薄翼型线化理论
dV
V
Ma2 1
折角不大时波前后近似等熵，因而
波前后的速度与压强关系满足（欧
拉方程加声速公式）：
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《空气动力学》课程实验指导书
翼型压强分布测量与气动特性分析实验
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，并绘制不同实验段速度下的升力曲线。
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。
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，都是基于连通器原理，只是把多个管子装在同一架子上而已，这样就可同时观察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。
图3.1 接多管压力计上各相应支管 图3.2 实验安装示意图
实验段风速固定、迎角不变时，根据连通器原理可知，翼面上第i 点的当地静压i p 与实验段的静压p ∞关系为：
sin sin i i II p K gL p K gL ρθρθ∞+=+液液
即
()sin ,(0,1,2,3,......)i i II i p p p K g L L i ρθ∞∆=-=-=液 （1）
实验段的气流静压p ∞与大气压a p （即总压0p ）关系为：
0sin sin II I p K gL p K gL ρθρθ∞+=+液液
根据伯努利方程，则实验段的气流动压为：
201
()sin 2
a II I q p p V K g L L ρρθ∞∞∞≡-=
=-液 （2） 同理，风洞入口段收缩管前的气流动压为：
2IN 0IN IN 1()sin 2
a IN I q p p V K g L L ρρθ≡-=
=-液 （3） a ρ、ρ液分别为空气密度和压力计工作液（水）密度。
于是，翼面上第i 点的压强系数为
i II i
i II I
p L L Cp q L L ∞∆-≡
=- （4） 翼型在给定迎角下的升力由上下表面的压力差产生，升力系数的值即从翼型前缘到后缘对压力系数进行积分得到的：
(p p )[(p )(p )]c
c
l u l u L dx p p dx ∞∞=-=---⎰⎰
1
00
1*()()*c l pl pu pl pu L x
C C C dx C C d q c c c ∞==-=-⎰⎰
其中，pl C 为翼型下表面的压力系数，pu C 为翼型上表面的压力系数，c 为翼型的平均气动弦长。
四、实验步骤
（1） 记录实验室的大气参数、压力计工作液（水））密度：
○
1气温：30a
t C =︒；
○
2海拔：m h 400=； ○
3工作液（水）密度：3
995.65/kg m ρ=液； ○
4重力加速度g ：29.79/g m s =；
○
5大气压强： 95920a
p Pa =；
○
6翼型弦长：mm c 120=； （2） 将压力计座底调为水平，再调节液面高度使测压管液面与刻度“0”平齐，斜角90θ=。
（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，检查接头有无漏气。
（4） 将模型迎角调节到位并固定，风洞开车，由变频器进行风速调节，迎角控制机构进
行迎角调节。
实验中迎角为4
8-，增量为2°。
（5） 记录数据：在风速稳定和迎角不变时，读取并记录大气压管液柱高度I L 、风洞入口
处液柱高度IN L 、风洞实验段液柱高度II L 、翼型表面各测点的液柱高度i L 。
（6） 关闭风洞，整理实验场地，将记录交老师检查。
（7） 整理实验数据，写好实验报告。
五、实验要求
实验中注意观察，上下翼面的压强随迎角的变化，尤其是前缘点压强和上翼面后段的压强的变化。
六、实验报告要求
（1） 原始数据完整。
实验室的大气数据；压力计的系数；工作液数据；风速数据。
实验
段风速计算公式：
V ∞=
（m/s ）
其中空气密度a ρ由下式计算：
287.053*(273.15)
a
a a p t ρ=
+ （kg/m 3）
（2） 根据记录的实验室数据、风洞实验段压力数据以及电机频率，进行实验段风速与电
机频率的校核，并与参考数据进行对比分析。
（3） 列表记录在不同迎角下的翼型表面压强系数数据，迎角为参数，用坐标法给出翼型
的压强系数分布图。
（4） 根据计算的压强系数分布，采用积分法计算翼型的升力系数，并绘出升力系数随攻
角变化的曲线
七、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（升力为零的角度）？
4. 如何获得风洞入口处，即收缩段前的气流速度？
5. 如何估算风洞收缩段的面积收缩比？
6. 为何模型上，上表面前半部的测压孔较密？
八、实验结果
1、实验室实验参数
（见第四节：实验步骤）
2、实验段风速校核
3、翼型表面压力测量原始数据与压力分布曲线3.1原始数据
3.2 压力分布曲线
（不同流速，不同攻角下的表面压力系数分布）
4、升力系数与曲线
4.1 升力系数（积分法）
4.2 升力系数曲线
（不同风速下，升力系数随攻角变化曲线）
（注：可编辑下载，若有不当之处，请指正，谢谢!）。