风洞实验报告 (1)

表2：轴向系数Cx随迎角的变化参数表
α
-4
0
4
8
10
12
14
16
20
CL
实验结论：
1.
参考文献：
1.钱翼稷，《空气动力学》，北京航空航天大学出版社，2004。
2.
2.翼型低速压强分布测量试验
(5)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。
(6)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。
(7)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=-4o～4o，△α=4o。
(14)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 ，温度 ， 。
(15)整理仪器，实验数据交老师签字后离开实验室。
实验结果
实验条件原始数据
Pa=769（毫米汞柱）, ta=?C
其中空气密度 有下式计算：
LII=（毫米酒精柱）, LI=（毫米酒精柱）（迎角??10°）
来流风速为：
1.风洞实验段速度和压力测定实验
2.用多管压力计测出翼型表面压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图;
3.定量了解翼型压强分布随迎角变化的趋势;
4.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。
实验装置
1.风洞：低速吹气式二元风洞。实验段为矩形截面，高0.5米，宽0.2米。实验风速≤30米/秒。(见图1)；
CP（上）
下截面
CP（下）
20
上截面
CP（上）
下截面
CP（下）
根据表2数据结果，画出翼型上下表面压力系数沿弦向的变化曲线，并对实验结果进行分析。
3.机翼失速测量试验
1)实验结果处理数据
表1：升力系数随迎角的变化参数表
α
-4
0
4
8
10
12
14
16
20
CL
根据上表实验数据绘出CL－α曲线，从而确定NACA0012翼型的临界失速迎角。
8
上截面
7
CP（上）
11
下截面
2
CP（下）
0
1
10
上截面
CP（上）
下截面
CP（下）
12
上截面
4
CP（上）
下截面
CP（下）
14
上截面
CP（上）
下截面
CP（下）
16
上截面
CP（上）
下截面
CP（下）
20
上截面
CP（上）
下截面
CP（下）
迎角
截面
9
10
11
12
13
14
15
16
-4
上截面
2
CP（上）
0
0
1
下截面
2.翼型低速压强分布测量试验
实验风速固定、迎角不变时，翼面上第i点的压差为
，(i=0;1,2,3,……)（1）
气流的动压为，
（2）
、 分别为空气密度和压力计工作液酒精密度。
于是，翼面上第i点的压强系数为
（3）
表1：NACA0012翼型测压孔位置参数
测压孔数目
0
1
2
3
4
5
6
7
8
x位置（mm）
0
5
10
15
实验原始数据就是酒精柱长度测量值，由排管酒精压力计测量，并填于表1。
排管压力计初始读数：2mm
2.翼型低速压强分布测量试验
1)实验结果处理数据
迎角
截面
1
2
3
4
5
6
7
8
-4
上截面
CP（上）
-1
下截面
4
CP（下）
7
6
4
0
上截面
3
3
CP（上）
6
6
5
0
下截面
CP（下）
0
0
4
4
上截面
CP（上）
下截面
CP（下）
(4)
(5)
图3：作用在翼型表面上的压强
由几何关系可知 ， 。由此可得
(6)
(7)
作用在翼型上总的法向力和轴向力可由 和 沿翼型表面积分得到，即
(8)
(9)
把上式化成系数形式，即
(10)
(11)
式中 、 、 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。
实验目的
1.测定一座风洞实验段的速度和压力;
风洞实验报告（三）
实验简介
本次试验主要为采用风洞测机翼升力系数、阻力系数及失速迎角。是飞行器研制工作中的一个不可缺少的组成部分。它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，随着的发展，在交通运输、房屋建筑、风能利用和环境保护等部门中也得到越来越广泛的应用。用风洞作实验的依据是运动的相对性原理。超过临界迎角（攻角）后，翼型上表面边界层将发生严重的分离，升力急剧下降而不能保持正常飞行的现象，叫失速。飞机失速的原因是机翼在大迎角下出现了气流分离．而左右两翼因种种原因(如侧滑、或构造有微小的不对称)．气流分离并不对称。
2.皮托管，修正系数k（已知修正系数），排管压力计，其修正系数为1，工作液为酒精，比重取，斜角为30°。
3.实验模型：NACA0012翼型，弦长0.15米，展长0.2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。(见图2)
20
30
40
50
60
y位置（mm）
0
测压孔数目
9
10
11
12
13
14
15
16
x位置（mm）
70
80
90
100
110
120
130
140
y位置（mm）
5
3.机翼失速测量试验
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。
(8)记录数据：在风速稳定和迎角不变时，读取并记录 ；上翼面的 ，下翼面的 。实验中注意观察，上下翼面压强随迎角的变化，尤其是前缘点压强和上翼面后段的压强的变化。
(9)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 ，温度 ， 。
3.机翼失速测量试验
(10)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。
图3：翼型测压孔分布
实验步骤
1.风洞实验段速度和压力测定实验
(1)实验前制定实验步骤，确定数据处理的方法。
(2)在教师指导下把皮托管安装在低速风洞实验段内，皮托管总压孔应对准来流方向，不要偏斜。
(3)用导管连接皮托管和排管压力计，注意检查导管，不得有破漏或堵塞。注意斜管压力计的初始读数。
(4)启动风洞，调节风洞变频器频率（不小于10Hz为宜），记录排管压力计的读数。
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。
实验风速固定、迎角不变时，翼面上第i点的压差为：
，(i=0;1,2,3,……)（1）
气流的动压为：
（2）
于是，翼面上第i点的压强系数为：
（3）
表1：NACA0012翼型测压孔位置参数
测压孔数目
0
1
2
3
4
5
6
7
8
x位置（mm）
0
5
10
15
20
30
40
50
60
y位置（mm）
0测压孔数目9源自101112
13
14
15
16
x位置（mm）
70
80
90
100
110
120
130
140
y位置（mm）
5
(11)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。
(12)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=-4o～22o，△α=2o。
(13)记录数据：在风速稳定和迎角不变时，读取并记录 ；上翼面的 ，下翼面的 。
3
2
CP（下）
2
1
0
上截面
CP（上）
0
3
0
0
下截面
2
CP（下）
3
2
0
0
1
4
上截面
CP（上）
0
0
0
下截面
2
CP（下）
1
8
上截面
CP（上）
0
2
0
下截面
2
2
2
2
CP（下）
1
1
1
0
0
1
10
上截面
CP（上）
下截面
2
2
2
CP（下）
12
上截面
3
CP（上）
下截面
CP（下）