空气动力学实验之二元翼型测压实验
NACA 23012型翼型升阻力实验
NACA 23012型翼型升力实验报告
一、实验任务及要求：
1.测定在不同冲角下，翼型表面压强分布，测定翼型尾迹中的
速度分布。
2.计算翼型的升力系数。
3.了解风洞设备及试验用模型的构造。
二、实验设备：
大气压计、温度计、多管比压计、梳型管、NACA 23012翼型（弦长b=200mm展长=275mm）
三、实验方法简述：
1.开机前检查测压管与接头之间是否正确连接，∆h∞的U形
管水面是否在同一个高度。
2.开机后分别测量在α=0o、30、6o、9o下的h∞、∆h∞、h i
3.以大气压为基准面，测量各管水面高度
四、实验数据处理及计算：
表4-1 试验相关参数记录
表4-2 实验测量数据
P i= ρg∆h i
P i’ =p i −p∞
1
ρu∞2
2
五、附图：
（附图5-1）
（附图5-2）
（附图5-3）
（附图5-4）
(Cy为曲线围成的面积，由origin软件积分得)
（附图5-5）
六、结论与小结：
1、由附图1~4 可看出这种翼型由于流线型设计使得上下表面存在压力
差，从而产生升力。
2、由附图5得到，在小冲角时，升力系数近似于冲角成正比关系，并与
理论曲线拟合得较好。
在冲角偏大时（本图中大于3度）升力系数不
再上升，甚至下降。
主要原因是由于大冲角情形时，使得翼型弓角偏
大，而在翼尾产生边界层分离，从而在尾迹区产生涡流；另一方面，
过大的冲角会形成较大的迎风截面，导致阻力过大。
因此，机翼在流
场中，冲角不宜过大，。
空气动力学实验之二元翼型测压实验
空气动力学实验之二元翼型测压实验班级姓名实验日期指导教师、实验目的1 •了解低速风动的基本结构和熟悉风洞实验的基本原理。
2. 熟悉测定物体表面压强分布的方法。
3. 复习巩固空气动力学的相矢知识。
3•测定NACA001翼型的压力分布并计算其升力系数Cy,掌握获得机翼气动特性曲线的实验方法。
二、实验设备及工作原理简介1 •测定翼型表面压力在翼型表面上各测点垂直钻一小孔，各孔成锯齿状分布，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一伸出物体外，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5上表面为1号-14号，下表面为15号-27号，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。
2•压力系数的计算通过测压，可以得到翼型在给定迎角下的压力分布，（采用无黏流理论）根据伯努利方程：Pi 1 V2 = P - V2222可得压力系数C P，其中00 Voc本实验利用水排测压得p = p「p：二，gh3•升力系数计算根据计算得出压力系数Cp,利用Matlab做出压力系数Cp与测压点分布位移力J 勺图像，并分别拟合上下表面的压力分布曲线，通过对上下表面的压力分布曲线的所夹面积进行积分，其值除以弦长L可得出翼型的升力系数Cy。
在不同的迎角a下，可分别求岀翼型的升力系数，由此绘制翼型NACA001的升力系数分布图，再与标准升力系数图比较，分析实验结果。
三.实验步骤1 •检查实验设备并进行人员分工。
2. 记录实验环境下的温度与大气压。
3. 安装翼型模型，并调整迎角为0。
4. 调整多管压力计液柱的高低，记下初读数ho。
5. 开风洞调到所需的风速，本实验对应的来流风速为25m/s。
6. 当多管压力计稳定后，记下液柱末读数hi。
7. 尖闭风机等待测压液柱回复，依次将翼型迎角调整到1 3 5和7 重复实验。
8. 尖闭风洞，整理实验场地，将记录交老师检查。
9. 整理实验数据，写好实验报告四.实验数据及处理1 •实验环境数据：实验室温度（C）大气压强（Pa）空气密度（kg/叶）22.翼型表面测压点分布上表面:F 表面:3.实验记录数据一S 一 @232cnCp2CTlcn0 LJ$壬a4. 53.632.& r2It0.623 40□ bl vs. al —fit1 0 b2 vs. a2 • —fit 260 XEO 100加五.实验结果1・实验数据处理利用Matlab中积分函数根据拟合曲线所得函数进行积分运算，得出翼型在不同迎角下的升力系数：2 •出升力线图（下一页）3 •实验结果比较有薄翼型理论得到的翼型气动特性，对称翼型NACA001有:c 2 二:可得较好。
NACA0012二维翼型分析
基于ANASYS的机翼二维绕流模拟实验一．实验目的：（1）通过CFD模拟得出机翼在高雷诺数下表面压力分布情况和速度分布情况。
（2）通过实验掌握Fluent基本用法，并分析所得实验结果得出结论。
二．实验原理：随着航空飞行器的快速发展，空气动力学的研究作用日益明显，绕机翼流动的流体静压力、质量密度、马赫数、气流速度的大小，对提高飞行器飞行性能有着重要作用。
本次实验采用NACA0012翼型，首先在ICEM中进行O-block网格划分，然后通过Fluent对机翼绕流进行分析。
最后得出在0攻角下NACA0012翼型的外流场气动数据。
首先对于标准翼型，我们要做出远场和机翼之间的网格，根据基本拓扑结构，决定采用O-Block的方法生成网格，它可以较好的解决圆弧或其他复杂形状Block顶点处网格的扭曲，同时能在附近壁面生成理想的边界层加密区域。
其次根据实际机翼外流场特性及实验目的，本实验采用基于压力隐式稳态求解器。
湍流模型采用Spalart-Allmaras一方程湍流模型；Spalart-Allmaras 模型是一方程模型中最成功的一个，最早被用于有壁面限制的情况的流动计算，特别在存在逆压梯度的流动区域内，对边界层的计算效果良好。
材料选择基于Sutherland-Law的理想气体，同时激活能量方程。
由于实际为粘性流体，翼型采用壁面条件；far_field选择压力远场边界条件可以设定无限远处的自由边界条件，实现翼型绕流远场边界与翼型的距离。
为满足计算精度要求，采用二阶迎风格式，即计算保留了Taylor级数的第一项和第二项，精度为二阶精度。
三．实验步骤：1.在ICEM中导入NACA0012的点数据，补全翼型并建立远场。
2.采用O-Block方法对二维翼型进行网格划分并检查网格质量。
3.把mesh文件导入Fluent，检查网格，Minimum Volume应大于0；设置求解器和湍流模型，并定义边界条件；压力远场马赫数设为0.8。
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）。
二元机翼表面压力分布的测定
中山大学本科生实验报告书二元机翼表面压力分布的测定院系工学院应用力学与工程系专业班级理论与应用力学10级实验课程实验流体力学姓名程彬学号 10332054实验地点中山大学工学院流体实验室实验时间 2013年 6 月 7 日指导教师苏炜一．实验目的与要求1．了解测定绕流物体表面压力分布的方法；2．测量机翼表面在不同攻角下的压力分布；3．从多管压力计上观察机翼失速时的压力分布状态。
二．实验原理三．实验装置实验模型：NACA0024翼型，弦长b=0.15m，最大厚度c=0.036m，18个测压点。
实验装置示意图见课本第177页图7-29，用两台多管压力计，工作液为纯水。
四．实验步骤1．把模型安装在实验段中，按顺序把机翼上的测压孔一一对应接到多管压力计上，检查各测压软管是否畅通，是否漏气。
2.在实验段中模型上游适当位置安装风速管，并把总、静压孔接到多管压力计上。
3.启动风洞，并调节电机到预定转速（如500转/分）。
4.调节机翼的攻角到预定角度（如α=4º）。
记下各测压管液柱的读数。
5．调大机翼的攻角，观看多管压力计上各管液柱的高度变化（不必记录读数），从而了解机翼失速时的压力分布的变化。
6. 风洞停车，记录室温θa和大气压P a。
五．实验数据处理1．列表计算机翼表面各点处的压力系数Cp。
设第I根测压管的读数为H i，来流静压测压管读数为H∞，所以，机翼表面第I点的压力与来流静压之差为P i－P∞= （H i－H∞）ρ水g同理，来流动压为0.5Pv2＝（P0－P∞）ξ= （H0－H∞）ξρ水g于是，机翼表面第I点的压力系数为Cp i＝（P i－P∞）／0.5Pv2＝（H i－H∞）／（H0－H∞）ξ2．用矢量法表示机翼表面的压力分布。
实验记录与计算表大气压力P a= P a，大气温度θa= 29ºC，大气密度ρ= 1.1571kg/m3ξ=1.004翼型：NACA0024 ，攻角α= 10º（从第一台多管压力计读数） （从第二台多管压力计读数）大气压力P a =P a ，大气温度θa = 29ºC ，大气密度ρ= 1.1571kg/m 3ξ=1.004（从第一台多管压力计读数） （从第二台多管压力计读数） 攻角α=10°和20°曲线图。
空气动力学的飞行器气动设计
空气动力学的飞行器气动设计一、引言飞行器的气动设计是飞行器研发过程中至关重要的一部分。
通过合理的气动设计，可以提升飞行器的性能和稳定性，为飞行任务的完成提供有力保障。
本文将从空气动力学的角度探讨飞行器气动设计的相关内容。
二、气动力学基础1. 升力和阻力升力和阻力是飞行器气动设计的两个核心要素。
升力是垂直于飞行方向的力，使得飞行器可以克服重力而上升。
阻力则是与飞行方向相反的力，会阻碍飞行器的前进。
合理地控制升力和阻力的大小和分布，可以提高飞行器的飞行效率和经济性。
2. 气动力特性气动力特性是指飞行器在运动过程中所受到的气动力的变化规律。
通过对气动力特性的研究，可以了解飞行器在不同飞行状态下的性能表现，从而指导气动设计的优化。
常见的气动力特性包括升力系数、阻力系数、气动力矩等。
三、飞行器气动设计的关键技术1. 翼型设计翼型是飞行器气动设计中最重要的组成部分之一，其形状和参数的选择直接影响飞行器的气动力性能。
合理的翼型设计可以提高飞行器的升力系数和升力阻力比，降低阻力系数，从而提高飞行器的爬升率和巡航速度。
2. 翼面布局翼面布局是指飞行器翼面的形状和位置安排。
翼面布局应考虑飞行器的气动布局和流场分布，在满足气动性能要求的前提下，尽量减少阻力和波阻。
3. 推进系统与气动外形的匹配推进系统与飞行器气动外形的匹配是飞行器气动设计的关键之一。
合理的推进系统设计可以提供足够的动力，同时减小阻力和干扰，提高飞行器的机动性能。
4. 飞行器的稳定和操纵性设计飞行器的稳定性和操纵性设计是保证飞行安全和实现飞行任务的基础。
通过合理的飞行器布局和控制系统设计，可以提高飞行器的稳定性和操纵性，减小操纵力矩和操纵响应时滞。
四、飞行器气动设计的优化方法1. 数值仿真数值仿真是飞行器气动设计中普遍采用的优化方法之一。
通过建立飞行器的数值模型和求解气动方程，可以预测飞行器的气动性能并进行参数优化，从而降低设计成本和风险。
2. 实验验证实验验证是优化设计的重要手段之一。
NACA0012翼型Gurney襟翼增升特性及其机理实验研究
——兰些堕：：！二堂堡！翌！兰垒墨型鱼！翌型堡堡望盐堑苎！！垒些壅鐾堕壅ａ速度矢量陶ｆ无襟翼，ｔ－－Ｏ）一＝》ｏ４ｘ／ｃｏ０１０２０．３ｏ４ｘ／ｃｃ速度矢量图（６‰，ｔ＝Ｏ）ｅ速度矢量图（６‰，仁Ｏ＋４Ｇｔ）ｂ速度矢量图ｆ无谗现，ｉ－，０＋２Ａｄ速度矢量图（６‰，ｗＯ＋２Ｇｔ）Ｏ￡速度矢量图（６‰，ｔ＝Ｏ＋６Ａｔ）ｇ流线圈（６‰，ｔ－－ｏ）ｈ．流线图（６‰，ｔ＝Ｏ＋２Ａｔ）ｉ染色液流动显示国ｆ６％ｃ）图１８ＮＡＣＡ００１２翼型加装Ｇｕｒｎｅｙ襟冀后的瞬时图（Ⅱ：２．５。
）０４ｘ／ｃｏ＾彩ｃ“●卧●上李亚拒、王晋军：ＮＡＣＡ００１２翼型Ｇｕｍｅｙ襟翼增升特性及其机理实验研究１６场、流线和染色液流动显示图，从图ａ、ｂ可知，不加装Ｇｕｍｅｙ襟翼时，虽然尾流也有上Ｆ波动，但并不明显，也没有明显的涡结构存在，此时流场中未见明显分离：而在图ｃ．ｆ中则明显示出，加装６％ｃＧｕｍｅｙ襟翼后，尾流包含结构非常明显的交替脱落的卡门涡街，周期性很强，位于Ｇｕｍｅｙ襟翼的正后方。
考察速度大小可以发现，翼型尾缘处上下翼面附近速度由于此交替脱落的涡街的存在而变得明显增大，且流经上翼面的流体速度方向明显下偏。
图ｇ、ｈ分别为对应图ｃ、ｄ的瞬时流线图，可以看出集中涡的位置上下变化，表明涡脱落是上下摆动的，同时，两图中涡的旋向分别为顺时针和逆时针。
从图ｉ给出的染色液瞬时图也可以看出，在Ｇｕｒｎｅｙ襟翼的最上方和最下方交替有涡脱落且呈现周期性。
圈１９给出的是ＮＡＣＡ００１２翼型在攻角５。
时的瞬时流线图，分别为不加襟翼和加装６％ｃＧｕｍｅｙ襟翼。
不加襟翼时，流体在流经上翼面尾缘处时明显发生分离，不再能够沿着流体表面流动，由此造成流经箍个翼型的流体在经过翼型尾缘后明显向上偏转，尾流区内火部分处于分离状态；虽然尾流也有摆动，但并不存在明显的旋涡结构。
加装６％ｃＧｕｍｅｙ襟翼后，上翼面尾缘处的分离明显减弱，甚至消失，尾流中一童存在两个反向旋转的集中涡，并呈现交替脱落状态。
空气动力学翼型压强分布测量实验
风力机空气动力学实验之二翼型压强分布测量实验班级姓名实验日期指导教师南京工业大学机械与动力工程学院2014年11月一、实验目的：1 熟悉测定物体表面压强分布的方法 2测定给定迎角下，翼型上的压强分布二、基本原理：测定物体表面压强分布的意义有以下几方面；首先有了压强分布图，就知道了物体上各部分的载荷分布，这是强度设计时的基本数据，其次，这又有助于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，不便函于装置天平），全靠压强分布图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，只是把多管子装在同一架子上而已，这样就可同时看出很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。
通常压强分布都以一无量纲系数表示，其定义为： P P P V h h i i i k =-=⋅∞1212ρξ∆∆ （1）P ∞——来流的静压。
122ρV ——来流的动压。
实验时，模型安装如图所示，风速管的静压孔、总压孔、以及翼面上各测点的静压孔，分别用橡皮管连到多管压力计上。
于是，P P h h i k -=-∞γφ()s i n图11220ρξγφV h h k =-()s i n h i ——为多管压力计上翼面上各静压管的液柱高度。
h 0——为多管压力计上风速管静压管的液柱高度。
h k ——为多管压力计上风速管总压管的液柱高度。
ξ——为风速管修正系数。
γ——为多管压力计所使用的液体重度（牛顿/米3）。
φ——为多管压力计的倾斜角。
翼面上各测点的压强分布：P P P V h h i i i k =-=⋅∞1212ρξ∆∆三、实验步骤：1. 调节多管压力计的倾斜角φ见，令φ=30°2. 3. 记录多管压力计的液体重度γ，正系数ξ。
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空气动力学实验之
二元翼型测压实验
班级
姓名
实验日期
指导教师
一、实验目的
1.了解低速风动的基本结构和熟悉风洞实验的基本原理。
2.熟悉测定物体表面压强分布的方法。
3.复习巩固空气动力学的相关知识。
3.测定NACA0012翼型的压力分布并计算其升力系数Cy ，掌握获得机翼气动特性曲线的实验方法。
二、实验设备及工作原理简介 1.测定翼型表面压力
在翼型表面上各测点垂直钻一小孔，各孔成锯齿状分布，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一伸出物体外，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，上表面为1号-14号，下表面为15号-27号，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。
2.压力系数的计算
通过测压，可以得到翼型在给定迎角下的压力分布，（采用无黏流理论）根据伯努利方程：
2
22
121∞∞+=+v p v p i ρρ 可得压力系数q
p p C p ∞-=
,其中2
2
1∞∞=v q ρ 本实验利用水排测压得
h g p p p ∆=-=∆∞ρ
3.升力系数计算
根据计算得出压力系数Cp,利用Matlab做出压力系数Cp与测压点分布位移X的图像，并分别拟合上下表面的压力分布曲线，通过对上下表面的压力分布曲线的所夹面积进行积分，其值除以弦长L可得出翼型的升力系数Cy。
在不同的迎角α下，可分别求出翼型的升力系数，由此绘制翼型NACA0012的升力系数分布图，再与标准升力系数图比较，分析实验结果。
三．实验步骤
1.检查实验设备并进行人员分工。
2.记录实验环境下的温度与大气压。
3.安装翼型模型，并调整迎角为
︒0。
4.调整多管压力计液柱的高低，记下初读数0
h。
5.开风洞调到所需的风速,本实验对应的来流风速为25m/s。
6.当多管压力计稳定后，记下液柱末读数i
h。
7.关闭风机等待测压液柱回复，依次将翼型迎角调整到
︒
1︒
3︒
5和︒
7重复实验。
8. 关闭风洞，整理实验场地，将记录交老师检查。
9. 整理实验数据，写好实验报告。
四．实验数据及处理
1.实验环境数据：
实验室温度（C︒）大气压强（Pa）空气密度（kg/3m）
12 98010 1.225
上表面：
NO. 1 2 3 4 5 6 7 X 0.00 2.00 4.00 8.00 14.00 20.00 32.00 X/L 0.00 0.02 0.03 0.07 0.12 0.17 0.27
8 9 10 11 12 13 14 44.00 56.00 68.00 80.00 92.00 104.00 116.00 0.37 0.47 0.57 0.67 0.77 0.87 0.97
下表面：
NO. 15 16 17 18 19 20 21 X 113.00 101.00 95.00 83.00 71.00 53.00 41.00 X/L 0.94 0.84 0.79 0.69 0.59 0.44 0.34
22 23 24 25 26 27 29.00 17.00 11.00 5.00 3.00 1.00
0.24 0.14 0.09 0.04 0.03 0.01 3.实验记录数据
五.实验结果
1.实验数据处理
利用Matlab中积分函数根据拟合曲线所得函数进行积分运算，得出翼型在不同迎角下的升力系数：
迎角α0度1度3度5度7度
0.0134 0.2151 0.4028 0.5554 0.7445 升力系数
Cl
2.出升力线图（下一页）
3.实验结果比较
有薄翼型理论得到的翼型气动特性，对称翼型NACA0012有：
πα
2
=
c
l
可得：
迎角α0度1度3度5度7度
升力系数
0.00 0.1097 0.3289 0.5483 0.7676
Cl
通过数据对比发现，除了1角度和3角度为跳点误差较大外，其他点符合较好。
六.实验总结
实验误差原因：
1.实验设备（低速风洞）及实验模型（二维翼型）造成的误差。
2.实验时实验人员的读数，以及翼型迎角固定产生的误差。
3.处理数据时使用的软件拟合曲线进行积分所引起的误差。