空气动力学矩形机翼纵向气动特性测量实验
机翼模型实验报告总结
机翼模型实验报告总结1. 引言机翼是飞行器的重要组成部分，其形状和设计对飞机的飞行性能具有重要影响。
为了研究和优化机翼的设计，本次实验使用了机翼模型进行实验。
本文对实验过程、数据结果和实验总结进行了详细的描述和分析。
2. 实验过程2.1 实验目的本次实验的主要目的是研究不同机翼形状对飞行性能的影响，并比较不同机翼形状的优劣。
2.2 实验装置和步骤本次实验使用了一台风洞和多个机翼模型。
实验步骤如下：1. 准备多种不同形状的机翼模型。
2. 将机翼模型依次放入风洞中，开启风洞风速。
3. 记录风洞中的风速、气动力数据和机翼模型的各项参数。
4. 对于不同机翼形状，重复上述步骤，获取足够的实验数据。
3. 数据结果3.1 数据收集在实验中，我们收集了不同机翼形状下的风速、气动力数据和机翼模型参数。
3.2 数据处理与分析根据收集到的数据，我们对不同机翼形状的飞行性能进行了比较和分析。
主要分析了以下几个方面：1. 升力与机翼形状的关系2. 阻力与机翼形状的关系3. 气动效率与机翼形状的关系4. 实验总结4.1 实验结果讨论通过对实验数据的分析，我们可以得出以下结论：1. 机翼的几何形状对飞行性能有重要影响。
较尖的机翼形状通常具有较高的升力和较低的阻力。
2. 与传统的直翼相比，后掠翼和前缘缘翼形状可以显著减少空气阻力，提高飞行效率。
4.2 实验不足和改进方法在实验过程中我们也发现了一些不足之处：1. 实验参数的选取有待优化。
我们仅选取了有限的机翼形状进行对比，还可以进一步增加样本数量，研究更多种类的机翼形状。
2. 数据采集和分析的方法上可以进一步改进，提高数据的准确性和可靠性。
4.3 对未来研究的展望本次实验只是对机翼形状对飞行性能影响的初步研究，还有很多方向可以深入探索。
未来的研究可以着重考察以下几个方面：1. 不同机翼形状下的气动噪声和空气动力学稳定性。
2. 采用不同材料制造的机翼在飞行性能上的差异。
3. 进一步优化机翼设计，寻求更好的飞行性能和节能效果。
小展弦比飞翼标模纵航向气动特性低速实验研究
小展弦比飞翼标模纵航向气动特性低速实验研究吴军飞;秦永明;黄湛;魏忠武;贾毅【摘要】对小展弦比飞翼气动布局外形，通过常规测力风洞实验方法得到其纵向气动特性和偏航控制特性，在分析其气动特性后，选取典型的状态采用 PIV 实验方法对其流动机理进行研究，研究表明小展弦比飞翼在较小的迎角下即出现前缘分离涡，随着迎角的增大，前缘分离涡强度增大，且逐渐往机体对称面方向移动，随着迎角进一步增大，分离涡变得不稳定，涡核开始摆动，最终破裂，破裂位置从后缘开始，逐渐前移。
对小展弦比飞翼气动布局飞机的控制难点偏航控制进行研究，结果表明该飞翼布局模型在实验迎角范围内偏航方向是静稳定的，在小迎角下具有可操纵性，迎角大于6°后嵌入面处于破裂的前缘涡尾迹之中，操纵性降低。
%longitudinal and lateral aerodynamic characteristics of the low aspect ratio flying wing calibration model are investigated in a low speed wind tunnel.Normal force measuring ex-periment is conducted to gain the longitudinal aerodynamic characteristics and yaw control charac-teristics,and the PIV test is also conducted to investigate the flow mechanism of the low aspect ratio flying wing.The results indicate that the leading-edge separation vortex appears on the wing’s spine surface when the attack angle is at 6 degree.The vortex intensity increases and the vortex core shifts to the symmetric plane of flying wing with the increase of attack angle.Increas-ing the attack angle further,the vortex core becomes unsteady and begins to oscillate,finally break entirely.The broken position shifts from the ending edge to the leading edge.Yaw control characteristics of low aspect ratio flying wing is also studied in thispaper.The results indicate that the flying wing is static stabile at the test attack angle.When the attack angle is less than 6 degree,it is controllable in yaw direction.And when attack angle is more than 6 degree,the yaw control ability decreases because the control surface may lays in the wake region of broken lead-ing-edge vortex.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2016(000)001【总页数】6页(P125-130)【关键词】小展弦比;飞翼;纵向气动特性;偏航控制【作者】吴军飞;秦永明;黄湛;魏忠武;贾毅【作者单位】中国航天空气动力技术研究院，北京 100074;中国航天空气动力技术研究院，北京 100074;中国航天空气动力技术研究院，北京 100074;中国航天空气动力技术研究院，北京 100074;中国航天空气动力技术研究院，北京 100074【正文语种】中文【中图分类】V211.7小展弦比飞翼布局飞机采用全翼设计，气动特性得到大大提高；取消了平尾（升降舵）和垂尾（方向舵）等，显著地减小了雷达散射截面积，因此成为下一代超声速高性能作战飞机的理想构型［1－6］，与此同时也带来了操稳特性方面的诸多新问题。
空气动力学：第4章 超声速和跨声速机翼的气动特性
4.1.2 薄翼型超声速的线化理论
由于扰动不能逆传，因此 f2 (x By) 0 故上半平面流场小扰动速度位是：
f1( ) f1(x By)
Folie 18
4.1.2 薄翼型超声速的线化理论
沿 x 和 y 轴向的小扰动速度分量分别为：
u
x
df1
d
x
f1' (x By)
线为
2x
ys d sin l
其中，l为波长，d为波幅，d/l<<1。
由壁面边界条件可知，y=0，有
v y0
V
dys dx
Hale Waihona Puke v y0yy0
df1
d
y
Bf1' (x)
Bf1' (x)
V
2d
l
cos 2x
l
(x, y)
f1 (x By)
V d B
sin
2 (x By)
l
Folie 20
4.1.2 薄翼型超声速的线化理论
4.1 超声速薄翼的绕流和近似理论
4.1.1超音速薄翼型的绕流特点和流动图画 为了说明超声速运动的机翼承受有波阻力，我们以薄翼 型绕流为例。不考虑气流粘性，并假设翼型运动对流场 产生的扰动是小扰动。
翼型作亚声速运动和作超声速运动时，对气流的扰动 有很大不同，如图：
亚声速扰动无界
超声速扰动限于前马赫锥后
在折角不大的情况下，可将看成是翼型上某点切线 与沿 x 轴来流的夹角（rad）的正切或斜率 dy/dx。
Folie 27
4.1.2 薄翼型超声速的线化理论
线化理论压强系数计算公式与实验的比较例子见下图， 选用的厚翼型和－100迎角是偏离小扰动假设的比较极端 的情况（双弧翼前缘半角11020’）
机翼物理实验报告
机翼物理实验报告机翼物理实验报告引言：机翼是飞机的重要组成部分，它承担着提供升力的重要任务。
为了研究机翼的物理特性，我们进行了一系列的实验。
本报告将对这些实验进行详细描述，并分析实验结果。
实验一：机翼的形状对升力的影响我们首先研究了机翼的形状对升力的影响。
我们设计了三种不同形状的机翼模型：矩形、椭圆形和梯形。
在风洞中，我们分别测试了这三种机翼模型的升力。
实验结果显示，椭圆形机翼的升力最大，其次是梯形机翼，而矩形机翼的升力最小。
这是因为椭圆形机翼的气流流线更加顺畅，能够更有效地产生升力。
实验二：攻角对机翼升力的影响接下来，我们研究了攻角对机翼升力的影响。
攻角是指机翼与气流流向之间的夹角。
我们在风洞中固定了一种形状的机翼模型，然后改变攻角进行测试。
实验结果显示，随着攻角的增加，机翼的升力也随之增加。
然而，当攻角超过某个临界值后，升力开始下降。
这是因为当攻角过大时，气流无法顺利通过机翼，导致升力减小。
实验三：机翼表面粗糙度对升力的影响我们还研究了机翼表面粗糙度对升力的影响。
我们在风洞中使用了相同形状的机翼模型，但表面处理不同。
我们分别测试了光滑表面和粗糙表面的机翼的升力。
实验结果显示，光滑表面的机翼产生的升力要大于粗糙表面的机翼。
这是因为光滑表面能够减少气流的阻力，使气流更加顺畅地通过机翼，从而增加升力。
实验四：机翼尺寸对升力的影响最后，我们研究了机翼尺寸对升力的影响。
我们设计了三种不同尺寸的机翼模型：小型、中型和大型。
在风洞中，我们分别测试了这三种机翼模型的升力。
实验结果显示，随着机翼尺寸的增大，升力也随之增加。
这是因为较大的机翼能够提供更大的表面积，从而更多地接触气流，产生更多的升力。
结论：通过一系列的实验，我们对机翼的物理特性有了更深入的了解。
我们发现机翼的形状、攻角、表面粗糙度和尺寸都对升力有着重要影响。
椭圆形机翼能够产生最大的升力，而攻角、表面粗糙度和尺寸的变化也会对升力产生影响。
这些研究结果对于飞机设计和改进具有重要意义，可以帮助我们设计更高效的机翼，提高飞机的性能。
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）。
研究超音速飞行器的气动特性和空气动力学性能
研究超音速飞行器的气动特性和空气动力学性能超音速飞行器是一种飞行速度高于音速的飞行器，通常被用于军事和民用领域。
超音速飞行器的气动特性和空气动力学性能是影响其飞行安全和性能的重要因素之一。
本文将深入，分析其对飞行器飞行行为的影响。
首先，超音速飞行器的气动特性主要包括气动外形设计、机翼布局、气动力学参数等方面。
气动外形设计是影响超音速飞行器气动特性的关键因素之一，不同的外形设计会对飞行器的空气动力学性能产生重要影响。
例如，流线型的外形设计可以减小飞行器的阻力，提高其超音速性能；而不合理的外形设计可能导致飞行器出现空气动力学失速等问题，影响飞行器的飞行稳定性和控制性能。
其次，超音速飞行器的空气动力学性能主要包括升力、阻力、气动力矩等方面。
升力是飞行器飞行过程中产生的垂直向上的力，可以支撑飞行器的重量，使其脱离地面并保持飞行姿态稳定。
在超音速飞行器的设计中，如何有效地提高升力并减小阻力是提高飞行性能的关键问题之一。
同时，气动力矩也是影响飞行器姿态稳定性的重要因素，良好的气动力矩设计可以保证飞行器在飞行中保持良好的姿态控制。
此外，超音速飞行器的空气动力学性能还受到飞行速度、高度、气流条件等外部环境因素的影响。
在不同的飞行速度和高度下，飞行器所受到的空气流动条件会发生变化，从而影响飞行器的气动特性和空气动力学性能。
因此，超音速飞行器的设计和性能评估需要考虑到实际飞行条件下的气动特性和空气动力学性能，以保证飞行器在设计工作范围内具有良好的飞行性能和飞行安全性。
梳理一下本文的重点，我们可以发现，通过深入研究超音速飞行器的气动特性和空气动力学性能，我们可以更好地理解超音速飞行器的设计原理和飞行特性，为超音速飞行器的设计、制造和运行提供重要的理论基础和技术支持。
在未来的研究中，我们可以进一步深入探讨超音速飞行器的气动特性和空气动力学性能，在实际飞行试验和仿真模拟中验证研究成果，为超音速飞行器的发展和应用做出更大的贡献。
民用飞机纵向气动参数辨识
适当的俯仰力矩系数可以保证飞机的稳定性，但过大的俯仰力矩系数可能导致飞机出现低头或抬头现象，影响飞 行安全。
04
纵向气动参数辨识的挑战与解 决方案
数据处理与噪声抑制
数据预处理
对原始数据进行滤波、去噪等处理， 以提高数据质量。
噪声抑制
采用统计方法、滤波器等手段对噪声 进行抑制，降低其对参数辨识的影响 。
05
案例分析
某型民用飞机风洞试验数据辨识案例
总结词
风洞试验数据辨识
详细描述
通过风洞试验获取某型民用飞机的飞行数据 ，利用数值模拟和优化算法对数据进行处理 和分析，辨识出飞机的纵向气动参数，如升 力系数、阻力系数和俯仰力矩系数等。
某型民用飞机飞行数据反演案例
总结词
飞行数据反演
详细描述
基于某型民用飞机的实际飞行数据，利用反演算法和优化技术，反演出飞机的纵向气动 参数，如升降舵偏角、平尾偏角和重心位置等。
02
研究表明，气动参数的辨识精度对飞行控制系统的 性能和飞行安全具有重要影响。
03
本文所采用的方法可为其他类似研究提供参考和借 鉴。
研究展望
未来研究可进一步探讨气动参 数辨识的精度和稳定性问题， 以提高飞行控制系统的性能和
可靠性。
可以进一步研究不同飞行条件 和不同飞机模型下的气动参数 变化规律，为飞行控制系统设 计和优化提供更全面的数据支
持。
可以结合先进的传感器技术和 数据处理方法，开发更为高效 和准确的气动参数辨识方法， 提高辨识精度和效率。
可以考虑将气动参数辨识与飞 行控制系统设计、优化和控制 等多方面进行更紧密的结合， 以实现更为智能和高效的飞行 控制。
THANKS
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。
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风力机空气动力学实验之二矩形机翼纵向气动特性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．了解测力系统三分力天平的工作原理以及天平静力校测的基本方法。
2．通过测定一矩形机翼的升力、阻力和力矩随迎角改变而变化的规律，熟悉风洞实验的基本原理，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．风洞风洞是产生人工气流的设备，其种类繁多。
这次实验所用风洞是三元闭口直流式风洞，如图11─ 收缩段 2— 试验段 3— 扩散段 4— 风扇 5— 安全网 6— 整流栅 7—直流电机图1 闭口直流式风洞动力装置包括直流电机和风扇。
电机功率为30马力。
风扇转动后，将空气吸入风洞中，通过调节电机转速以获得不同的实验段速度。
收缩段前装有整流栅，整流栅是做成方格状的，用来消除气流中的大旋涡。
气流通过收缩段后，流速增大，这样可使进入试验段的气流较为均匀。
试验段的长度为1.52米，截面是正方形的，面积为0.914×0.914m 2，模型放在其中进行试验。
扩散段的功能是使试验段后面的气流减速后再排入大气，以减少能量损失。
2．风速管和U 形管压力计：风速管是测量气流速度的仪器。
如图2所示。
它由内管和外管组成。
内管在其前端开口；外管在其侧表面开小孔。
当风速管迎向气流时，内管口的气流速度将被阻滞为零，此时内管中感受的是当地总压P 0，而外管侧表面孔感受的为当地静压P 。
根据 P v P +=1220ρ即得式中：v—气流速度；ρ—空气密度；总压P0和静压P之差可以通过U形管压力计测出。
U形管压力计是测量压强差的仪器，如图3（a）所示。
测量时将被测量流体压强通过管道引致U形管两端，此时两管的液柱差h即表示被测量的压强差。
它们之间的关系可用下式表示：P P h12-=γ式中：γ为压力计中液体的比重，单位为N/m3。
为了使目测读数更加精确，常常将压力计倾斜一角度φ。
如图3（b）。
这时测得压强关系式为γHPP=-21(a) (b)图3 U形管压力计3．机械式三分量天平P0P1P2(1)工作原理气动力天平是测量作用在模型上的空气动力的仪器。
它和一般测力的天平不同，气动力天平不仅可以测量气动力，并且还可以测量气动力矩。
在进行飞行器的气动力实验时，作用在模型上的总气动力和总气动力矩的确切方向一般是未知的，而气动力天平则具有分解和传递气动力和气动力矩的功能，以分别测量出X、Y和Z方向的分量。
天平可根据能测量多少个力和力矩分量来分类。
我们所做的实验是机翼的纵向气动力实验，只测量升力、阻力和俯仰力矩三个分量，因此使用三分量天平。
其工作原理如图4所示。
机翼模型用三根支杆与天平相连，前支杆(OF)为两根，其接头（F点）约位于翼弦的1/4弦长处，另一支杆AB与机翼后缘伸出的横杆末端相联。
OABF四杆组成一平行四边Wx形，机翼弦线FB偏转多少度，则AO杆亦偏转同一度数。
在AO杆上固连一指针，即可在刻度盘上读出相应的迎角值，因实验时模型反装，规定指针顺时针旋转模型迎角增大。
松开O处固定螺钉，旋转指针位置然后将固定螺钉拧紧即可改变模型迎角。
当机翼上受绕F点俯仰力矩M z时，AB杆就有趋势上下移动，于是牵动杆AO，并连同整个刻度盘都绕O1点转动，刻度盘上的C点就上下转动，再通过传动机构CDE，把作用力矩传到力矩天平上，即可量出相应的力矩Mz。
当机翼上受到阻力X作用后，就使整个框架向左偏转，再通过传动机构GHI，就把这个作用力传到阻力天平上，即可量出相应的阻力X。
当机翼受升力Y作用后,就使整个框架上下移动，再通过JK拉杆的作用，就可在升力天平上量出相应的升力Y。
(2)静力校测天平的校测是通过静校装置，模拟天平工作时的受力状态，对天平施加载荷，得到天平读数与气动力之间的函数关系。
在假设天平读数与载荷之间的关系是线性的条件下，可写出如下的函数关系。
W X=A XX X+A YX Y+A MX M zW Y=A XY X+A YY Y+A MY Mz(1)W Mz=A XM X+A YM Y+A MM Mz其中W X、W Y、W Mz分别为阻力天平、升力天平和力矩天平的读数，X、Y、Mz为校测天平时所加的载荷阻力、升力和力矩，系数A XX意义为加单位阻力时对阻力天平读数W X的贡献，系数A YX意义为加单位升力时对阻力天平读数W X的贡献，系数A XY为加单位阻力对升力天平读数W Y的贡献，其余类推。
若（1）式的系数矩阵已知，则可解出如下关系。
X=C XX W X+C YX W Y+C MX W MzY =C XY W X+C YY W Y+C MY W Mz(2)Mz =C XM W X+C YM W Y+C MM W Mz(2)式即风洞实验气动力测量应用的公式。
根据天平读数W X、W Y、W Z即可计算出模型所受的气动力X、Y、Mz。
式中C XX意义为单位阻力天平读数对阻力的贡献，C YX为单位升力天平读数对阻力的贡献，其余类推。
根据上面分析，首先要求出A XX、A YX、….、A MM.等系数，若校测时同时加X、Y、Mz等载荷，根据（1）式无法求出上述系数。
根据线性假设各载荷之间无系数的影响，因此可单位加载，例如只加阻力载荷X时（1）式可写成W X=A XX X, W Y=A XY X, W MX=A xM X(3)根据（3）式则可求出A XX=W X/X, A XY=W Y/X, A XM=W Mz/X具体阻力加载过程是：从静校架上a点引出一条钢丝绳，绕过滑轮，接到一个砝码盘上，在砝码盘上加砝码G d，则钢丝将产生一个数值等于G d的拉力，使天平受到了阻力X，其数值等于G d。
此时，记下各天平的读数，改变G d，各天平的读数也随之变化。
实际测量结果是当只加阻力X时，升力天平和力矩天平的读数为零，即A XX=W X/X, A XY=A XM=0。
加升力和加俯仰力矩得到同样结果，即A YY=W Y/Y, A MM=W Mz/Mz, A XY=A MY=A XM=A YM=0这时（2）式亦可简化为X=C XX W X, Y=C YY W Y , M Z=C MM W Mz(4)其中C XX=A XX, C YY=A YY, C MM=A MM。
以上叙述是为说明系数C XX、C YY、C MM是如何得到的，实验中不做静力校测。
现给出校测结果：C XX=2.383 N/lb , C YY=4.462 N/lb , C MM=0.991 Nm /lb。
静力校测示意图如图5所示。
Wx图5 天平静力校测示意图4. 模型：本实验采用一矩形机翼，翼弦b=0.11米，翼展l=0.66米, 翼剖面型号为NACA23012。
三、实验步骤（1） 安装模型，并检查各仪器设备是否正常。
（2） 将天平调至平衡位置，记下初读数W Y0（升力天平的），W X0（阻力天平的）和W Mz0(力矩天平的) ，天平的读数单位为磅。
（3） 开动风洞，记下不同迎角α下的升力W Y 、阻力W X 和力矩W Mz 。
其中阻力包括与模型相联的支架阻力W X 支。
同时，从压力计上量出液柱差的高度。
（4） 停车。
将天平等仪器恢复到原来状态。
（5） 整理数据，并绘制曲线。
四、计算公式（1） 风速和动压ϕγξρs i n )(2102h P P v =-= s i n h 2v ∆γρ=φ式中： v —气流速度，m/sρ—空气密度，单位kg/m 3,根据实验时的室温及大气压计算得出；10132516.288)16.273(102256.12⨯+⨯⨯=t P ρ4ξ—风速管修正系数；约等于1.0。
γ—酒精比重；为808 N/m 3h —压力计液面的高度差，m ；φ—压力计倾斜角；为300。
（2）升力系数C y =Y /122ρv SY=C YY ∆W Y∆ ∆W Y =W Y -W Y0式中 S -模型机翼面积，S =bl C y -机翼升力系数Y -机翼升力 C YY =4.462 N/lb （3）阻力系数C x =X /2v 21ρSX =C XX ×∆W X ∆W X = W X -W X0式中 C x -机翼阻力系数X -机翼阻力C XX =2.383 N/lb（4）力矩系数C m1/4= M z1/4sl V 221/ρM z1/4=C MM ×∆W MZM z = M z1/4+⨯4b YC m = M z /2v 21ρsl∆W MZ=W MZ-W MZ0式中 C m -机翼力矩系数，M z -机翼力矩，以机翼前缘为力矩参考点 C MM =0.991 N ·m/lb五、实验报告（一） 根据实验结果用方格纸绘制升力系数曲线、阻力系数曲线和俯仰力矩系数曲线。
即： C y (α), C x (α), C m (α)（二） 绘制极曲线 C y = C y (C x ) （三） 回答下列问题：1.机械式气动力天平通常由哪三部分组成？其中哪一部分主要决定了天平性能？ 2．什么叫失速？本实验中机翼的失速迎角是几度？它是怎样发生的？测定机翼的升力、阻力和力矩实验报告班级姓名实验日期指导教师实验数据记录和处理表实验数据记录和处理表（续）实验数据记录和处理表（续）。