低速机翼绕流特性实验指导书与实验报告
第五章+机翼低速气动特性(4)

7 升力面理论
z
ξ
A
dξ
o
B
x
MdζζC NhomakorabeaD
z
x
升力线理论的应用范围
升力线理论的应用有一定的范围: 升力线理论的应用有一定的范围 (1)迎角不能太大(α<10°)。升力线理论没有考虑空气 迎角不能太大( 迎角不能太大 °。 的粘性,而在大迎角下的流动出现了明显的分离。 的粘性,而在大迎角下的流动出现了明显的分离。 (2)展弦比不能太小(λ≥5)。 展弦比不能太小(λ≥5)。 展弦比不能太小 (3)后掠角不能太大(χ≤20°)。 后掠角不能太大( ≤20 后掠角不能太大 ≤20°
∂y ′ V∞ − v =0 ∂x 面
确定γ(ξ,ζ)的积分方程
可取翼面边界条件近似在y=0平面 即XOZ平面 平面(即 平面) 可取翼面边界条件近似在 平面 平面 上满足, 上满足,即根据泰勒级数表示式有
∂v (v)面 = (v) y=0 + ⋅ y +L ∂y y=0
y
V∞
o
x
z
升力面气动模型
求解大后掠角或中小展弦比机翼的迎角—弯度问题虽然 求解大后掠角或中小展弦比机翼的迎角 弯度问题虽然 仍可用П形马蹄涡作为基本解来与直匀流叠加, 仍可用П形马蹄涡作为基本解来与直匀流叠加,但应抛弃 使用一条附着涡线来代替机翼附着涡系的假设, 使用一条附着涡线来代替机翼附着涡系的假设,而是将机 翼改用附着涡面来代替, 翼改用附着涡面来代替,此时涡密度是 γ (ξ,ζ ) 。这就是升 力面模型。 力面模型。 升力面模型: 直匀流+附着涡面 附着涡面+自由涡面 升力面模型: 直匀流 附着涡面 自由涡面
低雷诺数下机翼复杂绕流的气动特性实验

第 2期
上 戈
报( 自 然科学 版)
Vo 1 .1 9 N 0 .2
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2 0 1 3 年4 月
J OURNAL OF S HANGHA I UNI VE RS I TY ( N AT URAL S C I E NC E)
D OI : 1 0 . 3 9 6 9 / j . i s s n . 1 0 0 7 — 2 8 6 1 . 2 0 1 3 . 0 2 . 0 1 4
Lo w Re yno l ds N uFra bibliotek b e r s
LU Yun, W ENG Pe i — f e n, DI NG J ue
( S h a n g h a i I n s t i t u t e o f Ap p l i e d Ma t h e ma t i c s a n d Me c h a n i c s , S h a n g h a i U n i v e r s i t y , S h a n g h a i 2 0 0 0 7 2 , C h i n a )
Es pe c i a l l y f o r t h o s e wi t h l a r g e a t t a c k a n g l e s ,t h e l i f t c o e f i c i e n t a nd l i f t — d r a g r a t i o a r e i mpr o v e d b y 2 7 % a t
a=6 。 .M o r e o v e r , f o r ma t i o n a n d d e v e l o pme n t o f t h e wi n g t i p v o r t e x i s i nf l u e n c e d b y t h e i n t e r a c t i o n wi t h l f o w s e pa r a t i o n a n d wi n g t i p v o r t e x.
《流体力学》课程实验(上机)指导书及实验报告格式

《流体力学》课程实验指导书袁守利编汽车工程学院2005年9月前言1.实验总体目标、任务与要求1)学生在学习了《流体力学》基本理论的基础上,通过伯努利方程实验、雷诺实验、阻力综合实验和动量方程实验,实现对基本理论的验证。
2)通过实验,使学生对水柱(水银柱)、U型压差计、毕托管、孔板流量计、文丘里流量计等流体力学常用的测压、测流量装置的结构、原理和使用有基本认识。
2.适用专业热能与动力工程3.先修课程《流体力学》相关章节。
4.实验项目与学时分配5. 实验改革与特色根据实验内容和现有实验条件,在实验过程中,采取学生自己动手和教师演示相结合的方法,力求达到较好的实验效果。
实验一阻力综合实验一、实验目的1.观察和测试流体稳定地在等直管道中流动及通过阀门时的能量损失情况;2.掌握管道沿程阻力系数和局部阻力系数的测定方法;3.熟悉流量的测量和测定文丘里及孔板流量计的流量系数;4.熟悉毕托管的使用。
二、实验条件阻力综合实验台三、实验原理1.实验装置:图一阻力综合实验台结构示意图1.水泵电机2.水泵3.循环储水箱4.计量水箱5.孔板及比托管实验管段进水阀6.阀门阻力实验管段进水阀7. D=14mm沿程阻力实验管段进水阀8.D=14mm沿程阻力实验管段9. 阀门阻力实验管段10.孔板流量计11. 比托管12. 测阻阀门13.测压管及测压管固定板14. D=14mm沿程阻力实验管段出水阀15阀门阻力实验管段出水阀16. 孔板及比托管实验管段出水阀17.文丘里实验管段出水阀18. D=10mm沿程阻力实验管段出水阀19.管支架20. D=10mm沿程阻力实验管段21. 文丘里流量计22排水阀门2.工作原理阻力综合实验台为多用途实验装置,利用这种实验台可进行下列实验:A 、阻力实验。
1). 两种不同直径管路的沿程阻力实验。
2).阀门局部阻力实验。
B 、孔板流量计流量系数和文丘里流量计流量系数的测定方法。
C 、皮托管测流速和流量的方法。
NACA0012翼型低雷诺数绕流的实验研究

NACA0012翼型低雷诺数绕流的实验研究吴鋆;王晋军;李天【摘要】通过水槽氢气泡流动显示和 PIV 测速实验研究了 NACA0012翼型在雷诺数为8200时的流动特性,重点关注了翼型绕流结构随迎角的变化。
研究发现:分离点和分离剪切层形成旋涡的位置随迎角的增大而向上游移动,同时翼型上表面流动分离后形成的回流区尺寸随着翼型迎角的增加而增大。
当流动再附于翼型上表面时,在再附点附近能够观测到展向涡的三维演化过程,并能观测到展向涡的局部配对现象。
%An experimental study on the boundary layer flow and near wake behavior of a NA-CA0012 airfoil was conducted in the water tunnel,with the primary interest in the evolution of coherent structures at different angles-of-attack up to 15°and Reynolds number of 8200.It is found that the separation point,as well as the location of vortex roll-up,moves toward the lead-ing-edge of the airfoil as the angle-of-attack increases,and the size of reserve flow region also in-creases as the angle-of-attack increased.When a laminar separation bubble is formed at some an-gles-of-attack,the three-dimensional deformation of the roll-up-vortices,as well as vortex par-ing,is observed around the reattachment point.【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2013(000)006【总页数】7页(P32-38)【关键词】流动显示;NACA0012 翼型;低雷诺数;层流分离泡;水洞实验【作者】吴鋆;王晋军;李天【作者单位】北京航空航天大学流体力学研究所,流体力学教育部重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学流体力学研究所,流体力学教育部重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学流体力学研究所,流体力学教育部重点实验室,北京 100191; 中航工业集团沈阳飞机设计研究所,沈阳 110035【正文语种】中文【中图分类】V211.41+20 引言在低雷诺数下,受粘性效应和非定常效应的影响,翼型绕流的流场结构及其流动特性明显区别于高雷诺数时的情况[1-2]。
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。
机翼的升力,阻力及力矩实验报告

竭诚为您提供优质文档/双击可除机翼的升力,阻力及力矩实验报告篇一:飞机升力与阻力详解(图文)飞行基础知识①升力与阻力详解(图文)升力是怎样产生的任何航空器都必须产生大于自身重力的升力才能升空飞行,这是航空器飞行的基本原理。
前面我们提到,航空器可分为轻于空气的航空器和重于空气的航空器两大类,轻于空气的航空器如气球、飞艇等,其主要部分是一个大大的气囊,中间充以比空气密度小的气体(如热空气、氢气等),这样就如同我们小时候的玩具氢气球一样,可以依靠空气的静浮力升上空中。
远在一千多年以前,我们的祖先便发明了孔明灯这种借助热气升空的精巧器具,可以算得上是轻于空气的航空器的鼻祖了。
然而,对于重于空气的航空器如飞机,又是靠什么力量飞上天空的呢?相信大家小时候都玩过风筝或是竹蜻蜓,这两种小小的玩意构造十分简单,但却蕴含着深刻的飞行原理。
飞机的机翼包括固定翼和旋翼两种,风筝的升空原理与滑翔机有一些类似,都是靠迎面气流吹动而产生向上的升力,但与固定翼的飞机有一定的差别;而旋翼机与竹蜻蜓却有着异曲同工之妙,都是靠旋翼旋转产生向上的升力。
机翼是怎样产生升力的呢?让我们先来做一个小小的试验:手持一张白纸的一端,由于重力的作用,白纸的另一端会自然垂下,现在我们将白纸拿到嘴前,沿着水平方向吹气,看看会发生什么样的情况。
哈,白纸不但没有被吹开,垂下的一端反而飘了起来,这是什么原因呢?流体力学的基本原理告诉我们,流动慢的大气压强较大,而流动快的大气压强较小,白纸上面的空气被吹动,流动较快,压强比白纸下面不动的空气小,因此将白纸托了起来。
这一基本原理在足球运动中也得到了体现。
大家可能都听说过足球比赛中的“香蕉球”,在发角球时,脚法好的队员可以使足球绕过球门框和守门员,直接飞入球门,由于足球的飞行路线是弯曲的,形似一只香蕉,因此叫做“香蕉球”。
这股使足球偏转的神秘力量也来自于空气的压力差,由于足球在踢出后向前飞行的同时还绕自身的轴线旋转,因此在足球的两个侧面相对于空气的运动速度不同,所受到的空气的压力也不同,是空气的压力差蒙蔽了守门员。
机翼绕流流场观察试验指导书

机翼绕流流场观察实验指导书
实验目的
借助丝线法,观察各种平面形状的机翼绕流流场特性。
实验设备和仪器
(1)风洞:下吹式椭圆出口射流风洞,提供稳定的气流。
(2)机翼模型:三角形机翼、大展弦比后掠机翼和直机翼。
(3)流动显示物:四线和棉花小球。
实验原理
(1)较短的丝线,一端年贴在翼面上,另一端自由。
当气流流过机翼时,丝线将顺着翼面附近的气流而指示出流动方向;如果流动出现分离,
丝线自由端会反卷或丝线竖立摇摆;
(2)长丝线一端粘贴于翼面,另一端上很轻的棉花小球可随气流一起运动,在涡旋气流中棉花小球作旋转运动。
实验步骤
(1)在机翼表面粘贴丝线,在翼尖粘贴带棉花小球的长丝线;
(2)固定机翼并调好迎角;
(3)启动风洞,稳定风速。
(4)观察翼面丝线运动和棉花小球的运动。
实验要求
(1)观察机翼两端长丝线棉花小球的运动;
(2)观察机翼不同展向位置长丝线棉花小球的运动;
(3)观察不同迎角下机翼翼面后段丝线运动;
(4)观察后掠机翼翼面不同展向位置丝线运动;
(5)观察三角翼丝线运动随迎角的变化。
实验报告要求
对比描述三种机翼不同迎角下的流动特点。
(例如,中小迎角下,翼面流动和自由尾流流动的特点;大迎角下,各机翼流动分离的特点。
)。
翼型气动特性实验指导书版说课材料

《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=o ,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。
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低速翼型绕流流动特性实验
(一) 实验目的
掌握测定物体表面压力分布的方法,计算机翼升力系数,压差阻力系数,了解低速翼型绕流的流动特性。
(二) 实验原理
实验在低速风洞中进行。
当气流绕过展弦比很大的巨型机翼时,其中间部分的流动可当作二维流动来看待。
流体在前驻点处上、下分开,从机翼的上下表面向后流去,当迎角为正时,作用在下表面的压力要比作用在上表面的压力大,当正迎角不是很小时,作用在下表面上的压力要比未受扰动时的压力大,从而在下表面形成受压面,而上表面则主要受到负压作用,这个压力低于来流压力,从而在上表面形成吸力面,上、下表面的压力差就形成了机翼的升力。
翼型表面上各点的压强可通过机翼模型各点的测压孔由连通管接到多管测压计上测量,根据液柱差可算出压强:
h P i
i
∆=γ。
一般表示为无因次的压强系数:V
P P C i
P
2
21∞
∞
-=ρ
作用在机翼单位展长上的升力Y R 和阻力(压差阻力)x R ,可由翼型表面上作用的压力合力求得。
⎰⎰-==b
u
L
dX d P P R R 0
)(γγ
⎰
⎰-==max
max
)(yu yl b f x
x
dY d P P R R
表示为无量纲的法向力系数N C 和弦向力系数A C :
=
C N
⎰-10
)(X C C d
PU
PL —
Y C
d Y u
Y L
C C Pb Pf A
_
_
_)(⎰-=
式中:
b X X
=_
,表示无量纲化后的坐标。
b
Y
Y =_
,为无量纲坐标。
PU
C 、
PL
C 分别表示翼型上、下表面压强系数。
C Pf 、C Pb 分别表示翼型前、后表面压强系数。
Y u 、L Y 分别表示yumax/b、ylma
x/b ,为无量纲化后的坐标。
当迎角不为零时,升力L 是合力A
R 在垂直于气流方向上的分量,压差阻力D 是合力A
R 在平行于
气流方向上的分量。
由体轴系到风轴系的坐标转换公式,可得:
ααSin Cos L R R X
Y
-=
ααCos Sin D R R X
Y
+= 所以:
ααSin Cos C C C A N L -=
ααCos Sin C C
C A N
D
+=
(三) 实验仪器设备及实验模型
1、 实验仪器设备:HG-1低速风洞及测控系统、大气压计、温度计、多管比压计及实验模型。
实
验装置见图1。
图1 实验装置图
2、 实验模型:NACA 6321翼型(如图2所示),该翼型的基本几何特性如下:相对弯度f
(=
⨯b
f
100%)6%,最大弯度点离开前缘的相对距离f x (=⨯b x f 100%)30%,相对厚度c (=⨯b
c
100%)21%。
图2 N AC A 6321翼型及测压孔分布情况
实验模型弦长b =150m m,展长l =700m m。
实验模型翼弦方向与来流方向之间夹角即为迎角α,在机翼的中间剖面上,沿翼弦方向在上、下表面各开有12个测压孔,测压孔与机翼表面垂直。
各测压孔依次连接到多管压力计上,多管压力计的工作介质为水(γ=9796
3m
N
)多管压力计共有25根测压管,前面24根用于测量模型表面静压,第25根测压管与外界连通。
由于此风洞为开口式风洞,来流静压就是大气压。
于是,如果第i根测压管液柱比第25根测压管液柱高度高Δh i ,则表明测到的压力Pi 是负值,且Pi -P ∞=-γΔh i sin β。
如果第i 根测压管液柱比第25根测压管液柱高度低Δh i ,则表明测到的压力Pi 是正值,且Pi -P ∞=γΔh i sin β。
(四) 实验方法与步骤
1、 仔细检查各测压管路是否畅通以及是否漏气。
-0.2
-0.10.0
0.10.20.3
0.40.50
0.10.20.30.40.50.60.70.80.9
1
x/b
y/b
翼型上下表面曲线上、下表面24个测压孔中弧线
2、 调整机翼模型的迎角α为指定值。
调节多管压力计倾斜角β。
3、 记录大气压强和温度及各测压管液面初读数。
4、 按照风洞操作规程启动风洞进行实验。
达到指定风速∞V 后,记录各测压管末读数。
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、 缓慢增大迎角,观看机翼失速时的压力分布的变化。
7、 风洞停车。
实验完毕,整理实验数据,绘制P C ~X ,P C ~Y 曲线,计算升力系数C
L
,压
差阻力系数
C
D。
并绘制L C ~α曲线,D C ~α曲线。
(五) 实验数据处理
设第i根测压管的初读数为l i0,末读数为l ie ,则液柱升高l ie - l i 0。
液柱升高表明该测压点压力下降,所以有:P i -P∞ =γΔh is inβ=γ[( l e - l0)-( lie - l i 0)]sin β
式中:P i 为第i 根测压孔的静压,P ∞为来流静压,γ为介质重度,l 0和l e 为第25根测压管初读数和末读数,β为多管压力计的倾斜角度。
因此,机翼表面各点的压力系数为:
V P P C i
P
2
2
1
∞
∞
-=ρ
=γ[( le - l 0)-( lie - li0)]sin
β/(
V 2
2
1∞ρ) 由于前缘和后缘无测压点,可分别根据附近若干点压强系数外推出该点压强系数。
1、 已知数据
翼型型号:NACA 6321 , 模型弦长b=150mm ,展长 = 700mm 。
2、记录实验条件数据 大气压强
=P
a
KPa,t=
C
,多管压力计的倾斜角度β= 26 °,γ=
3
m N
计算出大气密度a
a
RT p =
ρ= k g/m3 3、 记录不同迎角下各测压管读数(l 0、l e 单位均为cm ),计算各测压孔的静压与来流的静压差i
h ∆(单位为cm),从而计算出各测压点压强系数。
表3 有关参数数据表
表4实验数据表(来流风速V∞= m/s)
表5 实验数据表(来流风速V∞= m/s)
表6实验数据表(来流风速V∞= m/s)
X=_为横坐标作不同迎角下的压力系数分布图。
以压力4、以压力系数C P为纵坐标,以b X
Y=_为纵坐标作不同迎角下的压力系数分布图。
作图时应根据上、下翼面系数C P为横坐标,以b Y
靠近前缘和后缘的若干点的C P值外推出前缘和后缘的C P,从而画成一条封闭曲线。
5、计算法向力系数C N和弦向力系数C A。
6、计算风轴系气动力系数C D和C L。
7、绘制升力系数C L与迎角α的曲线图及阻力系数C D与迎角α的曲线图。
(六)、思考题
C=1的测压点?为什么?是否有>+1?
1、在压力分布图上是否必有P
2、升力系数C L随迎角α是否呈线性变化?如果是,其斜率是多少?
3、你认为实验中存在什么问题,应怎样改进?谈谈本次实验的体会。