低速机翼的气动特性实验指导书(学生实验报告)
翼型低速动态气动特性的实验技术研究
翼型低速动态气动特性的实验技术研究张理想;解亚军【摘要】飞行器超过失速迎角后,其动态失速气动特性与静态气动特性迥然不同.为了分析飞行器失速后的非定常气动特性,文中设计了一种翼型低速动态测压实验方法,通过改变翼型的振幅和振动频率,研究了翼型俯仰、沉浮振动的非定常气动特性,分析了各种因素对动态失速特性的影响.俯仰运动时,翼型升力随振动频率的增加而增大,失速延迟.在沉浮运动中,当频率较小时,翼型的升力和失速迎角受振幅的影响较为明显.【期刊名称】《弹箭与制导学报》【年(卷),期】2010(030)005【总页数】3页(P140-142)【关键词】翼型;气动特性;动态失速;俯仰运动;沉浮振动【作者】张理想;解亚军【作者单位】西北工业大学翼型叶栅国防重点实验室,西安,710072;西北工业大学翼型叶栅国防重点实验室,西安,710072【正文语种】中文【中图分类】V211.240 引言由于物体动态运动的非定常特性,尤其是飞行器超过失速迎角后,其动态失速的气动特性与静态相比迥然不同。
它对飞行器的高机动飞行,操稳控制,结构强度和刚度,乃至使用寿命都有很大的影响。
文中通过运用非定常动态压力测量方法,研究了模型作俯仰运动、沉浮运动时的非定常动态气动特性,深入理解并分析了各种因素对动态失速特性的影响。
1 实验设备和模型1)风洞。
实验是在西北工业大学翼型研究中心的NF-3风洞二元实验段进行的,该实验段截面为高1.6m、宽3m 的矩形,长8 m,收缩比为20,最大风速130m/s,气流的紊流度为0.045%。
2)模型。
实验模型为NACA0012模型,为钢木混合结构,弦长0.6m,展长1.6m。
在模型展长中段上下表面沿弦向一共布20个动态测压传感器,在其上端200mm处的上下表面布置 54个静态测压孔。
模型通过滚珠轴承把转轴支撑在上下洞壁上,在驱动系统的驱动下,可以自由的作正弦振动和沉浮运动。
3)模型驱动系统。
模型的驱动系统共包括如下几个部分:直流电动机、减速器、飞轮、偏心轮、联杆和直流电源等,如图1所示。
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
机翼气流定理实验报告
一、实验目的通过本实验，验证机翼气流定理，即伯努利原理在飞机升力产生过程中的应用，理解机翼上下表面气流速度差异导致的压力差，进而解释飞机升力的产生原理。
二、实验原理机翼气流定理基于伯努利原理，即在流体流动过程中，流速越快，流体产生的压力就越小。
飞机机翼的上表面设计为拱形，下表面较平，当飞机前进时，气流在机翼上下表面产生速度差异，根据伯努利原理，上表面气流速度大于下表面气流速度，导致上表面压力小于下表面压力，从而产生向上的升力。
三、实验器材1. 硬纸板（用于模拟机翼）2. 吹气筒3. 电子秤（用于测量升力）4. 秒表（用于计时）5. 记录本四、实验步骤1. 将硬纸板折叠成角状，纸面为平面，用吹气筒向纸板吹气，观察纸板是否产生升力。
2. 将硬纸板的另一半弯成弧形，用吹气筒向纸板吹气，观察纸板是否产生升力。
3. 重复步骤1和2，记录不同角度下纸板产生的升力。
4. 改变吹气筒的角度，观察纸板产生的升力变化。
五、实验结果与分析1. 在步骤1中，平面纸板在吹气时没有产生明显的升力。
2. 在步骤2中，弧形纸板在吹气时产生了明显的升力。
3. 在步骤3中，不同角度的弧形纸板在吹气时均产生了升力，且角度越大，升力越明显。
4. 在步骤4中，改变吹气筒角度时，纸板产生的升力也随之改变。
根据实验结果，可以得出以下结论：1. 平面纸板在吹气时没有产生升力，说明气流在平面表面上的流速没有产生明显的差异，无法形成压力差。
2. 弧形纸板在吹气时产生了升力，说明气流在弧形表面上的流速产生了差异，形成了压力差，从而产生了向上的升力。
3. 不同角度的弧形纸板在吹气时均产生了升力，且角度越大，升力越明显，这与机翼设计原理相符。
4. 改变吹气筒角度时，纸板产生的升力也随之改变，说明气流在机翼上的流速和压力差是相互影响的。
六、实验总结本实验验证了机翼气流定理，即伯努利原理在飞机升力产生过程中的应用。
通过改变硬纸板的角度，模拟了机翼的形状，观察到了气流速度差异导致的压力差，进而产生了向上的升力。
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）。
低速空气动力学实验报告
低速空气动力学实验报告
班级：01011106班 姓名：赵越 学号：2011300262 实验一：测气流偏角
正反测量结果如下： α
正装 反装 -4
-0.259579 -0.480805 0
0.10252 -0.103629 4
0.446439 0.229312 8 0.703656 0.508919
进行线性拟合之后：
求得与水平轴交点分别为：°=°=50.111.1-αα2
1
所以气流偏转角305.12/11.150.1α=+=
）（°
实验二：风速管校测
利用修正系数1ξ
=标准的风速管做标准，利用交换风速管的方式校待测风速管的修正系数。
公式推导得：l l l l '12'21Δ*Δ**ξΔΔξ标=
其中∆L1=109.8mm ，∆L2’=121.3mm ， ∆L2=113.0mm ，∆L1`=120.6mm 求得：989.0ξ=
实验三：绕圆柱的压力分布 根据压力系数计算公式错误！未找到引用源。
, ρw 为水的密度，温度变化不大，查表计算得ρw=999.46kg/m3 ρ∞为自由来流密度，根据公式错误！未找到引用源。
可得。
1.当v=15m/s ，
P ∞=97064Pa , t=12.62℃时，得ρ∞=1.1841kg/m3,动压q ∞=133.21125Pa, 则画出压力系数cp1分布图如下：
2.当v=30m/s ，
P ∞=97055Pa , t=12.40℃时，得ρ∞=1.1849kg/m3,动压q ∞=533.205Pa, 则画出压力系数cp2分布图如下：。
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。
第四章+低速翼型的气动特性(2)
环量形成过程
（2）当翼型在刚开始启动时，因粘性边界层尚未在 翼面上形成，绕翼型的速度环量为零，后驻点不在后 缘处，而在上翼面某点，气流将绕过后缘流向上翼面。
环量形成过程
（3）随时间的发展，翼面上边界层形成，下翼面气流 绕过后缘时将形成很大的速度，压力很低，从后缘点到 后驻点存在大的逆压梯度，造成边界层分离，从而产生 一个逆时针的环量，称为启动涡。
绕翼型的数值计算法---面元法
面元法
面源法
面涡法
第4章 低速翼型的气动特性(2)
翼型的压强分布
压强系数:将所测量出的翼面各点压强与远前方来流 的压强之差(称为剩余压强)，与远前方来的相对气流 动压之比。
翼型的压强分布
两种表示法:向量表示法或坐标表示法 向量表示法: 剩余压强为负值，称为吸力，箭头方 向朝外；剩余压强为正值，称为正压 力，箭头方向指向翼表面。将各向量 外端用光滑曲线连接起来。
迎角大过临界角之后，短泡突然破裂， 变成长泡，气流不能再附，上翼面突 然完全分离，升力达最大值后陡然下 降。
前缘短泡分离： (b)
力矩
飞机受力示意图 气动中心也称焦点 零升力矩：相对焦点的力矩。不受攻角影响， 即使升力为0，该力矩大小不变
力矩
飞机受力示意图
对于低速翼型，焦点一般在1/4弦长附近
力矩
库塔条件
（2）若翼型后缘角为0，后缘点的速度为有限值。 即V1=V2=V，V为有限值。
库塔条件
（3）无论翼型后缘角是否为0，后缘点处都满足: V1=V2 P1=P2
库塔条件
理想流体，后驻点A在上翼面，尾缘处速度无穷大， 速度梯度为无穷大
库塔条件
理想流体
实际流体
实际流体，因粘性作用，速度梯度不为无穷大。在 攻角不是特别大时，上下两股流体在后缘相会。
低速可变参数翼型气动特性分析
低速可变参数翼型气动特性分析摘要：为了研究低速翼型参数对气动特性的影响，以NACA3412翼型为参考翼型，改变NACA3412翼型的最大相对弯度、最大弯度位置和相对厚度，模拟改变后的翼型在攻角α范围为-4°～14º的升力系数、阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数，分析翼型气动特性变化规律。
通过模拟结果得出升阻比最大的翼型，研究结果为低速翼型的设计提供了参考。
关键词：低速翼型；变参数；气动特性；翼型优化1.序言机翼的形状是由相对弯度、相对厚度、最大弯度位置等几何参数决定的，每个参数的变化都影响着飞行器的气动性能和飞行性能。
考虑到飞行器在飞行过程中可能会遇到许多未知且不可抗的因素导致气动性能突降，所以要结合翼型在多个飞行状态和气流条件下的气动性能，对翼型进行多点优化设计，使得优化后的翼型在低速情况下的气动性能有显著的提升。
参数变化对飞行器气动特性的影响已成为焦点。
国内外对弯度对翼型气动特性的研究有很多，李仁年等[1]利用CFD软件对S827、S902、S903翼型进行数值模拟计算，研究了翼型弯度对翼型的气动特性影响。
岑美等[2]基于FLUENT分析了弯度对翼型性能的影响。
孙振业等[3]选取NACA系列翼型为研究对象，采用经典的翼型分析软件XFOIL计算了翼型的升阻力系数。
杨瑞[4]等采用计算机流体动力学的方法模拟并对比了薄、钝尾缘翼型增大了最大升力系数和升力线斜率，降低了前缘粗糙度对升力特性的影响。
这些研究都对翼型的研究也有很大的推进作用。
为了研究几何参数对低速翼型气动特性的影响，本文选取了NACA四参数翼型为研究对象，NACA四参数翼型的可变参数为最大相对弯度、最大弯度位置和相对厚度。
以NACA3412翼型为参考翼型，先分析了该翼型的气动特性，然后分别改变其三项参数，得到NACA3414、NACA3410、NACA3312、NACA3512、NACA2412、NACA4412六个翼型。
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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。
（°）
0
4
8
6、计算风轴系气动力系数 和 。
（°）
0
4
8
（六）、思考题
1、在压力分布图上是否必有 =1的测压点？为什么？是否有>+1？
11
120
11.25
0.8
0.075
23
120
-2.55
0.8
-0.017
12
135
6.15
0.9
0.041
24
135
-1.35
0.9
-0.009
实验数据表（来流风速 ）
i
迎角
迎角
迎角
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
23
24
25
26
4、以压力系数 为纵坐标，以 为横坐标作不同迎角下的压力系数分布图。以压力系数 为横坐标，以 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、下翼面靠近前缘和后缘的若干点的 值外推出前缘和后缘的 ，从而画成一条封闭曲线。
翼型可在最大厚度点作翼弦的垂线，将翼型分为前段（靠近前缘部分）及后段（靠近后缘部分）。
由翼型前段表面和后段表面纵向（Y方向）压强分布，可求出翼型的压差阻力。
取dY微段翼型，所对应前段及后段的表面弧长分别为 ，其上压强分别为 及 。
该微段翼型上的合力X向量为：
由几何关系，可知
积分限yumax、ylmax为最大厚度处的上、下表面的纵向坐标。
类似地，弦向力系数表示为
式中： ，为无量纲坐标。 、 分别表示翼型前、后表面压强系数。 、 分别表示yumax/b、ylmax/b，为无量纲化后的坐标。
的数值等于 （Y）曲线与Y轴所围的面积减去 （Y）曲线与Y轴所围的面积之差。
当翼型的迎角α=0时，上述法为零时，升力L是合力 在垂直于气流方向上的分量，压差阻力D是合力 在平行于气流方向上的分量(如图4所示)。由体轴系到风轴系的坐标转换公式，可得：
因此，机翼表面各点的压力系数为：
=γ[(le-l0)-(lie-li0)]sinβ/( )
由于前缘和后缘无测压点，应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 =KPa，t= ，多管压力计的倾斜角度β=°，γ=
所以：
升力系数及压差阻力系数确定后，升力及压差阻力可按下式计算：
在实际流体中，由于流体具有粘性，故流体与物面摩擦还将引起摩擦阻力。翼型的压差阻力与摩擦阻力之和，称为翼型的型阻。翼型型阻的测定，可用气动力天平测量，也可通过测量翼型尾迹（尾流）中动压的损失来测定翼型的型阻。
1、实验模型：NACA6321翼型，
(五)实验数据处理
设第i根测压管的初读数为li0，末读数为lie，则液柱升高lie-li0。液柱升高表明该测压点压力下降，所以有：
Pi-P∞=γΔhisinβ=γ[(le-l0)-(lie-li0)]sinβ
式中：Pi为第i根测压孔的静压，P∞为来流静压，γ为介质重度，l0和le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。
一般表示为无因次的压强系数
式中 和 表示来流的均匀压强和速度。
作用在机翼单位展长上的升力和阻力（压差阻力），可由翼型表面上作用的压力合力求得。
由几何关系，可知
表示为无量纲的法向力系数
式中： ，表示无量纲化后的坐标。 、 分别表示翼型上、下表面压强系数。
由此可见，法向力系数 的值即为 曲线与X轴所围的面积减去 曲线与X轴所围的面积之差。
12
0.05
0.08
14
7.5
-6.6
0.05
-0.044
3
15
17.25
0.1
0.115
15
15
-7.35
0.1
-0.049
4
22.5
20.7
0.15
0.138
16
22.5
-7.35
0.15
-0.049
5
30
23.1
0.2
0.154
17
30
-7.05
0.2
-0.047
6
45
24.75
0.3
0.165
(四) 实验方法与步骤
1、熟悉实验设备及模型，了解模型测压孔号与压力计的测压管号之间的对应关系。同时，仔细检查各测压管路是否畅通以及是否漏气。
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，并使第25根测压管液面与刻度线“0”基本齐平。
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 后，记录各测压管末读数。
低速机翼绕流气动特性实验
（一）实验目的
1、了解测定物体表面压力分布的方法。
2、测定在不同的迎角下，机翼表面的压强分布。
3、从多管压力计上观察机翼失速时的压力分布状态。
4、计算机翼的升力系数，压差阻力系数。
5、了解低速风洞及测试设备，了解翼型的基本几何特性及实验用模型的构造。
（二）实验原理
实验是在低速风洞中进行的，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。翼型表面上各点的压强是不相等的，压强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。
图6 NACA 6321翼型及测压孔分布情况
实验模型弦长b=150mm，展长l=700mm。实验模型安装在风洞实验段，翼弦方向与来流方向之间夹角即为迎角α，可通过迎角机构改变迎角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(其坐标分别见表1、表2)，测压孔与机翼表面垂直。各测压孔由埋在机翼模型中间的铜管通到模型外面，再用塑料管依次接到多管压力计上，多管压力计的倾斜角度β可调，以便提高读数精度，多管压力计的工作介质为水(γ=9796 )或酒精(γ=8730～9030 )，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根测压管通大气。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Δhi，则表明测到的压力Pi是负值，且Pi-P∞=-γΔhisinβ。如果第i根测压管液柱比第25根测压管液柱高度低Δhi，则表明测到的压力Pi是正值，且Pi-P∞=γΔhisinβ。
2、升力系数 随迎角 是否呈直线变化？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。