翼型风洞实验
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。
飞行器的风洞试验技术研究
飞行器的风洞试验技术研究一、引言风洞试验是飞行器设计研发的重要手段之一。
风洞试验技术可以模拟不同气流条件下的飞行状态，为飞行器的设计、改进、验证和性能分析等提供可靠的数据支持。
本文将重点研究飞行器的风洞试验技术，探讨其在飞行器设计中的应用与发展。
二、风洞试验的作用风洞试验是一种通过模拟大气环境，对飞行器进行气动性能测试的方法。
在风洞内设定不同的气体流速、密度、温度等条件，通过控制不同参数的变化，模拟飞行器在真实环境下的飞行状态。
同时，通过测量飞行器在不同飞行状态下的气动力学、热力学和流体力学性能，以及观察气流环境对飞行器的影响，为飞行器的设计和改进提供数据支持。
风洞试验可以对飞行器的气动性能进行全面、精确的测试和评估，包括升力、阻力、推力、稳定性、控制性、湍流、热防护等方面。
同时，风洞试验还可以对飞行器进行模型可靠性验证和优化，为飞行器的研发提供重要支持。
在飞行器设计中，风洞试验是必不可少的技术手段之一，尤其对于新飞机的研发和性能提升具有重要的意义。
三、风洞试验的类型风洞试验的基本类型主要分为静态试验和动态试验。
静态试验是对飞行器在某个静态状态下的气动性能进行测试，主要研究飞行器在不同攻角、侧滑角、俯仰角等状态下的升力、阻力、气动性等性能。
动态试验是对飞行器在各种飞行运动状态下的气动性能进行测试，主要包括纵向运动、横向运动、滚转运动等不同运动状态下的气动性能。
另外，还有其他类型的风洞试验，如模态试验、风内流试验、热试验、湍流试验等，主要针对飞行器在特定环境下的气动性能进行测试，对提高飞行器的设计及性能起到重要支持作用。
四、风洞试验的应用在飞行器的研发中，风洞试验是一个非常重要的环节。
通过风洞试验可以获取大量的实验数据，加深对飞行器气动性能的认识，优化飞行器设计，提高飞行器性能，从而提高飞行器的竞争力。
风洞试验对于民用飞机的设计、改进和优化非常重要，可以帮助设计师选择合适的设备、优化机翼形状、改善飞机空气动力学性能、增加飞机的稳定性和控制性能。
TWT风洞翼型测压实验报告L
西北工业大学LTWT风洞翼型测压实验报告学院：教育实验学院学号：2009300039姓名：季国梁专业：飞行器设计与工程实验时间：2012年5月2日实验地点：西北工业大学低湍流度风洞实验室指导教师：白存儒教授2012 年5月2日1．实验目的及要求为巩固课堂理论学习内容，增加感性认识，了解飞行器风洞测压实验的基本过程，掌握空气动力学的基本实验方法。
使学生将课堂中学到的基础理论知识进行实验验证，激发学生探索空气动力学新问题和新现象的主动性，提高学生的动手能力和相关专业知识的综合运用能力。
2．实验设备2.1 风洞三元实验段： 1.05×1.2 m，V = 5 ～55 m/s三元实验段(三元二元串式状态)：1.05×1.2 m，V = 5 ～25 m/s二元实验段：0.4 ×1.0 m，V = 5 ～75 m/s最低湍流度：ε＜0.02%变湍流度范围：0.02% ～1%2.2 模型本次实验模型是NACA4412木质模型，模型基本情况如图所示，模型弦长300mm，模型表面分三排共布置测压孔61个，其中上表面32个、下表面29个。
2.3 测压系统DSY104电子扫描微压测量系统一套，西北工业大学研制。
测压通道：192通道，（±2.5kPa 160通道，±7.5kPa 32通道）扫描速率：50000通道/秒系统精度：±0.1％F.S3．实验状态与步骤实验时间：2012年5月2日15:37:25大气参数：大气压力：96.32 kPa，大气温度：20.3 摄氏度，总压：0.230500 kPa，动压：0.228700 kPa模型参数：NACA4412实验状态：风速V = 20 米/秒，迎角α= 2度实验人员：安龙.刘慧颖实验数据：4.实验结果与数据处理画Cp~X压力分布图5. 分析与讨论(1)、由实验数据及做出的图像可以看出翼型下表面压强明显大于上表面压强，这是很符合实际情况的；(2)、在作图过程中发现有几个点明显偏离了曲线，应该是由传感器连线断路等问题造成的，所以我在作图过程中把那些点省略了；(3)、在一定的范围内，随着迎角α的增大，翼型升力增加。
风洞实验报告
风洞实验报告引言：风洞实验作为现代科技研究的重要手段之一，广泛应用于航空航天、汽车工程、建筑结构等领域。
本报告将围绕风洞实验的原理、应用以及相关技术展开探讨，旨在加深对风洞实验的理解和应用。
一、风洞实验的原理风洞实验是通过利用风洞设备产生流速、温度和压力等环境条件，对模型进行真实环境仿真试验的一种方法。
其基本原理是利用气体流动力学的规律，使得实验模型暴露在所需风速的气流中，从而通过测量模型上的各种力和参数来分析其气动性能。
二、风洞实验的应用领域1.航空航天领域风洞实验在航空航天领域有着广泛的应用。
通过风洞实验，可以模拟不同飞行状态下的风载荷，评估飞机、火箭等载体的稳定性和安全性，在设计和改进新型飞行器时提供可靠的数据支撑。
2.汽车工程领域风洞实验在汽车工程领域同样具有重要意义。
通过对汽车模型在高速风场中的测试，可以优化车身外形设计，降低气动阻力，提高燃油效率。
此外，风洞实验还可用于汽车内部气流研究，如车内空调流场、风挡玻璃除雾等。
3.建筑工程领域在建筑工程领域，风洞实验可以帮助研究风荷载对建筑物结构产生的影响，以提高建筑物的抗风性能。
通过模拟真实的气流环境，可以评估建筑物在不同风速下的应力、应变分布情况，为工程设计和结构优化提供依据。
三、风洞实验技术1.气流控制技术气流控制技术是风洞实验中必备的关键技术之一。
通过对风洞内流场进行合理设计和调整，可以实现不同速度、湍流强度和均匀度的气流条件，以保证实验的准确性和可重复性。
2.试验模型制作技术试验模型制作技术对于风洞实验的结果具有重要影响。
模型的准确度和还原程度直接关系到实验数据的可靠性。
现如今，各类先进材料和加工技术的应用，使得模型制作更加精准和高效。
3.数据采集和分析技术风洞实验所得数据的采集和分析是判断实验成果的关键环节。
当前，数字化技术的快速发展为数据采集和分析提供了强有力的支持。
传感器、图像处理等先进技术的应用，使得实验数据获取更为精确和全面。
量测实验十四 翼型表面压强分布测量实验
量测实验十四 翼型表面压强分布测量实验（一） 实验目的和要求1、测量气流攻角︒=0α，︒4，︒8，和︒12的翼型表面压强分布。
2、由压强分布计算升力系数。
3、绘制攻角︒=4α的翼型表面压强分布图。
（二） 实验装置1. 空气动力台，NACA0021型二元翼型，斜管压差计或多通道扫描阀； 2 小型风洞，NACA23015型二元翼型，多通道扫描阀装置。
（三） 实验装置介绍：1. 小型风洞或气动台实验装置以及原理：（见图1）图1 风洞与气动台实验装置原理图其中，p 0为驻点压强或总压。
当气流经收缩段进入实验段后，气流速度分布比较均匀，速度为V ∞，压强为p ∞。
，称为静压或来流压强。
2 翼型模型： （1）对于本实验小型风洞中使用NACA23015二元翼型，其弦长C=280mm ，表面周长0s =582.8mm ，上下对称布置了14个测压孔，测压孔的开孔测点示意图（图2）以及具体位置标示见表1，其中s 为表面曲线的孤长，从前缘的测点1起算，表中给出了各测点的x ，y ，s 值。
图型2翼型示意图上 表 面测点 1 2 3 4 5 6 7 8 x/c y/c s/s 00 0 00.05 0.06 0.040.1 0.076 0.0660.2 0.0950.1150.3 0.10.184 0.7 0.050.3520.95 0.01 0.481 0 0.505α1 2 3 4 567 89 1011 12 13 14 x y表 1 NACA23015二元翼型测孔位置表（2）气动台中使用的NACA0021型二元翼型，其弦长C=100mm。
其测孔位置见下表2：表 2 NACA0021型二元翼型测孔位置表3．多管差压计：将14个测点以及总压静压用导管引出与倾斜式多管压差计相连接，便可以直接读取各个测压管数值，由以上公式，即可计算各点压强系数。
4. 多通道扫描阀：本多通道扫描阀由50各电磁开关，2个高精度压差传感器，以及7017型数据采集模块，24v供电电源，TLC-485-9D接口转换器等组成。
《风洞测力实验》课件
数据采集系统
01
数据采集系统是用于记录和分析实验数据的设备，包括传感器、放大器、数据 采集卡和计算机等。
02
传感器用于测量风速、压力、温度等参数，放大器用于将传感器信号放大，数 据采集卡用于将模拟信号转换为数字信号，计算机用于数据存储、处理和分析 。
03
数据采集系统的精度和采样频率对实验结果有重要影响，因此应选择高精度、 高采样频率的数据采集系统。
实验周期长
由于数据采集和处理需要大量时间，实验周期相 对较长。
对环境要求高
实验对环境的要求较高，如温度、湿度等，需要 严格控制。
实验的改进方向与展望
提高设备精度
通过引进更先进的设备和技术，提高数据采集和处理的精度。
优化操作流程
进一步简化操作流程，提高实验效率。
实验的改进方向与展望
• 加强环境控制：改进实验室环境控制设备，提高实验环境 的稳定性。
数设定、数据采集和结果分析等步骤。每一步操作都严格按照标准进行
，保证了实验结果的准确性和可靠性。
03
数据处理与分析
通过对实验数据的处理和分析，我们得出了不同翼型在不同风速下的受
力曲线，并对其进行了比较和解释。这些数据和结论对于后续的飞机设
计和空气动力学研究具有重要的参考价值。
实验的优缺点分析
数据准确性
将测试模型安装在风洞中，确保模 型牢固稳定。
数据记录
在实验过程中，实时记录各项测量 数据，如风速、模型受力等。
03
02
风速调整
根据实验需要，调整风洞内的风速 ，以获得稳定的实验条件。
实验结束处理
实验结束后，将模型从风洞中取出 ，整理实验数据和设备。
04
数据处理与分析
民用飞机小翼设计中风洞试验结果分析
科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald20航空航天科学技术自商用飞机问世以来，各大制造商就在不断寻找节省燃油的途径。
更何况在油价不断攀升的今天，一架节能环保的飞机无疑具有很强的市场竞争优势。
减小飞行阻力是一种有效节省燃油的手段，而在机翼外端安装翼梢小翼则是减阻增升的有效途径。
目前世界上很多机型（如B737、A320）均装有不同形状的翼梢小翼。
当然，设计出一幅能提升飞机气动特性的翼梢小翼也不是一件容易的事。
除了使用CFD 计算外，能够模拟真实飞行条件的风洞试验也是一种非常有效的方法，试验结果可以帮助研发团队更直观的分析翼梢小翼对飞机气动特性的影响。
1 试验模型一般研发团队会根据CF D 的计算结果制造几种不同形状的翼梢小翼模型，逐一安装在同一个风洞试验模型的机翼上进行风洞试验，这样试验结果具有可对比性。
图1为某飞机研发团队进行对比试验的5个小翼外形。
2 试验方法试验方法一般有：测力试验、测压试验、油流试验。
2.1 测力试验测力试验是飞机设计中最基本的试验项目。
将需要验证的5种小翼模型分别安装在机翼上进行5组测力试验。
每DOI：10.16660/ k i.1674-098X.2017.15.020民用飞机小翼设计中风洞试验结果分析王焕青(中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院 上海 201210）摘 要：翼梢小翼可以增大机翼的有效展弦比，同时可以削弱飞机翼尖涡的强度，减小诱导阻力，从而达到飞机的减阻增升、提高燃油经济性的作用。
该文介绍了风洞试验在民用飞机翼梢小翼设计中的作用，以及如何根据试验结果判断翼梢小翼对飞机气动特性的帮助。
关键词：民用飞机 翼梢小翼 风洞试验 气动特性中图分类号：V211文献标识码：A文章编号：1674-098X(2017)05(c)-0020-02图1 进行试验验证的小翼样式图2 测力试验结果对比航空航天科学技术科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald21组试验在不同马赫数及不同试验迎角下进行并采集气动力数据，包括升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩、滚转力矩。
风洞实验报告
(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。
(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;
15
20
30
40
50
60
y位置（mm）
0
4.46
6.01
7.03
7.74
8.6
8.96
8.96
8.7
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）
8.24
7.62
6.85
5.97
5
3.93
2.78
1.53
3.机翼失速测量试验
图2：飞机失速
3.8
3.8
3.7
1.8
3.7
2.2
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对于高速气流，各截面气流密度不同，需 用下面公式计算翼型阻力
2 cx cx dy c wl
1 0.5 1 0.5 p p ) (1 ) 1 1 (1 p01 p p01 p01 cx ( ) ( ) 1 1 p 1 p0 p p (1 ) (1 ) p0 p0
根据国内外翼型测阻的经验，设计尾流排 管应注意一些问题： 尾排管不能离翼型太近，否则将导致对翼 型流动的干扰，改变了翼型压力分布，但 排管位置越靠后，尾迹区范围越大，所需 排管的尺寸越大。 排管的高度以能捕获整个翼型尾迹为原则， 在满足结构要求下尽量降低排管尺寸，减 弱对流场的干扰
洞壁对翼型实验的影响
翼型的阻力Q可以通过测量翼型尾流内的流场， 利用动量定理算出
具体方法为在模型上游安装 上一个风速管，取其总压为 来流总压，在模型下游处安 装了一个总压排管，测量模 型尾流的总压，以求得气流 流过翼型的总压损失。取图 中所示控制体，则翼型阻力 等于物体前、后两截面上的 气流动量变化率和这两截面 上压力差之和，即
这几种影响中边界层分离影响最为严重。 一般侧壁边界层的厚度比翼型边界层厚得多，当 翼型迎角较大时，翼型表面存在较大的逆压梯度， 它首先使翼型与侧壁边界层相交处气流分离，然 后沿展向传播，从而影响中间剖面的流动，破坏 翼型流动的二维性。超声速时，即使在小的迎角， 由于翼型上存在激波，超声速外流与侧壁边界层 的相互作用也会有斜激波发生，这都将导致大的 逆压梯度，引起侧壁边界层处气流分离。
（2）边界层主动流动控制
常用的边界层控制装置有抽吸和吹除边界 层两种类型
侧壁抽吸
该方法是在风洞的两侧壁适当位置镶嵌透气 网板或孔板，也可以在侧壁开缝，采用真空 泵抽吸边界层内的低能气体，使原有的边界 层变薄，防止其分离。抽气量估计合理、控 制得当就可避免抽气本身产生的扰动和畸变。
目前国内外风洞采用侧壁抽吸方法的较多。 有的是应用具有均布小孔的单层透气钢制孔 板作离散的抽气，还有在风洞实验段两侧壁 适当位置开缝抽吸边界层，采用何种装置对 实验结果的影响也不同。 由于实际侧壁边界层具有三维性，抽气速度 在垂直上下、壁方向上不应是均匀的，而应 从模型所在高度，向上、向下逐渐减小抽气 速度，或在抽气速度相同时采用变开孔率分 布
绍侧壁边界层干扰修正控制）
由于侧壁边界层对翼型实验数据有明显影响，特 别是当边界层分离时，实验数据是不可修正的 实验时采取相关措施来减少试验段侧壁边界层厚 度并防止边界层的分离，可用的措施有机翼根部 修形，加垫块，加端板（又称反射平板）及边界 层控制，前两种方法很少使用，下面简单介绍后 两种方法。
洞壁对实验数据的影响可以分为上下壁的干扰和 侧壁边界层干扰。 风洞上、下壁的几何形状了破坏了真实流动边界。
风洞上、下壁干扰修正
洞壁干扰是影响风洞试验数据精准度的一个重要 因素，对于翼型风洞实验对此更加敏感 主要从两方面来减弱洞壁干扰：
缩小模型尺寸或增大风洞尺寸
采用自适应风洞壁（自动调节匹配自由远场流线 形状）但是设计复杂，高精度的壁面测量速度的设备研制难度大
cN (c pl c pu )dx
0
1
cA
yum
ylm
(c pB c pA )dy
为确保二元翼型实验的精确度， 一般都用 测压的方法测量冀型的气动特性，即测量 翼型表面的压力分布以确定翼型的升力和 力矩特性
cL cN cos cA sin
测量翼型阻力
谢谢大家！
NACA0012翼型抽吸实验
当Ma=0.5，a=4，随着抽气压力的增加， 翼面压力分布的形态未发生变化，只改变 了压力分布的数值，侧壁边界层的作用相 当于降低了来流马赫数 当Ma=0.77，a=2，抽气压力的变化不 仅改变了翼面压力分布的数值，而且改变 了压力分布曲线的形态和激波位置
不同抽吸压力弦向压力分布分析
在不抽气的情况下，侧壁边界层对翼型压 力分布有严重影响。这种影响主要是由于 侧壁边界层分离使整个流场变成三元流动， 而抽气能有效地消除侧壁分离，明显改善 流动的二元性
侧壁吹除
该方法通常是在试验段模型区适当位置， 在 两侧壁开吹气缝，引入高压气体，沿壁面吹 出一股切向的、压力可调的均匀薄射流，使 边界层靠近壁面的部分气流加速，从而使流 经风洞沿程所形成的较厚边界层减薄。
ห้องสมุดไป่ตู้
天平直接测力实验较麻烦，且不易得到高 精确度的实验数据，故目前广泛采用测翼 型压力分布（同时测量尾流流场）的方法 来得到翼型的气动特性。
间接测气动力方法
为了尽量保证翼型压力分布测量的二元性， 在模型的对称中心剖面开凿测压孔，测量 该剖面的压力分布，作为翼型的压力分布， 模型表面压力分布实验所测压力 通常以无量纲的压力系数来表示
pi p cp 2 0.5V
积分翼型表面压力分布即可得到作用在翼 型上的总的法向力和轴向力，即
N pdx pu dx pl dx ( pu pl )dx
0 c 0
c
0
c
A pdy ( pB pA )dy
ylm
yum
其中为翼型弦长，下标为和分别表示翼型 上、下表面，和分别表示翼型上、下表面 最大纵坐标值，下标和分别表示翼型最大 厚度之前和最大厚度之后 那么法向力系数和轴向力系数可写成
实验原理
忽略洞壁及其粘性的影响，无侧滑角时横截 面相同的直机翼上各剖面的流动情况是完全 一样，具有二维流动特性，适合用于翼型风 洞实验。
实验方法
翼型模型可在二元试验段也可以在三元试 验段中做实验，在二元试验段中做实验， 模型横放在试验段内支撑于两侧壁。翼型 在三元试验段中做 实验，模型可以 横放，支撑于两 侧壁；也可以竖 直放，支撑于上、下壁。
侧壁边界层干扰修正
1979年R.W.Barnwell基于相似律提出了 亚声速侧壁边界层修正方法，后来 W.G.Sweall将此方法推广到跨声速，公 式如下：
A.V.Murthy 提出一种新的修正侧壁边界层影响 的方法。该方法基于边界层的存在改变了气流流 过翼型的通道面积，从而改变了来流的有效Ma 数，故需对来留Ma数及其对应的和做修正。 Murthy的修正公示如下：
Muthy的修正公式比Barnwell-Sewall公式更为 简单，当接近音速时，两种修正方法所得结果十 分一致 用上述方法做翼型模型侧壁修正时，通常与上下 壁洞壁干扰联合修正，称之为四壁修正。可以先 修正上下壁的洞壁干扰，将其修正后的参数作为 风洞测量参数带入公式，再做边界层修正；也可 以先做边界层修正，将修正后的数据输入洞壁干 扰的修正公式中，再做洞壁干扰修正。
dQ ( p p)dy v1 (v v1 )dy
对于低速风洞，各截面气流密度近似不变 化，阻力系数
p01 p 2 p01 p cx (1 )dy c wl p0 p p0 p
p 其中 c为翼型弦长，0 和 p分别为来流的总压和静 wl 压，p01 和 p 分别为尾迹区的总压和平均静压， 为 积分范围即尾迹区。
（1）加端板
为了消除边界层的影响可在试验段内加端 板。端板有两类：上下不抵洞壁的端板和 上下抵到洞壁的端板。前种端板无法避免 上下翼面的三元效应，后种端板将风洞隔 成了三个通道并相互影响。
端板安装示意图
这两种形式的端板上仍存在边界层，虽然 它比试验段侧壁的边界层厚度薄得多，但 仍未彻底解决边界层的影响问题。故加端 板的方法不如边界层主动控制方法使用广 泛。
实验结果及其飞行数据的比较
由图知：无论是三元风洞或飞行测量的三元 机翼剖面的前缘吸力峰值和上表面后缘压力 恢复都明显比二元翼型的药膏；由压力分布 积分得到的翼型升力系数，在相同迎角，三 元机翼剖面的升力系数要不二元翼型的小； 将二元的升力系数做三元效应修正，修正后 的结果与三元风洞和飞行数据的一致性较好
侧壁边界层干扰
主要表现以下三个方面：
侧壁湍流边界层扰动沿翼型展向扩展，翼型到翼 型中心面； 边界层内环量变化所引起的尾涡对中心测量剖面 产生的诱导速度和诱导迎角； 模型与洞壁连接处的边界层分离的影响。
侧壁边界层对实验数据的影响
研究表明：
当亚声速时，翼 型的法向力系数 降低，轴向力系 数增加；当超声 速时，使翼面激 波位置前移，阻 力发散马赫数增 加
翼型风洞试验
XX XX
实验综述
测量翼型表面的压力分布、升力、阻力、 力矩、激波位置以及临界马赫数等来研究 气动特性，翼型实验可以在专门的二元风 洞（或二元试验段）中进行，也可以在三 元试验段中进行。二元试验段横截面积一 定，高度增加可以减小上下洞壁对绕模型 流动的干扰，也可以增加模型的弦长，提 高模型的弦长，提高实验数，但与此同时 也增加了试验段侧壁边界层的影响。
通常低速翼型实验将II-II截面取在翼型后 缘之后0.5-1.0倍弦长处，该处的尾流内 的静压已为常值。实验时，用小型的总 压 p01 ，用静压管测出尾流内的静压 p ， 同时测出来流的 p0 和 p ，就可以通过上 面的式子用数值积分的方法算出翼型的阻 力系数 cx 。
由此可以看出，翼型阻力测量的精确度主 要取决于尾排管测量精度，特别是跨音速， 翼型出现激波与边界层的干扰，影响很大， 必须精心设计和放置排管。
安装示意图
测力手段
风洞翼型实验研究气动特性时，有两种途径： （1）用天平直接测量翼型的气动力；（2）通 过测翼型表面压力分布及尾迹流场推导出升力、 阻力和力矩。 直接测量翼型的气动力时，为了避免风洞侧壁边 界层的影响，只有翼型的中段与天平连接，两端 为非测量区，测量段与非测量段必须分开，没有 力的传递，两段之间又必须保持密封。此外，当 模型改变迎角时，两段还必须协调转动，不能有 剪刀差