翼型气动特性实验指导书版
低速机翼的气动特性实验指导书(学生实验报告)
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。
太阳能无人机低雷诺数翼型气动特性研究
太阳能无人机低雷诺数翼型气动特性研究王科雷;周洲;甘文彪;许晓平【摘要】In order to develop high attitude and low speed solar energy UAV, numerical computations of airfoil were used to analyze the aerodynamic characteristics of high-lift airfoil with high camber in a range of low Reynolds num-ber. Finite volume method and transition k-kl-w turbulence model were used to solve the 2D Reynolds-averaged Navier-Stokes equations. To prove the accuracy of this method, the SD7037 airfoil was selected to undergo an anal-ysis of influences caused by different types of grids and undergo a verification between the numerical results and ex-perimental results. We conducted a detailed analysis of aerodynamic forces and summarized their trends of variation with Reynolds number, then studied the characters of the flow at representative Reynolds numbers and explained the reasons of high lift, and at last, through studying the nonlinear characteristics of the lift discussed the flow mechanism of the stall of the airfoil at large relative angle of attack.%以高空低速太阳能无人机翼型研究为背景，对大弯度高升力翼型在一定雷诺数范围内的流动特性进行了研究。
三角翼气动特性实验实验报告
研究生《流体力学实验》三角翼气动特性实验指导书班级SY1305姓名周鑫实验日期2014.6.9指导教师白涛北京航空航天大学流体力学研究所一、实验目的1. 了解和掌握风洞常规测量试验的基本方法，了解常规试验测量系统的组成，学习试验测量设备的使用方法，学习和了解实验过程中应注意的技术问题。
2. 了解和掌握不同后掠角和展弦比三角翼翼型随姿态角变化的气动力特性物理变化规律，研究后掠角和展弦比对三角翼翼型气动力特性的影响。
3.了解测力实验系统的组成和关键测量装置（例如，应变式天平、信号放大器等）的基本工作原理。
二、基本原理实验空气动力学是空气动力学的一个分支，是用实验方法研究飞行器及其它物体在与空气或其它气体作相对运动时的气动特性、运动规律和各种复杂物理现象。
实验空气动力学的主要任务是利用风洞进行模型实验，以发现和确认流动现象、探索和揭示流动机理、寻求和了解流动规律，并为飞行器提供优良气动布局和空气动力特性数据，为理论分析提供物理和数学模型。
风洞实验所依据的基本理论是相对运动原理和相似理论。
相对运动原理：无论是物体以某一均匀速度在静止的流体中运动，还是流体以相同速度流经物体，两者之间的相互作用力恒等。
相似理论：论述物理现象相似的条件和相似现象的性质的学说。
是模拟的理论基础。
相似理论的重要课题是确定各种物理现象的相似准数。
风洞试验就是研究实际飞行器的绕流现象与风洞中试验模型模拟的绕流现象的等效性和相似性，建立实验的相似准则，研究模拟试验与实际的物理现象的近似程度以及共同遵循的物理规律或数学规律。
风洞是进行空气动力学实验的一种主要设备，几乎绝大多数的空气动力学实验都在各种类型的风洞中进行。
风洞的工作原理是使用动力装置在一个专门设计的管道内驱动一股可控气流，使其流过安置在实验段的静止模型，模拟实物在静止空气中的运动。
实验段是风洞的中心部件，实验段流场应模拟真实流场，其气流品质如均匀度、稳定度（指参数随时间变化的情况）、湍流度等，应达到一定指标。
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）。
超声速翼型和亚声速翼型的气动特性
超声速翼型和亚声速翼型的气动特性总负责：祝恺辰（071450704）组员：辛宏宇(071450703)超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。
激波超声速气体中的强压缩波。
微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。
经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。
压强的跃升产生可闻的爆响。
如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。
理想气体的激波没有厚度，是数学意义的不连续面。
实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。
因此，实际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。
一、超音速薄翼型翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。
而向后流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。
从控制面垂直进出的流动不会是翼使翼型承受阻力或是推力。
这样，在无粘性流体中作亚胜诉流亚声速扰动无界原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于马赫波动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。
超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头波钝度有着密切的关系。
由于钝物的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。
因此，对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形。
但是对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生给力，是翼型的气动特性能变坏。
为此，为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。
翼型和机翼的气动特性(精)
3.2 定常理想可压流速位方程
在等熵流动中，密度只是压强的函数 ( p) ， d p 1 p 2 是正压流体，故 ，同样有 x dp x a x
1 p 1 p 2 2 ， z a z y a y
将欧拉方程中的压强导数通过音速代换成密度导数，代入 连续方程，即得只含速度和音速的方程：
况相比，无本质区别，只是在翼型上下流管收缩处，亚音速
可压流在竖向受到扰动的扩张，要比低速不可压流的流线为 大，即压缩性使翼型在竖向产生的扰动，要比低速不可压流
的为强，传播得更远。
上面现象可以用一维等熵流的理论来分析。取AA’和BB’
之间的流管，我们知道，有
dA 2 dV (1 M ) A V
u' v' w' 1, 1, 1, 忽略二阶小量，上式成为 V V V
f f 1, 1, x z
v' 面
f V x
EXIT
3.3 小扰动线化理论
由于物体的厚度、弯度很小，当迎角较小时有
v' 面 v' y 0
从而得到线化的物面边界条件
v' y 0
y x
2 式中， 2 1 M
0
由上述方程解出速度势后，可以计算翼型表面上的压 强系数分布，其他的气动特性如升力、力矩可通过积分求
得。
EXIT
3.4 亚声速可压流中薄翼型的气动特性
一、戈泰特法则
上面式中带上标′的参数代表的是不可压流场中的参数。
EXIT
3.4 亚声速可压流中薄翼型的气动特性
亚声速翼型绕流与相应的不可压低速翼型之间的几何
参数的关系为：
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(1)
第4章低速翼型的气动特性(1)翼型的气动参数力矩不随迎角变化的点翼型的气动中心：力矩点位于气动中心，气动中心力矩翼型的气动参数不同位置气动力矩前缘力矩合力作用点气动中心低速翼型绕流图画低速圆头翼型小迎角时绕流图画低速翼型绕流图画低速圆头翼型小迎角时绕流图画（1）无分离的附着流动，边界层和尾迹区很薄；低速翼型绕流图画低速圆头翼型小迎角时绕流图画（2）前驻点位于下翼面距前缘点不远处，迎角越小，驻点离前缘越近驻点处流速为零，压强最大低速翼型绕流图画低速圆头翼型小迎角时绕流图画（3）流经驻点的流线分成两部分，一部分从驻点起经下翼面顺壁面流去，另一部分则从驻点起反向绕过前缘点经上翼面顺壁面流去，在后缘处流动平滑地汇合后向下流去。
低速翼型绕流图画低速圆头翼型小迎角时绕流图画（4）在上翼面近区的流体质点速度从前驻点的零值很快加速到最大值，然后逐渐减速。
压力分布是在驻点处压力最大，在最大速度点处压力最小，然后压力逐渐增大（过了最小压力点为逆压梯度区）。
低速翼型绕流图画低速圆头翼型小迎角时绕流图画（5）在下翼面流体质点速度从驻点开始一直加速到后缘，但不是均匀加速的。
低速翼型绕流图画低速翼型绕流图画（5）随着迎角的增大，驻点逐渐后移低速翼型绕流图画（6）随着迎角的增大，上翼面最大速度点越靠近前缘，最大速度值越大，上下翼面的压差越大，因而升力越大。
升力线与升力线斜率低速翼型气动特性小迎角翼型附着绕流大迎角翼型分离绕流翼型的气动参数大迎角翼型分离绕流迎角较大时，翼型上表面流动出现分离翼型的气动参数迎角再增大一些，升力系数达最大值，对应迎角称临界迎角当迎角大过一定的值之后，升力曲线开始弯曲再增大迎角，升力系数开始下降，这一现象称为翼型的失速这个临界迎角也称为失速迎角翼型的气动参数有弯度的翼型升力系数曲线不通过原点升力系数为零的迎角定义为零升迎角α0翼型的气动参数过后缘点与几何弦线成α0 的直线称为零升力线弯度越大，α0越大翼型失速原因：翼型上表面流动出现明显分离Re越大，失速越迟，最大升力系数越大粗糙度可以增强湍流，导致分离，减小升力NACA 23012 的升力曲线阻力系数曲线阻力：摩擦阻力，压差阻力迎角较小时：主要是摩擦阻力摩擦阻力随迎角变化不大迎角较大时，流动分离，出现压差阻力阻力与迎角大致成二次曲线关系雷诺数增加，粘性相对作用减小，阻力减小。
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《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:NA ＣＡ0０12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。
多管压力计的原理与普通压力计相同,都是基于连通器原理，只是把多个管子装在同一架子上而已,这样就可同时观察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。
图3．１ 接多管压力计上各相应支管 图３．２ 实验安装示意图
实验段风速固定、迎角不变时,根据连通器原理可知,翼面上第ｉ点的当地静压i p 与实验段的静压p ∞关系为:
sin sin i i II p K gL p K gL ρθρθ∞+=+液液
即
()sin ,(0,1,2,3,......)i i II i p p p K g L L i ρθ∞∆=-=-=液 (1） 实验段的气流静压p ∞与大气压a p (即总压0p ）关系为：
0sin sin II I p K gL p K gL ρθρθ∞+=+液液
根据伯努利方程,则实验段的气流动压为:
201
()sin 2
a II I q p p V K g L L ρρθ∞∞∞≡-=
=-液 (2） 同理，风洞入口段收缩管前的气流动压为：
2IN 0IN IN 1()sin 2
a IN I q p p V K g L L ρρθ≡-=
=-液 (３) a ρ、ρ液分别为空气密度和压力计工作液（水）密度。
于是，翼面上第ｉ点的压强系数为
i II i
i II I
p L L Cp q L L ∞∆-≡
=- (4） 翼型在给定迎角下的升力由上下表面的压力差产生，升力系数的值即从翼型前缘到后缘对压力系数进行积分得到的:
(p p )[(p )(p )]c
c
l u l u L dx p p dx ∞∞=-=---⎰⎰
1
00
1*()()*c
l pl pu pl pu L x C C C dx C C d q c c c ∞==-=-⎰⎰
其中，pl C 为翼型下表面的压力系数,pu C 为翼型上表面的压力系数,c 为翼型的平均气动弦长。
四、实验步骤
（1） 记录实验室的大气参数、压力计工作液（水)）密度：
错误!未定义书签。
气温:30a t C =︒；
错误!未定义书签。
海拔:m h 400=;
错误!工作液(水）密度：3
995.65/kg m ρ=液； 错误!重力加速度g ：2
9.79/g m s =;
错误!未定义书签。
大气压强: 95920a p Pa =； 错误!翼型弦长:mm c 120=；
（2） 将压力计座底调为水平，再调节液面高度使测压管液面与刻度“0”平齐,斜角90θ=。
（3） 将风洞壁面测压孔、翼面测压孔与多管压力计的测压管对接好,检查接头有无漏气。
（4） 将模型迎角调节到位并固定,风洞开车,由变频器进行风速调节,迎角控制机构进行迎
角调节。
实验中迎角为4
8-，增量为2°。
（5） 记录数据：在风速稳定和迎角不变时，读取并记录大气压管液柱高度I L 、风洞入口
处液柱高度IN L 、风洞实验段液柱高度II L 、翼型表面各测点的液柱高度i L 。
（6） 关闭风洞，整理实验场地，将记录交老师检查。
（7） 整理实验数据,写好实验报告。
五、实验要求
实验中注意观察，上下翼面的压强随迎角的变化，尤其是前缘点压强和上翼面后段的压强的变化。
六、实验报告要求
（1） 原始数据完整。
实验室的大气数据；压力计的系数；工作液数据；风速数据。
实验
段风速计算公式：
V ∞=
(m/s)
其中空气密度a ρ由下式计算:
287.053*(273.15)
a
a a p t ρ=
+ （kg/m ３)
（2） 根据记录的实验室数据、风洞实验段压力数据以及电机频率，进行实验段风速与电
机频率的校核，并与参考数据进行对比分析。
（3） 列表记录在不同迎角下的翼型表面压强系数数据，迎角为参数，用坐标法给出翼型
的压强系数分布图。
（4） 根据计算的压强系数分布，采用积分法计算翼型的升力系数，并绘出升力系数随攻
角变化的曲线
七、思考题
1. 如何根据压强分布，判断驻点的位置？
2. 如何根据压强分布，判断分离现象的发生? 3． 如何粗略地判断出零升角（升力为零的角度）? 4. 如何获得风洞入口处，即收缩段前的气流速度？ ５. 如何估算风洞收缩段的面积收缩比? ６. 为何模型上,上表面前半部的测压孔较密?
八、实验结果
1、实验室实验参数
（见第四节:实验步骤）
2、实验段风速校核
3、翼型表面压力测量原始数据与压力分布曲线3．1原始数据
３.2 压力分布曲线
（不同流速,不同攻角下的表面压力系数分布)４、升力系数与曲线
4.1 升力系数（积分法）
4.2 升力系数曲线
（不同风速下，升力系数随攻角变化曲线)。