翼型气动特性实验指导书2017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。
第五章 翼型气动特性
L = N cosα − Asinα D = N sin a + Acosα
第五章 低速翼型的气动特性 § 5.2.2 翼型的空气动力系数
定义自由来流的动压为 q
C
L
∞
：q ∞பைடு நூலகம்
1 = ρ 2
∞ v
2
∞
升力系数
= =
L q
∞
S
= =
L 1 ρ 2 1 ρ 2
∞
v
2
∞
• b •1 • b •1
C
D q
起动涡的概念： 起动涡的概念： 以上给出的，是翼型已处于运动速度恒定和迎角不变 的条件下低速翼型的绕流图画。然而，翼型是由静止 加速才达到速度恒定的运动状态的。 翼型由静止加速到恒定运动状态的过程，称为起动过 程。 在起动过程中，由于流体粘性的作用和后缘有相当大 的锐度，会有旋涡从后缘脱落，这种旋涡被称为起动 涡；同时，产生绕翼型的速度环量。
X/C
Ref.[18] this paper
0.6 0.8 1
=
τ
q∞
等压线
第五章 低速翼型的气动特性 § 5.2.3 压力中心
现在我们知道， 现在我们知道，法向力和轴向力都是由于 分布的压强和剪切应力载荷引起的。 分布的压强和剪切应力载荷引起的。同时 这些分布载荷还产生了一个对前缘点的力 矩。 问题： 问题：如果物体上受到的气动力要用一个 合力或者其分量和来表示， 合力或者其分量和来表示，那么这些力应 该作用在物体的什么位置呢？ 该作用在物体的什么位置呢？ 这个问题的答案就是： 这个问题的答案就是：合力作用在某个 具体的位置上， 具体的位置上，使得合力产生与分布载 荷同等的作用。 荷同等的作用。
第五章
水平轴大型风力机翼型非定常气动特性分析的开题报告
水平轴大型风力机翼型非定常气动特性分析的开题报告一、选题背景与意义随着能源需求的增长和环境保护的日益重视，风能成为全球清洁能源开发的重要方向之一。
水平轴大型风力机是当前主流的商业化风力发电设备，但在其运行过程中，存在着一系列气动问题，例如复杂的非定常气动特性和翼型失速现象等。
因此，对水平轴大型风力机的气动特性进行深入的研究，能够有效地提高其效率和可靠性，为风能发电技术的进一步发展奠定基础。
二、研究内容与方法本文研究内容为水平轴大型风力机的翼型非定常气动特性，其中主要包括：1.翼型的几何形状分析。
通过对常见的翼型进行分析，确定适用于水平轴大型风力机的翼型类型及其主要参数。
2.数值模拟方法研究。
综合考虑复杂气动流场的影响和计算效率的要求，选用合适的计算模型和仿真软件，进行翼型非定常气动特性的数值模拟。
3.非定常气动特性分析。
从压力分布、力矩、升力和阻力等方面，对翼型非定常气动特性进行深入的分析和探究。
三、预期结果与创新点预期通过本文的研究，可以深入了解水平轴大型风力机的非定常气动特性，为设计优化提供理论指导和实验依据。
具体预期结果包括：1.翼型的几何形状分析结果，将为后续的仿真模拟提供翼型参数。
2.数值模拟方法研究结果，将为气动特性分析提供计算基础。
3.非定常气动特性分析结果，将为翼型设计和风力机的性能提升提供理论支撑。
创新点：1.本文研究针对非定常气动特性做了深入探究。
2.选择了适合翼型非定常气动特性分析的数值模拟方法和仿真软件，优化了模型和方法。
3.翼型的几何形状参数选择和分析基于对商用风力机的考虑。
四、进度安排1.前期准备（1个月）：查阅文献、对水平轴大型风力机翼型进行几何形状分析。
2.数值模拟方法研究（2个月）：选择数值模拟方法和仿真软件，构建计算模型。
3.数值模拟分析（3个月）：进行翼型非定常气动特性的数值模拟。
4.分析与证明（2个月）：分析非定常气动特性的分布规律和影响因素。
5.总结与撰写论文（1个月）：总结结果，撰写论文并进行修改。
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。
改进型翼型在不同风速下的气动特性分析
改进型翼型在不同风速下的气动特性分析翼型是固定翼飞行器最关键的组成部分之一，它的气动特性直接影响着固定翼飞行器的性能。
在不同的飞行速度下，翼型受到的气动力和力矩的大小和方向会发生很大的变化。
因此，对于改进型翼型在不同风速下的气动特性进行分析，对于固定翼飞行器的性能改进和设计优化具有重要意义。
一、翼型结构及参数改进型翼型是在传统翼型基础上进行优化和改进，以达到更好的气动特性和性能。
翼型的结构和参数是影响气动特性的重要因素。
常用的翼型参数包括弓度、厚度、对称面与弧线的交点位置和角度、马赫数等。
以NACA 4415翼型为例，其弓度为0.4，厚度为15%，对称面与弧线的交点位于40%处，角度为0度。
与传统翼型相比，改进型翼型根据实际需要和特定要求，可以在这些参数的基础上进行优化和改进，以达到更好的气动特性和性能。
二、气动特性的基本概念在进行改进型翼型的气动特性分析之前，需要先了解气动力学中的一些基本概念。
主要有升力、阻力、升阻比、雷诺数等。
升力是飞行器产生的垂直向上的力，是使飞行器在空中维持升空的主要力量。
阻力则是飞行器前进产生的阻力，是飞行器速度增加所需的动力来源。
升阻比是升力和阻力的比值，是衡量固定翼飞行器动力性能的重要指标。
雷诺数则是描述流体运动状态的无量纲参数。
三、不同风速下翼型气动特性分析1. 低速下的气动特性分析当风速较低时，NACA 4415翼型的升阻比较低，导致起飞和爬升性能较差。
此时，可以通过增加弓度和加厚翼型的方法来提高升阻比。
实验表明，当弓度为0.6时，升阻比可以提高20%以上。
此外，也可以通过改变翼型的后掠角度和前缘底部半径等参数来优化翼型的气动特性。
2. 中速下的气动特性分析当风速处在中速范围内时，翼型的气动特性受到弓度和圆弧控制。
此时，可以通过采用具有较大弓度和较小圆弧的翼型来获得较高的升阻比。
同时，也需要注意翼型的对称面位置和弧线交点位置对气动特性的影响。
3. 高速下的气动特性分析当风速较高时，翼型的气动特性主要受到翼型横向稳定性的影响。
翼型气动性能数值分析
翼型气动性能数值分析李国勤;孙丹;艾延廷;周海仑;王志【摘要】利用Spalart-Allmaras湍流模型对NACA0006翼型和NACA6412两种翼型进行了气动性能数值研究,比较分析了两种翼型在不同攻角和不同马赫数下的气动性能,研究了攻角和马赫数对两种翼型升力系数、阻力系数以及升阻比的影响.研究结果表明,在所研究攻角范围内,当马赫数为0.8时,NACA0006和NACA6412两翼型的最佳攻角分别为2°和4°,NACA0006翼型的升阻比随攻角的变化更加明显;在所研究马赫数范围内,当攻角为4°时,当马赫数分别为0.6和0.5时,NACA0006和NACA6412两翼型升阻比最大,NACA6412翼型的升阻比随马赫数的变化更加明显.【期刊名称】《沈阳航空航天大学学报》【年(卷),期】2017(034)006【总页数】7页(P27-32,39)【关键词】翼型;气动性能;马赫数;升阻比;数值分析【作者】李国勤;孙丹;艾延廷;周海仑;王志【作者单位】沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136【正文语种】中文【中图分类】V224机翼是飞机的重要组成部分，其主要的作用是为飞机提供升力，并控制飞行姿态。
第四章+低速翼型的气动特性(3)
π
迎角-弯度绕流问题气动特性
点取距， 对c/4点取距，得到 点取距
Cm ,1 4 = Cm , LE
1 π + CL = ( A2 − A1 ) 4 4
这个式子里没有迎角，说明这个力矩是常数（ 这个式子里没有迎角，说明这个力矩是常数（不随迎 角变），即使升力为零仍有此力矩， ），即使升力为零仍有此力矩 角变），即使升力为零仍有此力矩，可以称为剩余力 只要对1/4弦点取矩，力矩都等于这个零升力矩。 弦点取矩， 矩。只要对 弦点取矩 力矩都等于这个零升力矩。 这说明1/4弦点就是气动中心的位置。 弦点就是气动中心的位置。 这说明 弦点就是气动中心的位置
迎角-弯度绕流问题
这是因为，按照泰勒级数展开， 这是因为，按照泰勒级数展开，有
∂v′ v′ = v′ ( x, y f ) = v′( x,0) + y f + ... w w ∂y 略去小量， 略去小量，得到
v′( x, y f ) = v′( x,0)
迎角-弯度绕流问题
在一级近似条件下，求解薄翼型的升力和力矩的问题， 在一级近似条件下，求解薄翼型的升力和力矩的问题， 可归纳为在满足下列条件下，面涡强度沿弦线的分布。 可归纳为在满足下列条件下，面涡强度沿弦线的分布。
扰动速度势、边界条件可以分解成弯度、厚度、 扰动速度势、边界条件可以分解成弯度、厚度、 迎角三部分单独存在时的扰动速度势、 迎角三部分单独存在时的扰动速度势、边界条件 之和。 之和。
w
dy f
压强系数
p − p∞ Cp = 1 ρV∞2 2
1 1 2 p + ρV = p∞ + ρV∞2 2 2
薄翼型理论
弯度问题（中弧线弯板零迎角绕流） 薄翼型绕流 = 弯度问题（中弧线弯板零迎角绕流） + 厚度问题（厚度分布 c对称翼型零迎角绕流） 厚度问题（厚度分布y 对称翼型零迎角绕流） + 迎角问题（迎角不为零的平板绕流） 迎角问题（迎角不为零的平板绕流）
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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：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。
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：
○
1气温：30a
t C =︒；
○
2海拔：m h 400=； ○
3工作液（水）密度：3
995.65/kg m ρ=液； ○
4重力加速度g ：29.79/g m s =；
○
5大气压强： 95920a
p Pa =；
○
6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）
（注：可编辑下载，若有不当之处，请指正，谢谢!）。