量测实验十四 翼型表面压强分布测量实验
飞机机翼上下表面流体压强与流速的关系
对，飞机起飞前要进行一段助跑,这助跑 有什么作用呢?
9.4 神奇的升力
实验放送
思考与讨论
我还发现机翼上下两个表面形状不同，当达到一定速度 后,机翼上下面由于气流速度不同，压强也就不同。也就 产生了向上的压力差。
很好，但这只是你们的猜测，能 通过实验验证吗？
可以用转换法测出机翼上下面的流速和压强。
可以用风速仪测出空气流速的大小。
探索之旅
飞机机翼上下表面流体压强与流速的关系
授课：
莱特兄弟与第一架飞机
9.4 神奇的升力
走进实验室
9.4 神奇的升力
实验放送
思考与讨论
实验做完了，大家观察到了什么现象？
我看到有风吹过时飞机模型升起来了。
飞机为什么会升起，是浮力吗？
应该不是吧，怎么在地面上可以静止，它也受到了浮力。并 且我还看到用手挡住风时，飞机就落下来了。
可以通过U型管的高度差来显示压强的大小。
9.4 神奇的升力
实验放送
头脑风暴
转换法：U型管 特殊测量工具：风速仪
9.4 神奇的升力
自制教具
9.4 神奇的升力
实验进行时
9.4 神பைடு நூலகம்的升力
实验放送
实验进行时
改进：利用u形管显示上下表面气体的压强。
通风前，u形管左右液面是相平的。 通风后，u形管左侧液面更高，压强 更小，左侧连接的是机翼的上表面。
小结
流速不同
压强差
压力差
向上的升力
9.4 神奇的升力
谢谢！
教学设计：
指导老师：
9.4 神奇的升力
实验进行时
9.4 神奇的升力
实验进行时
改进：利用风速计定量的测出风速的大小。
风洞静态压力分布测量实验
《实验流体力学》风洞静态压力分布测量实验Ⅰ实验设计及数据处理程序编制Ⅱ数据采集与分析姓名学号实验日期指导老师一、实验目的风洞测压试验是一种在风洞中测量模型表面压力分布的试验。
目的是通过测量飞行器及其部件，如机翼、机身、尾翼、操纵面、外挂物等表面上的压力分布，为飞行器及其部件结构强度计算提供气动载荷分布的原始数据。
通过测压实验，能够给出定量化的结果，获得模型上的压力分布信息。
因此，测压试验是研究模型气动特性、验证数值计算方法的一种重要手段。
本次实验内容是测定标准模型在不同实验状态下各截面测压点的压力值，并进行数据处理，最后得到各截面的压力分布曲线随风速及迎角的变化规律。
二．实验设备 1、风洞风洞是产生人工气流的设备，本次实验所用风洞为开口回流式低速风洞，如图1所示。
其主要组成部分为实验段、扩压段、拐角和导流片、稳定段、收缩段以及动力段。
D4 风洞实验段风 扇图1 D4风洞示意图实验段尺寸：长度3.5m ，宽度1.5m ，高度1.5m ，收缩比9；实验段风速：闭口最高风速为80m / s, 开口最高风速为60m / s ；实验段湍流度为0.08%。
2、风速控制系统D4风洞采用可控硅控制无级调速；风速控制系统组成如图1所示。
本文的工作是在系统的外层增加了稳风速的闭环控制系统。
风洞风速的控制采用直接数字式闭环控制。
首先通过PCL727进行D/A 转换，将数字量转换成模拟量4—20mA 驱动电流，经过西门子驱动器来控制可控硅的输出电流，从而控制电机转速，电机拖动风扇，产生气流，使试验段获得所需的速压0P P (其中0p 为气体总压，p 为气体静压)。
由差压变送器将压差转换成1-5V 电压，再由压差风速转换公式计算得出风速值，经PCI1716进行A/D 转换，将数字量输入计算机，通过数字PID 控制器输出控制量，从而改变输出的驱动电流，达到控制风速的目的。
三、实验模型：1、实验模型：非圆截面机身标准测压模型，如图2所示。
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。
物理实验测量物体的压强
物理实验测量物体的压强在物理实验中，测量物体的压强是一项重要任务。
压强可以理解为单位面积上的力的作用，它是一个衡量物体受力大小的指标。
测量物体的压强可以帮助我们了解力的分布和作用情况，进而深入研究物体的力学性质。
本文将介绍几种常见的物理实验方法，用于测量物体的压强。
一、测量压强的方法之一：浮力法浮力法是一种常用的测量压强的方法。
其基本原理是根据阿基米德原理，通过测量物体在不同液体中的浮力来间接计算物体所受的压强。
在进行浮力法测量时，首先需要准备一个浸入液体中的容器，例如一个水槽。
然后将待测物体悬挂于容器内，并记录下物体完全浸没于液体中时的浸没深度。
接下来，可以通过测量液体中的浮力来计算物体所受的压强。
通过测量不同浸没深度下的浮力，可以绘制出浮力随浸没深度变化的曲线，从而获得物体在不同深度下的压强分布情况。
二、测量压强的方法之二：压力计法压力计法是另一种常用的测量压强的方法。
利用弹簧的弹性原理，通过测量弹簧变形来确定受力大小，从而计算物体所受的压强。
在进行压力计法测量时，首先需要准备一个弹簧，也可以是其他具有弹性的器件。
将待测物体放置在弹簧上方，并记录下弹簧变形的情况。
根据弹簧的弹性系数和变形量，可以计算出物体所受的压强。
通过这种方法可以方便地测量物体不同位置上的压强分布情况。
三、测量压强的方法之三：压强传感器法压强传感器法是一种借助压强传感器来直接测量物体压强的方法。
压力传感器通常由敏感元件和信号处理电路组成，能够将压强转化为电信号并进行测量。
在进行压强传感器法测量时，首先需要选择一个合适的压强传感器，并将其安装在测量物体上。
通过读取传感器输出的电信号，可以直接获取物体所受的压强大小。
这种方法具有快速、高精度的特点，适用于对压强变化较为敏感的实验研究。
综上所述，测量物体的压强是一项重要的物理实验任务，可以通过浮力法、压力计法和压强传感器法等多种方法进行。
不同的方法适用于不同的实验条件和要求。
熟练掌握这些方法的原理和操作技巧，可以有效地开展压强相关实验研究，并为物理学的深入探索提供有力的支持。
压强的测量方法及误差分析教案
压强是指单位面积上所承受的力的大小，是一种重要的物理量。
在工业生产、航空航天、环境监测等领域中，压强的测量是十分关键的。
本文将介绍压强的测量方法及误差分析教案。
一、压强的测量方法1.水银压力计法水银压力计法是压强测量中常用的方法之一。
其原理是利用水银在管子中受压后上升的高度与外界压强成正比的特性进行测量。
其测量原理如下：设某个物体的压强为P，容器内装有水银，高为H，管子的截面积为S。
当物体的压强作用在容器的底部时，容器内水银会上升，上升的高度为H0。
而当物体的压强作用在容器的顶部时，水银下降的高度为h0。
则容器内水银上升的高度H与物体压强P之间的关系为：H = H0 - h0P = SHg (H0 - H)其中，Hg为水银的密度，S为管子的截面积。
2.电阻应变式法电阻应变式法是一种利用电阻元件的变化来反映所承受压力大小的方法。
其原理是将电阻应变式传感器放置于测量物体上方或下方，并将传感器的电极接入电路中。
当物体受到压力时，引起电阻应变式传感器电阻的变化，从而导致电路中电流或电压的变化。
通过测量电流或电压大小，即可得到物体的压强。
3.振动膜式压力传感器法振动膜式压力传感器是一种应力测量装置，其原理是利用振动膜的形变与外界压强的关系来测量物体的压强。
当物体受力时，振动膜发生变形，从而改变了振动频率，因此可以通过测量振动频率的变化来计算出物体所受的压强。
二、压强测量误差分析教案任何测量结果都会存在误差，压强测量也不例外。
错误的来源可能是测量仪器的精度、测量环境的变化，或者测量过程中操作的不规范等。
1.仪器误差在进行压强测量时，使用的仪器精度也是不可忽略的因素。
如果误差较大，则会影响到测量结果的准确性。
不同的压强测量仪器的误差范围也不同。
对于仪器的误差，我们可以通过定期对仪器进行校准以及与其他仪器的比较来减小误差。
2.环境因素误差压强测量环境的变化也可能会影响到测量结果的准确性。
例如，气压和温度有时会对压力传感器的输出值产生影响。
流体力学实验指导书
篇一：流体力学实验指导书1流体力学（水力学）实验指导书黎强张永东编西南大学工程技术学院建筑系二零零八年九月流体力学综合实验台简介流体力学综合实验台为多用途实验装置，其结构示意图如图1所示。
图1 流体力学综合试验台结构示意图1.储水箱2.上、回水管3.电源插座4.恒压水箱5.墨盒6.实验管段组7.支架8.计量水箱9.回水管 10.实验桌利用这种实验台可进行下列实验：一、雷诺实验；二、能量方程实验；三、管路阻力实验；1．沿层阻力实验2．局部阻力实验；四、孔板流量计流量系数和文丘里流量系数的测定方法；五、皮托管测流速和流量的方法。
一、雷诺实验1．实验目的（1）观察流体在管道中的流动状态；（2）测定几种状态下的雷诺数；（3）了解流态与雷诺数的关系。
2．实验装置本实验的实验装置为：（1）流体力学综合实验台；（2）雷诺实验台。
在流体力学综合实验台中，雷诺实验涉及的部分有高位水箱、雷诺数实验管、阀门、伯努力方程实验管道、颜料水（蓝墨水）盒及其控制阀门、上水阀、出水阀，水泵和计量水箱等，秒表及温度计自备。
雷诺实验台部件种类同综合实验台雷诺实验部分。
3．实验前准备（1）、将实验台的各个阀门置于关闭状态。
开启水泵，全开上水阀门，把水箱注满水，再调节上水阀门，使水箱的水有少量溢流，并保持水位不变。
（2）、用温度计测量水温。
4．实验方法（1）、观察状态打开颜料水控制阀，使颜料水从注入针流出，颜料水和雷诺实验管中的水迅速混合成均匀的淡颜色水，此时雷诺实验管中的流动状态为紊流；随着出水阀门的不断的关小，颜料水与雷诺实验管中的水渗混程度逐渐减弱，直至颜料水与雷诺实验管中形成一条清晰的线流，此时雷诺实验管中的流动为层流。
（2）测定几种状态下的雷诺系数全开出水阀门，然后在逐渐关闭出水阀门，直至能开始保持雷诺实验管内的颜料水流动状态为层流状态。
按照从小流量到大流量的顺序进行实验，在每一个状态下测量体积流量和水温，并求出相应的雷诺数。
关于基础教育“管办评”分离改革的探索
课程教育研究 高等教育·46·飞行原理课程实践教学研究郭卫刚 孟 浩（海军航空工程学院 飞行器工程系 山东 烟台 264001）【摘 要】结合我院对航空人才培养要求，通过改进实验和实践教学手段，从优化教学内容、改变教学方法、加强实践教学模式、培养学生创新实践能力等几个方面进行了教学改革。
结果表明：通过对飞行原理课程实践教学的改革，可以增强学生对飞行原理内容的理解和实际运用能力，达到提高教学质量和学生成绩的目的。
【关键词】飞行原理 实践教学 创新【中图分类号】G642.0 【文献标识码】A 【文章编号】2095-3089（2016）14-0046-01《飞行原理》课程是我院飞行技术专业和地面维护专业的一门重要的专业基础课程。
通过对《飞行原理》课程的学习，使学生掌握空气动力学与飞行力学的基本概念和基本理论；能够建立理论与实际的联系，初步掌握运用理论指导实践的方法，提高分析和解决实际问题的能力，养成严谨求实的科学素质。
本课程具有较强的理论性，为了使学生能够更好的理解教学内容，因此实践教学就显得尤为重要。
一、优化教学体系，提高教学效果为适应科学技术发展既高度分化又高度综合的趋势，因此对课程内容进行了优化，将空气动力学和飞行力学、飞机试飞与调整进行知识点上的融合，把科研课题和学术研究同课程设计相结合，针对具体理论在装备上的应用进行分析，做到理论上的融会贯通和与实际的有机结合，突出课程将理论和技术融于一体的综合性特点，强化了学生综合运用知识分析解决问题的能力。
优化后的课程内容体系，注重紧密结合装备实际，强调知识的综合运用和工程实践训练，注重专业前沿知识，体现了以人为本加强素质教育的教学理念。
1．对课程内容进行整合，突出系统性、科学性、实践性和前瞻性。
在教学内容上，以空气动力学和飞行力学为主线，建立对飞行原理的总体认识。
结合飞机实际装备和虚拟训练系统突出教学的实践性，构建硬件实验和虚拟实验的“硬软综合”的实验教学体系。
压强实验报告
压强实验报告
压强实验是一项重要的物理实验，通过实验来研究物体所受的压力，从而探究物理学中的相关规律。
在本次实验中，我们将介绍压强实验的基本原理、实验步骤和实验注意事项。
一、实验原理
压强指的是一个物体单位面积上的压力，其计算公式为：
P=F/S
其中，P表示压强，F表示施加在物体上的力，S表示力作用面积。
这个公式告诉我们，压强与施加的力和作用面积有关，当作用面积增大时，压强就会减小。
二、实验步骤
1. 准备实验装置：把曲柄压力计和平衡臂固定在支架上。
2. 测量质量：用无机衡器称量不同质量的铅块。
3. 放置铅块：将铅块平铺放在曲柄压力计的平面上，压力计平面应对着转动中心的位置。
4. 施加力：在平衡臂上挂上悬挂绳，将悬挂绳固定在不同高度的钩子上，使悬挂绳和平衡臂的距离相等。
5. 计算压强：将曲柄压力计的指针读数记录下来，然后根据公式计算出每个位置的压强。
6. 绘制压强分布曲线：将每个位置的压强绘制成一条曲线，通过这些曲线可以看出铅块受力的分布情况。
三、实验注意事项
1. 实验中要保持器材干燥、清洁，操作时应注意安全。
2. 测量前要检查曲柄压力计的零位是否正确。
3. 实验过程中，悬挂绳的长度应该保持不变。
4. 测量前要根据实验需求选择不同数量的铅块。
本次实验是一次非常有趣且有意义的实验，通过实验可以更加深入地理解压强和力学的相关知识，也可以锻炼我们的动手能力和科学
思维能力。
当然，在操作过程中一定要认真细心，遵守实验规程，以保证实验的准确性和安全性。
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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。
由此，通过电磁阀对各个测点通道的开关控制，利用压差传感器将测出各测点压强与来流压强的差，以及驻点压强和来流压强的差，转化成7017型数据采集模块可以识别的电压信号，编制相应数据采集处理软件，使其还原成压差数值，从而实现了计算机的自动实时数据采集，以及相应的数据计算处理。
多通道扫描阀的工作原理如图3所示：图3 多通道扫描阀的工作原理示意图（四） 实验原理以及数据计算方法：气流绕翼型模型流动时，流动变得复杂起来。
在流体力学中，一般将压强用无量纲的参数——压强系数C P 来表示各个测点的压强系数值：∞∞∞∞==-p p p-p V p-p C 02p 21ρ式中，,0,p p p ∞分别是测点压强，来流压强，驻点压强（总压）。
其由伯努利方程2202121V p V p p ρρ+=+=∞∞ 而来。
对于倾斜式多管压差计，取两个液面，则有：θρcos )(1221l l g p p -'=- （2- 7-1）式中，1l 和2l 是倾斜式压差计测压管液面读数满，压差传感器直接测量压差，ρ'是压差计工作液体的密度，θ是多管压差计读数板铅直偏角。
将稳压箱压强0p 和来流段压强∞p 接至测压管，根据伯努利公式2202121u p V p p ρρ+=+=∞∞ （2- 7-2）则有()θρρρcos 2)(200∞∞∞-'=-=l l g p p V （2- 7-3）于是 对于多管压差计有：∞∞∞∞∞--=--=-=l l l l p p p p V p p Cp 00221ρ （2- 7-4）所以，直接读取各个测点与总压，静压在多管压差计上的数值，即可求出各个测点的压强系数值； 对于多通道扫描阀：∞∞∞--=-=p p p p V p p Cp 0221ρ （2- 7-5）可通过计算机数据采集系统直接采集到各个测点与总压的差值，以及总压与静压的差值，从而得到各个测点与静压的差值，计算得到压强系数值。
升力的计算方法：气流给予翼型的总合力在y 轴上的分量称为升力。
记做F L ，紊流绕流中，粘性切应力对总合力的贡献仅占很小份额，因此，通常仅考虑压强的作用。
升力系数的定义为A V F C L L 221∞=ρ （2- 7-6）式中A 是升力作用面的面积，对于二元翼型，升力的作用面等于弦长C 乘于单位宽度。
图4 翼型升力计算示意图1、压力法参见图4，设上表面的微面积ds ，设该面积上的压强为p ，则压力为pds ，投影到y 轴得-pdscos θ，负号表示压力方向为y 轴负向。
对于下表面，合力应为正值。
因而，升力是下表面合力（正）和上表面合(负)的代数和，FL=⎰(上下P （P -P)dx （2- 7-7）升力系数C L =⎰⎰-=-=∞∞10022))/(2121ξd C C c x d PV P P C PV F P P xL 上下上下 （2- 7-8）式中,C x /=ξ。
积分用梯形公式计算，参见相关教材。
如果令上下P P C C f -=)(ξ，则])()(1)[2178723221ξξξ∆++⋯+∆++∆+=f f f f f f C L （2- 7-9）2、速度环量法根据翼型理论公式，升力与速度环量Γ的关系是Γ=Γ∞Pv L ，由此得到升力系数CV C L ∞Γ=2 （2- 7-10） 按定义，环量Γ的表达式为一V ⎰=Γ·一ds ，由翼型理论知，当升力L F 为正时，速度环量必为顺时针方向。
因此，上式的封闭曲线积分应为顺时针方向。
在翼型上表面，气流速度与积分方向相同 而在下表面，速度与积分方向相反，因而由压强系数的定义22)(121∞∞∞-=-=V VPV p p C P （2- 7-11）从而⎥⎦⎤⎢⎣⎡⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛⎪⎪⎭⎫⎝⎛-⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=Γ=⎰⎰∞∞∞00022s sd V V s sd V V C s C V C L 下面上面 （2- 7-12）令ξ=S/S 0为无量纲的曲线弧长，则[]⎰⎰---=下面下上上面ξξd C d C Cs C P P L 1120 （2- 7-13）积分仍用梯形公式计算 （五）实验步骤： 1． 多管压差计方法：（1）.装试验段。
调平多管测压计，使测压排管与垂线的夹角为0°，将翼型测压管与多管测压计连接，并使翼型1号测孔中心位于角度盘的0°（定位），然后转动翼型使指针置于16°角，取走实验台面上的活动板；（2） 接通电源，慢慢开大两侧的调节阀门，用多管测压计酒精库的升降来调节排管的液位达到最大量程（排管液位达满量程），然后拧紧酒精库的固定螺丝。
待测压管稳定后，读取稳压箱，收缩段和各个测点的测压管读数，（读取液位波动的平均值）并记录，观察稳压箱和收缩段是否有变化；（3）转动翼型，改变角度，可分别记取4°，8°，12°，记录各个数值； （4）实验完成，关闭电源。
（注意事项：整个实验过程，不要对气流进行干扰，从而引起测压管数值的大幅度波动，影响实验结果） 以下给出实验记录表格示例：气温=________（0），翼型弦长C=__________（mm ），翼形表面周长S 0________（mm ）.压力计倾斜角α=_________,测压管读数0l =_______（mm ）。
∞l =_________（mm ） 风速∞v =_________(m/s)。
实测数据与计算 实验数据记录与处理表2．多通道扫描阀：（1）检查各个测压管是否相接正确；（2）按下多通道扫描阀上左上角绿色电源按钮；（3）点击计算机桌面上数据采集系统“CY-NACA1.0翼型表面压强测试系统”，进入“进入测试界面”，填写实验人员及班级，点击“确定”（4）出现界面提问是否需要覆盖前述的文件，点击“是”；（5）将看到如下测试界面：图5 测试状态图（6）点击“打开串口”，显示“关闭串口”状态，点击“OK？”确认；（7）调节翼型与来流之间的夹角：气动台上可直接旋转角度指针，确定翼型模型与来流方向的攻角，小型风洞上，由于翼型上下不规则不对称而且有所松动，可直接用手调节翼型模型，当模型玹线与0-180度线平行的位置确定为0度攻角，之后按照玹线前部指示的角度依次增加4度，8度，12度；（8）将翼型模型与来流的夹角值填写入“攻角输入”；（9）“风速”中删除“60.0”，风速大小由所实验最终测定的总压与静压差值的平均值计算得出；（10）多通道扫描阀箱子中共计50个电磁阀开关，以10个为一组分档，分为A、B、C、D、E这5档，翼型模型上14个测点按照顺序与多通道扫描阀的1-14号通道一一对应接好，即采用了A档的1-10号和B档的11-14号通道；（11）在测试界面，“档位与孔号选择”，即可依次选择档位及孔号，每选择一个孔位，将多通道扫描阀上的旋转式开关旋转至相应的位置上，然后点击“记录Cpi”，则计算机自动采集并在右侧数据栏中显现出两个压差传感器的值，即总压与静压的差值，测点与总压的差值，并将此测点的压强系数值计算结果显示出来；（12）14个测点完成后（注意11-14测点要选择B档，前10个测点测完后要复位），点击“记录Cl”，则计算机自动计算出在此攻角下翼型的升力系数值并显示在下方的数据栏中；（8）不要清空数据，只需改变模型攻角，重复以上步骤，数据会累加在数据栏中；（9）按照实验要求各个攻角测量完后，点击测试界面上部菜单中的：“测试结果”,点击“Excel表格”，则可以看到生成Excel报表文件，可打印或保存拷贝测试结果；(10)关闭串口，关闭通道扫描阀电源，退出测试界面，关闭风洞或气动台电机电源，实验测试结束。
五、测试结果及处理分析要求：1绘制翼型某个攻角情况下的压强分布图；2计算各个攻角下的升力系数。
延伸阅读思考：1. 是不是攻角越大，升力系数一直保持越大？2. 流体的速度对升力系数的影响？注：美国国家宇航局给出了NACA23015翼型的升力系数C L的标准值：0 2 4 6 8 10 12 14 16 17 18(0)C L 0.12 0.31 0.56 0.75 0.94 1.17 1.37 1.53 1.67 1.70 1.64。