空气动力学实验之二元翼型测压实验.docx
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空气动力学实验之二元翼型测压实验
空气动力学实验之
二元翼型测压实验
班级
姓名
实验日期
指导教师
、实验目的
1•了解低速风动的基本结构和熟悉风洞实验的基本原理。
2.熟悉测定物体表面压强分布的方法。
3.复习巩固空气动力学的相关知识。
3.测定NACA001翼型的压力分布并计算其升力系数Cy,掌握获得机翼气动特性曲线的实验方法。
二、实验设备及工作原理简介
1.测定翼型表面压力
在翼型表面上各测点垂直钻一小孔，各孔成锯齿状分布，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一伸出物体外，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，上表面为1号-14号，下表面为15号-27号，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。
2.压力系数的计算
通过测压，可以得到翼型在给定迎角下的压力分布，（采用无黏流理
论）根据伯努利方程：
Pi1V2=P-V2
22
本实验利用水排测压得p=p「p：
二'gh
3.升力系数计算
根据计算得出压力系数Cp,利用Matlab做出压力系数Cp与测压点分布位移刈勺图像，并分别拟合上下表面的压力分布曲线，通过对上下表面的压力分布曲线的所夹面积进行积分，其值除以弦长L可得出翼型
的升力系数Cy。
在不同的迎角a下，可分别求出翼型的升力系数，由此绘制翼型NACA001的升力系数分布图，再与标准升力系数图比较，分析实验结果。
3.实验步骤
1.检查实验设备并进行人员分工。
2.记录实验环境下的温度与大气压。
3.安装翼型模型，并调整迎角为0。
4.调整多管压力计液柱的高低，记下初读数ho。
5.开风洞调到所需的风速，本实验对应的来流风速为25m/s。
6.当多管压力计稳定后，记下液柱末读数hi。
7.关闭风机等待测压液柱回复，依次将翼型迎角调整到
135和7重复实验。
8.关闭风洞，整理实验场地，将记录交老师检查。
9.整理实验数据，写好实验报告
4.实验数据及处理
1.实验环境数据：
实验室温度（C）
大气压强（Pa）
空气密度（kg/m3）
12
98010
1.225
2.翼型表面测压点分布
上表面:
NO.
1
2
3
4
5
6
7
X
0.00
2.00
4.00
8.00
14.00
20.00
32.00
X/L
0.00
0.02
0.03
0.07
0.12
0.17
0.27
8
9
10
11
12
13
14
44.00
56.00
68.00
80.00
92.00
104.00
116.00
0.37
0.47
0.57
0.67
0.77
0.87
0.97
F表面:
NO.
15
16
17
18
19
20
21
X
113.00
101.00
95.00
83.00
71.00
53.00
41.00
X/L
0.94
0.84
0.79
0.69
0.59
0.44
0.34
22
23
24
25
26
27
29.00
17.00
11.00
5.00
3.00
1.00
0.24
0.14
0.09
0.04
0.03
0.01
3.实验记录数据
4.翼型上下表面压力分布
□
二S
QJ
2
Ln
3
:
二:
a
a
cp
皆
e
s
2
2
cn
台
X呂
3
S
s
7
-Cp
»—
2
CTl
LJ
2
o\
□
s壬
bs
a
=r
4.5
5.实验结果
1.实验数据处理
利用Matlab中积分函数根据拟合曲线所得函数进行积分运算，得出翼
型在不同迎角下的升力系数：
迎角a
0度
1度
3度
5度
7度
升力系数
Cl
0.0134
0.2151
0.4028
0.5554
0.7445
2.出升力线图（下一页）
3.实验结果比较
有薄翼型理论得到的翼型气动特性，对称翼型NACA001有:
Cl
2二
可得:
迎角a
0度
1度
3度
5度
7度
升力系数
Cl
0.00
0.1097
0.3289
0.5483
0.7676
通过数据对比发现，除了1角度和3角度为跳点误差较大外，其他点符合较好。
6.实验总结
实验误差原因：
1.实验设备（低速风洞）及实验模型（二维翼型）造成的误差
2.实验时实验人员的读数，以及翼型迎角固定产生的误差。
3.处理数据时使用的软件拟合曲线进行积分所引起的误差。
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