空气动力学实验之二元翼型测压实验.docx

1、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-

2、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：Pi 1 V2 = P - V22 2本实验利用水排测压得 p = pp：二g h3.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，

3、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1 3 5 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）12980101.2252.翼型表面测压点分布上表面:NO.123456

4、7X0.002.004.008.0014.0020.0032.00X/L0.000.020.030.070.120.170.2789101112131444.0056.0068.0080.0092.00104.00116.000.370.470.570.670.770.870.97F表面:NO.15161718192021X113.00101.0095.0083.0071.0053.0041.00X/L0.940.840.790.690.590.440.3422232425262729.0017.0011.005.003.001.000.240.140.090.040.030.013.实验记录

5、数据4.翼型上下表面压力分布二 SQJ2Ln3:二:aacp皆es22cn台X呂3Ss7-Cp2CTlLJ2o s壬b sa=r4.55.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a0度1度3度5度7度升力系数Cl0.01340.21510.40280.55540.74452.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:Cl2二可得:迎角a0度1度3度5度7度升力系数Cl0.000.10970.32890.54830.7676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。