低速机翼的气动特性实验指导书(学生实验报告)

翼型低速动态气动特性的实验技术研究张理想;解亚军【摘要】飞行器超过失速迎角后,其动态失速气动特性与静态气动特性迥然不同.为了分析飞行器失速后的非定常气动特性,文中设计了一种翼型低速动态测压实验方法,通过改变翼型的振幅和振动频率,研究了翼型俯仰、沉浮振动的非定常气动特性,分析了各种因素对动态失速特性的影响.俯仰运动时,翼型升力随振动频率的增加而增大,失速延迟.在沉浮运动中,当频率较小时,翼型的升力和失速迎角受振幅的影响较为明显.【期刊名称】《弹箭与制导学报》【年(卷),期】2010(030)005【总页数】3页(P140-142)【关键词】翼型;气动特性;动态失速;俯仰运动;沉浮振动【作者】张理想;解亚军【作者单位】西北工业大学翼型叶栅国防重点实验室,西安,710072;西北工业大学翼型叶栅国防重点实验室,西安,710072【正文语种】中文【中图分类】V211.240 引言由于物体动态运动的非定常特性,尤其是飞行器超过失速迎角后,其动态失速的气动特性与静态相比迥然不同。

它对飞行器的高机动飞行,操稳控制,结构强度和刚度,乃至使用寿命都有很大的影响。

文中通过运用非定常动态压力测量方法,研究了模型作俯仰运动、沉浮运动时的非定常动态气动特性,深入理解并分析了各种因素对动态失速特性的影响。

1 实验设备和模型1)风洞。

实验是在西北工业大学翼型研究中心的NF-3风洞二元实验段进行的,该实验段截面为高1.6m、宽3m 的矩形,长8 m,收缩比为20,最大风速130m/s,气流的紊流度为0.045%。

2)模型。

实验模型为NACA0012模型,为钢木混合结构,弦长0.6m,展长1.6m。

在模型展长中段上下表面沿弦向一共布20个动态测压传感器,在其上端200mm处的上下表面布置 54个静态测压孔。

模型通过滚珠轴承把转轴支撑在上下洞壁上,在驱动系统的驱动下,可以自由的作正弦振动和沉浮运动。

3)模型驱动系统。

模型的驱动系统共包括如下几个部分:直流电动机、减速器、飞轮、偏心轮、联杆和直流电源等,如图1所示。

一、实验目的通过本实验，验证机翼气流定理，即伯努利原理在飞机升力产生过程中的应用，理解机翼上下表面气流速度差异导致的压力差，进而解释飞机升力的产生原理。

二、实验原理机翼气流定理基于伯努利原理，即在流体流动过程中，流速越快，流体产生的压力就越小。

飞机机翼的上表面设计为拱形，下表面较平，当飞机前进时，气流在机翼上下表面产生速度差异，根据伯努利原理，上表面气流速度大于下表面气流速度，导致上表面压力小于下表面压力，从而产生向上的升力。

三、实验器材1. 硬纸板（用于模拟机翼）2. 吹气筒3. 电子秤（用于测量升力）4. 秒表（用于计时）5. 记录本四、实验步骤1. 将硬纸板折叠成角状，纸面为平面，用吹气筒向纸板吹气，观察纸板是否产生升力。

2. 将硬纸板的另一半弯成弧形，用吹气筒向纸板吹气，观察纸板是否产生升力。

3. 重复步骤1和2，记录不同角度下纸板产生的升力。

4. 改变吹气筒的角度，观察纸板产生的升力变化。

五、实验结果与分析1. 在步骤1中，平面纸板在吹气时没有产生明显的升力。

2. 在步骤2中，弧形纸板在吹气时产生了明显的升力。

3. 在步骤3中，不同角度的弧形纸板在吹气时均产生了升力，且角度越大，升力越明显。

4. 在步骤4中，改变吹气筒角度时，纸板产生的升力也随之改变。

根据实验结果，可以得出以下结论：1. 平面纸板在吹气时没有产生升力，说明气流在平面表面上的流速没有产生明显的差异，无法形成压力差。

2. 弧形纸板在吹气时产生了升力，说明气流在弧形表面上的流速产生了差异，形成了压力差，从而产生了向上的升力。

3. 不同角度的弧形纸板在吹气时均产生了升力，且角度越大，升力越明显，这与机翼设计原理相符。

4. 改变吹气筒角度时，纸板产生的升力也随之改变，说明气流在机翼上的流速和压力差是相互影响的。

六、实验总结本实验验证了机翼气流定理，即伯努利原理在飞机升力产生过程中的应用。

通过改变硬纸板的角度，模拟了机翼的形状，观察到了气流速度差异导致的压力差，进而产生了向上的升力。

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）。

低速空气动力学实验报告
班级：01011106班 姓名：赵越 学号：2011300262 实验一：测气流偏角
正反测量结果如下： α
正装 反装 -4
-0.259579 -0.480805 0
0.10252 -0.103629 4
0.446439 0.229312 8 0.703656 0.508919
进行线性拟合之后：
求得与水平轴交点分别为：°=°=50.111.1-αα2
1
所以气流偏转角305.12/11.150.1α=+=
）（°
实验二：风速管校测
利用修正系数1ξ
=标准的风速管做标准，利用交换风速管的方式校待测风速管的修正系数。

公式推导得：l l l l '12'21Δ*Δ**ξΔΔξ标=
其中∆L1=109.8mm ，∆L2’=121.3mm ， ∆L2=113.0mm ，∆L1`=120.6mm 求得：989.0ξ=
实验三：绕圆柱的压力分布 根据压力系数计算公式错误！未找到引用源。

, ρw 为水的密度，温度变化不大，查表计算得ρw=999.46kg/m3 ρ∞为自由来流密度，根据公式错误！未找到引用源。

可得。

1.当v=15m/s ，
P ∞=97064Pa , t=12.62℃时，得ρ∞=1.1841kg/m3,动压q ∞=133.21125Pa, 则画出压力系数cp1分布图如下：
2.当v=30m/s ，
P ∞=97055Pa , t=12.40℃时，得ρ∞=1.1849kg/m3,动压q ∞=533.205Pa, 则画出压力系数cp2分布图如下：。

《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。

低速可变参数翼型气动特性分析摘要：为了研究低速翼型参数对气动特性的影响，以NACA3412翼型为参考翼型，改变NACA3412翼型的最大相对弯度、最大弯度位置和相对厚度，模拟改变后的翼型在攻角α范围为-4°～14º的升力系数、阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数，分析翼型气动特性变化规律。

通过模拟结果得出升阻比最大的翼型，研究结果为低速翼型的设计提供了参考。

关键词：低速翼型；变参数；气动特性；翼型优化1.序言机翼的形状是由相对弯度、相对厚度、最大弯度位置等几何参数决定的，每个参数的变化都影响着飞行器的气动性能和飞行性能。

考虑到飞行器在飞行过程中可能会遇到许多未知且不可抗的因素导致气动性能突降，所以要结合翼型在多个飞行状态和气流条件下的气动性能，对翼型进行多点优化设计，使得优化后的翼型在低速情况下的气动性能有显著的提升。

参数变化对飞行器气动特性的影响已成为焦点。

国内外对弯度对翼型气动特性的研究有很多，李仁年等[1]利用CFD软件对S827、S902、S903翼型进行数值模拟计算，研究了翼型弯度对翼型的气动特性影响。

岑美等[2]基于FLUENT分析了弯度对翼型性能的影响。

孙振业等[3]选取NACA系列翼型为研究对象，采用经典的翼型分析软件XFOIL计算了翼型的升阻力系数。

杨瑞[4]等采用计算机流体动力学的方法模拟并对比了薄、钝尾缘翼型增大了最大升力系数和升力线斜率，降低了前缘粗糙度对升力特性的影响。

这些研究都对翼型的研究也有很大的推进作用。

为了研究几何参数对低速翼型气动特性的影响，本文选取了NACA四参数翼型为研究对象，NACA四参数翼型的可变参数为最大相对弯度、最大弯度位置和相对厚度。

以NACA3412翼型为参考翼型，先分析了该翼型的气动特性，然后分别改变其三项参数，得到NACA3414、NACA3410、NACA3312、NACA3512、NACA2412、NACA4412六个翼型。

第1篇一、实验目的本次实验旨在研究机翼在不同迎角和雷诺数条件下的流动特性，包括边界层的发展、分离流动、升力系数、阻力系数等，以期为飞机设计提供理论依据。

二、实验原理机翼的流动特性主要受雷诺数、迎角、翼型等因素的影响。

实验中，通过改变迎角和雷诺数，观察机翼表面的流动情况，并测量升力系数和阻力系数，分析机翼的气动特性。

三、实验设备1. 风洞：用于产生稳定的气流环境。

2. 机翼模型：用于模拟实际机翼的流动特性。

3. 数据采集系统：用于测量升力系数、阻力系数、风速、风向等参数。

4. 高速摄影系统：用于观察机翼表面的流动情况。

四、实验方法1. 实验前，将机翼模型安装于风洞中，确保模型安装牢固，并对模型进行标定。

2. 根据实验要求，调整迎角和雷诺数，使气流在机翼模型上形成稳定的流动。

3. 开启数据采集系统和高速摄影系统，记录实验数据。

4. 观察机翼表面的流动情况，分析边界层的发展、分离流动等特性。

5. 根据实验数据，计算升力系数和阻力系数。

五、实验结果与分析1. 边界层发展实验结果表明，随着迎角的增大，边界层厚度逐渐增加。

当迎角达到一定值时，边界层开始出现分离现象。

在分离区，气流速度降低，导致升力系数下降。

2. 分离流动实验观察到，在分离区，气流速度降低，流动变得不稳定。

分离点的位置随迎角的增大而向翼尖移动。

分离流动会导致升力系数下降，阻力系数上升。

3. 升力系数和阻力系数实验结果表明，随着迎角的增大，升力系数逐渐增大，阻力系数逐渐减小。

在低雷诺数条件下，升力系数和阻力系数的变化趋势与高雷诺数条件下基本一致。

六、结论1. 随着迎角的增大，边界层厚度逐渐增加，分离流动现象逐渐明显。

2. 分离点的位置随迎角的增大而向翼尖移动。

3. 升力系数和阻力系数随迎角的增大而发生变化。

七、实验总结本次实验通过改变迎角和雷诺数，研究了机翼的流动特性。

实验结果表明，迎角和雷诺数对机翼的流动特性有显著影响。

实验结果可为飞机设计提供理论依据，有助于优化机翼设计，提高飞机的气动性能。

《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=o ，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。

《空气动力学》课程实验翼型测压与气动特性分析实验报告指导老师：实验时间：实验地点：小组成员：专业：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，并绘制不同攻角下的升力曲线。

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。