空动实验报告_测定翼型上的压强分布-思考题

【北航流体力学实验报告思考题全解答】（雷诺实验、不可压缩流体定常流动量定律实验、不可压缩流体定常流动能量方程实验）BUAA39051222搜集不可压缩流体恒定流能量方程实验1.测压管水头线和总水头线的变化趋势有何不同？为什么？测压管水头线（P-P）沿程可升可降，线坡J P可正可负。

而总水头线（E-E）沿程只降不升，线坡J 恒为正，即J>0。

这是因为水在流动过程中，依据一定边界条件，动能和势能可相互转换。

测点5至测点7，管收缩，部分势能转换成动能，测压管水头线降低，Jp>0。

测点7至测点9，管渐扩，部分动能又转换成势能，测压管水头线升高，J P<0。

而据能量方程E1=E2+h w1-2, h w1-2为损失能量，是不可逆的，即恒有h w1-2>0，故E2恒小于E1，（E-E）线不可能回升。

(E-E) 线下降的坡度越大，即J越大，表明单位流程上的水头损失越大，如图2.3的渐扩段和阀门等处，表明有较大的局部水头损失存在。

2.流量增加，测压管水头线有何变化？为什么？有如下二个变化：（1）流量增加，测压管水头线（P-P）总降落趋势更显著。

这是因为测压管水头，任一断面起始时的总水头E及管道过流断面面积A为定值时，Q增大，就增大，则必减小。

而且随流量的增加阻力损失亦增大，管道任一过水断面上的总水头E相应减小，故的减小更加显著。

（2）测压管水头线（P-P）的起落变化更为显著。

因为对于两个不同直径的相应过水断面有式中为两个断面之间的损失系数。

管中水流为紊流时，接近于常数，又管道断面为定值，故Q增大，H亦增大，（P-P）线的起落变化就更为显著。

3.测点2、3和测点10、11的测压管读数分别说明了什么问题？测点2、3位于均匀流断面（图2.2），测点高差0.7cm，H P=均为37.1cm（偶有毛细影响相差0.1mm），表明均匀流同断面上，其动水压强按静水压强规律分布。

测点10、11在弯管的急变流断面上，测压管水头差为7.3cm，表明急变流断面上离心惯性力对测压管水头影响很大。

《测定翼型上的压强分布实验》实验指导书空气动力学与风洞实验室2007年6月测定翼型上的压强分布实验一、实验目的：1熟悉测定物体表面压强分布的方法 2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布二、基本原理：测定物体表面压强分布的意义有以下几方面；首先有了压强分布图，就知道了物体上各部分的载荷分布，这是强度设计时的基本数据，其次，这又有助于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，不便函于装置天平），全靠压强分布图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，只是把多管子装在同一架子上而已，这样就可同时看出很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。

通常压强分布都以一无量纲系数表示，其定义为：P P P V h h i i i k =-=⋅∞1212ρξ∆∆ （1） P ∞——来流的静压。

122ρV ——来流的动压。

接多管压力计上各相应支管 图1实验时，模型安装如图所示，风速管的静压孔、总压孔、以及翼面上各测点的静压孔，分别用橡皮管连到多管压力计上。

于是，P P h h i k -=-∞γφ()s i n 01220ρξγφV h h k =-()s i n h i ——为多管压力计上翼面上各静压管的液柱高度。

h 0——为多管压力计上风速管静压管的液柱高度。

h k ——为多管压力计上风速管总压管的液柱高度。

ξ——为风速管修正系数。

γ——为多管压力计所使用的液体重度（公斤/米3）。

φ——为多管压力计的倾斜角。

翼面上各测点的压强分布：P P P V h h i i i k =-=⋅∞1212ρξ∆∆三、实验步骤：1. 调节多管压力计的倾斜角φ起见，令φ=30° 2. 3. 记录多管压力计的液体重度γ管修正系数ξ。

《测定翼型上的压强分布实验》实验指导书空气动力学与风洞实验室2007年6月测定翼型上的压强分布实验一、实验目的：1熟悉测定物体表面压强分布的方法 2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布二、基本原理：测定物体表面压强分布的意义有以下几方面；首先有了压强分布图，就知道了物体上各部分的载荷分布，这是强度设计时的基本数据，其次，这又有助于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，不便函于装置天平），全靠压强分布图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，只是把多管子装在同一架子上而已，这样就可同时看出很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。

通常压强分布都以一无量纲系数表示，其定义为：P P P V h h i i i k =-=⋅∞1212ρξ∆∆ （1） P ∞——来流的静压。

122ρV ——来流的动压。

接多管压力计上各相应支管 图1实验时，模型安装如图所示，风速管的静压孔、总压孔、以及翼面上各测点的静压孔，分别用橡皮管连到多管压力计上。

于是，P P h h i k -=-∞γφ()s i n 01220ρξγφV h h k =-()s i n h i ——为多管压力计上翼面上各静压管的液柱高度。

h 0——为多管压力计上风速管静压管的液柱高度。

h k ——为多管压力计上风速管总压管的液柱高度。

ξ——为风速管修正系数。

γ——为多管压力计所使用的液体重度（公斤/米3）。

φ——为多管压力计的倾斜角。

翼面上各测点的压强分布：P P P V h h i i i k =-=⋅∞1212ρξ∆∆三、实验步骤：1. 调节多管压力计的倾斜角φ起见，令φ=30° 2. 3. 记录多管压力计的液体重度γ管修正系数ξ。

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）。

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。

翼型表面压强分布（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； 2 小型风洞，NACA23015型二元翼型，多通道扫描装置。

（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：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.。

气动台中使用的NACA0021型二元翼型，其弦长C=100mm 。

对于这两种翼型，测压孔的位置标示相同，参见开孔测点示意图（图2）以及各个测点具体位置，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翼型示意图上测点12345678α1 2 34 56 7 89 1011 12 13 14 x y表 面x/c y/c s/s 0 0 0 0 0.05 0.06 0.04 0.1 0.076 0.066 0.2 0.095 0.115 0.3 0.10.184 0.7 0.050.352 0.95 0.01 0.48 1 0 0.505 下 表 面测点14 13 12 11 10 9x/c y/c s/s 00.05-0.039 -0.969 0.1-0.052 0.942 0.2-0.062 0.892 0.3-0.057 0.8440.7-0.014 0.650.95-0.008 0.63表 1 测孔位置表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）。

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。

3.10 机翼表面压强分布测定实验一、实验目的：1.了解低速风洞及空气动力学测压测速仪器的构造、原理和使用方法。

2.测定机翼表面的压强分布及最大升力角。

二、实验设备介绍：1、低速风洞图 10-1在流体力学实验中，风洞是最基本、最重要的设备之一。

在风洞中能人为控制实验条件，便于安装各种试验模型及测量仪器，准确地测定各种所需的气动力参数，因此在空气动力学研究中得到广泛应用。

本实验所用的回流式风洞（如图10－1所示）可视为能产生符合一定气流要求的闭口大管道。

气流是由可调速的电动机带动风扇推动的。

在风扇前后装有整流叶片和顺直器以使气流减少扭曲与旋转分量，再经过扩张段降速与转角导流片引导流向整流网。

降速的目的是为了减少动能损失，整流网的作用是将气流经过转角导流片及沿途引起的大旋涡被分割成小旋涡。

流过整流网的气流通过收缩段后到达试验段。

收缩段的目的是使气流从整流网到试验段作连续地加速并改善气流的品质，使试验段中的流场达到均匀稳定。

试验段是安装试验模型和测量仪器的工作部位，试验段中的气流参数是表征风洞性能和规格的主要指标。

从试验段流出的气流经扩压后回到风扇段。

2、测速管测速管由总压管与静压管组合而成，如图10－2所示。

将两管所感受到总压和静压引入测压计可计算、转换为被测气流的速度。

3、倾斜式微压力计在测量二个相差不多的压强时，为提高测量的精确度常采用倾斜式微压力计（见图9－3）。

在贮液杯上接高压强，在斜管上接低压强。

当贮液杯中液面下降时，斜管中液面读数相应上升刻度。

根据压强公式1p 2p h Δl ()()12()sin sin /m m m p p p g h h g l h g h l l K ρραραΔ=−=+Δ=+Δ=+Δ=l式中Δ为压强差，为斜管读数，p l K 为微压力计的修正系数()sin /m K g h ρα=+Δlm ρ为测压计中液体密度，α为斜管倾斜角，/h l Δ由斜管与贮液杯的截面面积比决定。

【北航流体力学实验报告思考题全解答】（雷诺实验、不可压缩流体定常流动量定律实验、不可压缩流体定常流动能量方程实验）BUAA搜集不可压缩流体恒定流能量方程实验1.测压管水头线和总水头线的变化趋势有何不同为什么测压管水头线（P-P）沿程可升可降，线坡JP可正可负。

而总水头线（E-E）沿程只降不升，线坡J 恒为正，即J>0。

这是因为水在流动过程中，依据一定边界条件，动能和势能可相互转换。

测点5至测点7，管收缩，部分势能转换成动能，测压管水头线降低，Jp>0。

测点7至测点9，管渐扩，部分动能又转换成势能，测压管水头线升高，JP <0。

而据能量方程E1=E2+hw1-2, hw1-2为损失能量，是不可逆的，即恒有hw1-2>0，故E2恒小于E1，（E-E）线不可能回升。

(E-E) 线下降的坡度越大，即J越大，表明单位流程上的水头损失越大，如图的渐扩段和阀门等处，表明有较大的局部水头损失存在。

2.流量增加，测压管水头线有何变化为什么有如下二个变化：（1）流量增加，测压管水头线（P-P）总降落趋势更显着。

这是因为测压管水头，任一断面起始时的总水头E及管道过流断面面积A为定值时，Q增大，就增大，则必减小。

而且随流量的增加阻力损失亦增大，管道任一过水断面上的总水头E相应减小，故的减小更加显着。

（2）测压管水头线（P-P）的起落变化更为显着。

因为对于两个不同直径的相应过水断面有式中为两个断面之间的损失系数。

管中水流为紊流时，接近于常数，又管道断面为定值，故Q增大，H亦增大，（P-P）线的起落变化就更为显着。

3.测点2、3和测点10、11的测压管读数分别说明了什么问题测点2、3位于均匀流断面（图），测点高差，HP=均为（偶有毛细影响相差），表明均匀流同断面上，其动水压强按静水压强规律分布。

测点10、11在弯管的急变流断面上，测压管水头差为，表明急变流断面上离心惯性力对测压管水头影响很大。

由于能量方程推导时的限制条件之一是“质量力只有重力”，而在急变流断面上其质量力，除重力外，尚有离心惯性力，故急变流断面不能选作能量方程的计算断面。