量测实验十四 翼型表面压强分布测量实验

《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。

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。

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。

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。

中山大学本科生实验报告书二元机翼表面压力分布的测定院系工学院应用力学与工程系专业班级理论与应用力学10级实验课程实验流体力学姓名程彬学号 10332054实验地点中山大学工学院流体实验室实验时间 2013年 6 月 7 日指导教师苏炜一．实验目的与要求1．了解测定绕流物体表面压力分布的方法；2．测量机翼表面在不同攻角下的压力分布；3．从多管压力计上观察机翼失速时的压力分布状态。

二．实验原理三．实验装置实验模型：NACA0024翼型，弦长b=0.15m，最大厚度c=0.036m，18个测压点。

实验装置示意图见课本第177页图7-29，用两台多管压力计，工作液为纯水。

四．实验步骤1．把模型安装在实验段中，按顺序把机翼上的测压孔一一对应接到多管压力计上，检查各测压软管是否畅通，是否漏气。

2.在实验段中模型上游适当位置安装风速管，并把总、静压孔接到多管压力计上。

3.启动风洞，并调节电机到预定转速（如500转/分）。

4.调节机翼的攻角到预定角度（如α=4º）。

记下各测压管液柱的读数。

5．调大机翼的攻角，观看多管压力计上各管液柱的高度变化（不必记录读数），从而了解机翼失速时的压力分布的变化。

6. 风洞停车，记录室温θa和大气压P a。

五．实验数据处理1．列表计算机翼表面各点处的压力系数Cp。

设第I根测压管的读数为H i，来流静压测压管读数为H∞，所以，机翼表面第I点的压力与来流静压之差为P i－P∞= （H i－H∞）ρ水g同理，来流动压为0.5Pv2＝（P0－P∞）ξ= （H0－H∞）ξρ水g于是，机翼表面第I点的压力系数为Cp i＝（P i－P∞）／0.5Pv2＝（H i－H∞）／（H0－H∞）ξ2．用矢量法表示机翼表面的压力分布。

实验记录与计算表大气压力P a= P a，大气温度θa= 29ºC，大气密度ρ= 1.1571kg/m3ξ=1.004翼型：NACA0024 ，攻角α= 10º（从第一台多管压力计读数） （从第二台多管压力计读数）大气压力P a =P a ，大气温度θa = 29ºC ，大气密度ρ= 1.1571kg/m 3ξ=1.004（从第一台多管压力计读数） （从第二台多管压力计读数） 攻角α=10°和20°曲线图。

绕流机翼表面的压力分布测定一、实验目的（1）学习测量流体绕流机翼时机翼表面压力分布的方法。

（2）测定在不同冲角下机翼的表面压力分布。

二、实验原理将机翼置于均匀定常的气流中，在机翼的表面可以测得其压力分布。

测定实际流体绕机翼的压力分布具有很大的实际意义，因为压力分布反映了机翼的真实绕流特性。

由压力分布曲线可以得到此机翼的升力系数和机翼表面的速度分布。

机翼表面力分布常用无因次压力系数ρC 来表示。

即∞∞∞∞--=-=h h h h V P P C 01212ρρ其中：∞V ─无穷远处流体速度 [m/s] ρ)(20∞∞-=h h V0h ─气流来流总压P 0测量值（表压） [Pa]∞h ─气流来流静压P ∞测量值（表压） [Pa]1h ─机翼表面上某一点压力P 1的测量值（表压） [Pa] ρ─气体的密度 [kg/m 3] 实验条件下的雷诺数为νbV R e ∞=其中：b ─机翼的弦长 [m]ν─气流运动粘性系数 [m/s]ν=μ／ρ对空气 μ=1.72×10-5（1+0.0028t-0.00005t 2） [2m SN ⋅] t 为气流温度 [℃] 三、实验设备四、实验步骤（1）熟悉实验设备各部分的作用与调节方法，记下有关数据。

（2）将多管压力计的水平泡调到中心位置。

检查各压力管内有否气泡，应排出气泡使各压力管的液柱高度齐平。

将单管倾斜压力计的水平泡调到中心，并使液面为零。

（3）将速度测针的测静压的接管通过三通，一端与多管压力计的一支管相连，测得来流静压h ∞；另一端与单管倾斜压力计的（－）端相接，而测针测总压的接管与单管倾斜压力计的（+）端相连，这样测得来流动压（h 0－h ∞）。

（4）将机翼24个测点的测压接管顺次与多管倾斜压力计相接。

（5）开启风机，记下（h 0－h ∞）、h’∞和h’1各值，同时记下多管压力计中通大气管得液面值。

（参考零位值）。

H’∞和h’1与此零位值得差值即为h ∞和h 1。

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。

《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。

风力机空气动力学实验之二翼型压强分布测量实验班级姓名实验日期指导教师南京工业大学机械与动力工程学院2014年11月一、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。

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图11220ρξγφV 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（牛顿/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见，令φ=30°2. 3. 记录多管压力计的液体重度γ，正系数ξ。

NACA 23012型翼型升力实验报告
一、实验任务及要求：
1.测定在不同冲角下，翼型表面压强分布，测定翼型尾迹中的
速度分布。

2.计算翼型的升力系数。

3.了解风洞设备及试验用模型的构造。

二、实验设备：
大气压计、温度计、多管比压计、梳型管、NACA 23012翼型（弦长b=200mm展长=275mm）
三、实验方法简述：
1.开机前检查测压管与接头之间是否正确连接，∆h∞的U形
管水面是否在同一个高度。

2.开机后分别测量在α=0o、30、6o、9o下的h∞、∆h∞、h i
3.以大气压为基准面，测量各管水面高度
四、实验数据处理及计算：
表4-1 试验相关参数记录
表4-2 实验测量数据
P i= ρg∆h i
P i’ =p i −p∞
1
ρu∞2
2
五、附图：
（附图5-1）
（附图5-2）
（附图5-3）
（附图5-4）
(Cy为曲线围成的面积，由origin软件积分得)
（附图5-5）
六、结论与小结：
1、由附图1~4 可看出这种翼型由于流线型设计使得上下表面存在压力
差，从而产生升力。

2、由附图5得到，在小冲角时，升力系数近似于冲角成正比关系，并与
理论曲线拟合得较好。

在冲角偏大时（本图中大于3度）升力系数不
再上升，甚至下降。

主要原因是由于大冲角情形时，使得翼型弓角偏
大，而在翼尾产生边界层分离，从而在尾迹区产生涡流；另一方面，
过大的冲角会形成较大的迎风截面，导致阻力过大。

因此，机翼在流
场中，冲角不宜过大，。