低速机翼绕流特性实验指导书与实验报告

1、低速翼型绕流流动特性实验（一） 实验目的掌握测定物体表面压力分布的方法，计算机翼升力系数，压差阻力系数,了解低速翼型绕流的流动特性。（二） 实验原理实验在低速风洞中进行。当气流绕过展弦比很大的巨型机翼时，其中间部分的流动可当作二维流动来看待。流体在前驻点处上、下分开，从机翼的上下表面向后流去，当迎角为正时，作用在下表面的压力要比作用在上表面的压力大，当正迎角不是很小时，作用在下表面上的压力要比未受扰动时的压力大，从而在下表面形成受压面，而上表面则主要受到负压作用，这个压力低于来流压力，从而在上表面形成吸力面，上、下表面的压力差就形成了机翼的升力。翼型表面上各点的压强可通过机翼模型各点的测压孔由

2、连通管接到多管测压计上测量，根据液柱差可算出压强：。一般表示为无因次的压强系数：作用在机翼单位展长上的升力和阻力（压差阻力），可由翼型表面上作用的压力合力求得。表示为无量纲的法向力系数和弦向力系数：式中：，表示无量纲化后的坐标。，为无量纲坐标。、分别表示翼型上、下表面压强系数。、分别表示翼型前、后表面压强系数。、分别表示yumax/b、ylmax/b，为无量纲化后的坐标。当迎角不为零时，升力L是合力在垂直于气流方向上的分量，压差阻力D是合力在平行于气流方向上的分量。由体轴系到风轴系的坐标转换公式，可得：所以： (三) 实验仪器设备及实验模型1、 实验仪器设备：HG-1低速风洞及测控系统、大气压

3、计、温度计、多管比压计及实验模型。实验装置见图1。图1 实验装置图2、 实验模型：NACA6321翼型(如图2所示)，该翼型的基本几何特性如下：相对弯度(=100%)6%，最大弯度点离开前缘的相对距离(=100%)30%，相对厚度(=100%)21%。图2 NACA 6321翼型及测压孔分布情况实验模型弦长b=150mm，展长l=700mm。实验模型翼弦方向与来流方向之间夹角即为迎角，在机翼的中间剖面上，沿翼弦方向在上、下表面各开有12个测压孔，测压孔与机翼表面垂直。各测压孔依次连接到多管压力计上，多管压力计的工作介质为水(=9796)多管压力计共有25根测压管，前面24根用于测量模型表面静压

4、，第25根测压管与外界连通。由于此风洞为开口式风洞，来流静压就是大气压。于是，如果第i根测压管液柱比第25根测压管液柱高度高hi，则表明测到的压力Pi是负值，且Pi-P=-hisin。如果第i根测压管液柱比第25根测压管液柱高度低hi，则表明测到的压力Pi是正值，且Pi-P=hisin。 (四) 实验方法与步骤1、 仔细检查各测压管路是否畅通以及是否漏气。2、 调整机翼模型的迎角为指定值。调节多管压力计倾斜角。3、 记录大气压强和温度及各测压管液面初读数。4、 按照风洞操作规程启动风洞进行实验。达到指定风速后，记录各测压管末读数。5、 调节机翼的迎角，再次记录数据，直到各迎角下数据均记录完毕。

5、6、 缓慢增大迎角，观看机翼失速时的压力分布的变化。7、 风洞停车。实验完毕，整理实验数据，绘制， 曲线，计算升力系数，压差阻力系数。并绘制曲线，曲线。(五) 实验数据处理设第i根测压管的初读数为li0，末读数为lie ，则液柱升高lie - li0。液柱升高表明该测压点压力下降，所以有：Pi-P =hisin=( le - l0)-( lie - li0)sin式中：Pi为第i根测压孔的静压，P为来流静压，为介质重度，l0和le为第25根测压管初读数和末读数，为多管压力计的倾斜角度。因此，机翼表面各点的压力系数为： =( le - l0)-( lie - li0)sin/( )由于前缘和后缘

6、无测压点，可分别根据附近若干点压强系数外推出该点压强系数。1、 已知数据翼型型号：NACA 6321 , 模型弦长b=150mm ，展长 = 700mm。2、记录实验条件数据大气压强 KPa，t= ，多管压力计的倾斜角度= 26 °，= 计算出大气密度= kg/m33、 记录不同迎角下各测压管读数（l0、le单位均为cm），计算各测压孔的静压与来流的静压差（单位为cm)，从而计算出各测压点压强系数。表3 有关参数数据表iX(mm)Y(mm)13.758.250.0250.05527.5120.050.0831517.250.10.115422.520.70.150.13853023.

7、10.20.15464524.750.30.165760240.40.1687522.20.50.14899019.350.60.1291010515.750.70.1051112011.250.80.075121356.150.90.041133.75-5.40.025-0.036147.5-6.60.05-0.0441515-7.350.1-0.0491622.5-7.350.15-0.0491730-7.050.2-0.0471845-6.750.3-0.0451960-6.450.4-0.0432075-5.70.5-0.0382190-4.650.6-0.03122105-3.60.

8、7-0.02423120-2.550.8-0.01724135-1.350.9-0.00925表4 实验数据表(来流风速= m/s)il0迎角 °迎角 °lehilehi12345678910111213141516171819202122232425表5 实验数据表(来流风速= m/s)il0迎角 °迎角 °lehilehi12345678910111213141516171819202122232425表6 实验数据表(来流风速= m/s)il0迎角 °迎角 °lehilehi123456789101112131415161718192021222324254、 以压力系数为纵坐标，以为横坐标作不同迎角下的压力系数分布图。以压力系数为横坐标，以为纵坐标作不同迎角下的压力系数分布图。作图时应根据上、下翼面靠近前缘和后缘的若干点的值外推出前缘和后缘的，从而画成一条封闭曲线。5、 计算法向力系数和弦向力系数。6、 计算风轴系气动力系数