低速机翼绕流特性试验指导书与试验报告

1、低速翼型绕流流动特性实验（-）实验目的掌握测压物体表而压力分布的方法，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，作用在下表而的压力要比作用在上表而的压力大，当正迎角不是很小时，作用在下表而上的压力要比未受扰动时的压力大，从而在下表而形成受压而，而上表而则主要受到负压作用，这个压力低于来流压力，从而在上表而形成吸力面，上、下表而的压力差就形成了机翼的升力。翼型表而上各点的压强可通过机翼模型各点的测压孔由连通

2、管接到多管测压计上测量，根据液柱差可算出压强：P=沦hi。p_P一般表示为无因次的压强系数：Cp=:-pv22vx作用在机翼单位展长上的升力&,和阻力（压差阻力）R,可由翼型表面上作用的压力合力求得。Ry-AR=ApL-pyixr/?vwmaxRLWRTEPPZ表示为无量纲的法向力系数和弦向力系数:CN=【(CPL-Cpu)dXCA=jYu(cPf-cPbiYYLYV式中表示无量纲化后的坐标。y=-,为无量纲坐标。Cpu、CPL分别表示翼型上、下表面压强系数。CPf、Cpb分别表示翼型前.后表而压强系数。YtrY公分别表示yumax/b.ylmax/b.为无量纲化后的坐标。当迎角不为零时，升力

3、L是合力RA在垂直于气流方向上的分量，压差阻力D是合力RA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：L=R、Cosa一R*SinaD=RySina+R乂Cosa所以：CL=CNCosaCQiz6?=（7皿+（?0皿（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、大气压计、温度计、多管比压il?及实验模型。实验装置见图lo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f（=Axbxf100%）6%,最大弯度点离开前缘的相对距离x/（二x100%）30%,相对厚度cb图2NACA6321翼型及测压孔

4、分布情况实验模型弦长150mm,展长/=700mmo实验模型翼弦方向与来流方向之间夹角即为迎角s在机翼的中间剖面上，沿翼眩方向在上、下表而各开有12个测压孔，测压孔与机翼表而垂直。各测N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（尸97964多管压力计共有25根m测压管，前而24根用于测量模型表面静压，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尿则表明测到的压力Pi是负值，且，sinAo如果第i根测压管液柱比第25根测压管液柱高度低治则表明测到的压力Pi是正值，且P八Pg=yMsiiM。（四）实验方法与步

5、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a为指泄值。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而初读数。4、按照风洞操作规程启动风洞进行实验。达到指定风速一后，记录各测压笛末读数。5、调节机翼的迎角a,再次记录数拯，直到各迎角下数据均记录完毕。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CpAxCAY曲线，计算升力系数压差阻力系数Coo弁绘制G?a曲线，C袖线。（五）实验数据处理所以有：PLPC =yA/if s inA=y(h Jo)O液柱升高表明该测压点压力 卜？降, sin0和Z,为第 2 5根测压管

6、初读数 和末读设第/?根测压管的初读数为h,末读数为人，则液柱升高H）式中P为第/根测压孔的静压，为来流静压，y为介质重度J数，0为多管压力计的倾斜角度。因此，机翼表而各点的压力系数为：=7 (AB Q (/ 让h 。 ) sin 0由于前缘和后缘无测压点，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：NACA6321,模型弦长b=150mm，展长=700mnio2、记录实验条件数据N大气压强pa=KPa,t=C,多管压力计的倾斜角度0二26。，尸rm计算出大气密度p=4=kg/m33、记录不同迎角下各测压管读数伽、L单位均为cm）,计算各测压孔的静压与来流的静压差M（

7、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?/X(mm)Y(mm)XY13.758?250.0250.05527.5120.050.0831517.2500.115422.520.7050.13853023.10.20.15464524.750?30.165760240?40?1687522.20.50.14899019.350.60?1291010515.750.70051112011?250.80.07512135650.90.041133.75-5.40.025-0.036147.5-6.60.05O0441515-7.350?1-0.0491622.5?7.3505-

8、0.0491730-7.050.2-0.0471845-6.750.3O0451960-6.450.4一0.0432075-5.70.5-0.0382190-4.650.6一0.03122105?3.60.7-0.02423120-2.550.8一0.01724135-1.350.9-0.009,？5表4实验数据表（来流风速jZ丈二m/s）Io迎角Q=迎角。cCp1cAhiCp193567891()11121314151617189202122232425表5实验数据表（来流风速Vx=m/s）?9Io迎角a=迎角a=Cple加Cp1234567891()1112131415161718192021?232425表6实验数据表（来流风速无=nVs）/Io迎角a=迎角a=hiCpCp1234567891()1112131415I6171819202122-V、以压力系数Cp为纵坐标，以X=二为横坐标作不同迎角下的压力系数分布图。以压Y而靠近力系数C7为横坐标，以y=-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、下翼前缘和后缘的若干点的CP值外推出前缘和后缘的cp,从而画成一条封闭曲线。、计算法向力系数和弦向力系数c八。、计算风轴系气动