4.多管压力计：压力计斜角θ=30o，系数K=1.0。压力计右端第一测压管接试验段壁面测压孔，测量实验段气流静压 ，其液柱长度记为LI；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Li。左端第一测压管测量气流的总压 ，其液柱长度记为LII。
图1：开口风洞实验段
图2：风洞及来流静压测量孔
2.3
1.5
2.1
1.5
CP（上）
2.4
0.2
0
1.8
1.6
0
1.2
0
下截面
2.2
1.7
2.2
2.1
1.6
1.6
2
1.9
CP（下）
1.4
0.4
1.4
1.2
0.2
0.2
1
0.8
8
上截面
2.8
1.6
1.5
2.5
2.4
1.5
2.1
1.6
CP（上）
2.6
0.2
0
2
1.8
0
1.2
0.2
下截面
2
1.7
2
2
1.5
失速：在机翼迎角较小的范围内，升力随着迎角的加大而增大。但是，当迎角加大到某个值时，升力就不再增加了。这时候的迎角叫做临界迎角。当超过临界迎角后，迎角再加大，阻力增加，升力反而减小。这现象就叫做失速。
失速产生的原因：由于迎角的增加，机翼上表面从前缘到最高点压强减小和从最高点到后缘压强增大的情况更加突出。当超过临界迎角以后，气流在流过机翼的上表面时会发生分离，在翼面上产生很大的涡流，见图2。造成阻力增加，升力减小。
1.5
2
1.9
CP（下）
1
0.4
1
1
0
0
1
0.8
10
上截面
2.9
1.6
1.4
2.5
2.3
1.4
2.1
1.4
CP（上）
2.5
0.3
0.0
1.8
1.5
0.0
1.2
0.0
下截面
1.9
1.5
2
2
1.4
1.5
2
1.9
CP（下）
0.8
0.2
1.0
1.0
0.0
0.2
1.0
0.8
12
上截面
3.7
1.6
3.4
3.2
3
(4)
(5)
图3：作用在翼型表面上的压强
由几何关系可知 ， 。由此可得
(6)
(7)
作用在翼型上总的法向力和轴向力可由 和 沿翼型表面积分得到，即
(8)
(9)
把上式化成系数形式，即
(10)
(11)
式中 、 、 表示翼型坐标x、y和翼型上、下表面最大纵坐标相对于弦长b的无量纲量。
实验目的
1.测定一座风洞实验段的速度和压力;
3.8
3.8
3.7
1.8
3.7
2.2
CP（上）
3.4
3.4
3.6
3.6
3.4
0.7
3.4
1.3
下截面
1.4
0.5
0.8
1.1
1.5
1.4
1.7
1.8
CP（下）
0.1
-1.1
-0.7
-0.3
0.3
0.1
0.6
0.7
20
上截面
3.6
3.6
3.7
3.7
3.6
1.9
3.6
2.3
CP（上）
3.7
3.7
3.8
3.8
(11)将风洞壁面测压孔、翼面测压孔与多管压力计的测压管对接好，注意检查导管，不得有破漏或堵塞。记录多管压力计的初始读数。
(12)将模型迎角调节到位并固定，风洞开车，由变频器稳定风速。实验中迎角调节范围为α=-4 o～22o，△α=2 o。
(13)记录数据：在风速稳定和迎角不变时，读取并记录 ；上翼面的 ，下翼面的 。
8.6
8.96
8.96
8.7
测压孔数目
9
10
11
12
13
14
15
16
x位置（mm）
70
80
90
100
110
120
130
140
y位置（mm）
8.24
7.62
6.85
5.97
5
3.93
2.78
1.53
升力和阻力系数确定：
由翼型的压强分布可以确定升力系数和不包括摩擦阻力系数的阻力系数。如图3所示，x为翼弦方向，设x轴和y轴分别平行于机体坐标轴系的xt轴和yt轴，若在翼型上取一微元ds，作用在ds上的压强为p，ds与x轴的夹角为θ，设翼型宽度ds=1，则作用在ds上的垂至于翼弦方向的法向力和平行于翼弦方向的轴向力分别为：
来流风速为：
22.8
1.风洞实验段速度和压力测定实验
实验原始数据就是酒精柱长度测量值，由排管酒精压力计测量，并填于表1。
排管压力计初始读数：2mm
2.翼型低速压强分布测量试验
1)实验结果处理数据
迎角
截面
1
2
3
4
5
6
7
8
-4
上截面
1.2
1.7
1.9
2.1
2.2
1.5
2.3
1.7
CP（上）
-1
0.25
0.75
1.25
1.5
-0.25
1.75
0.25
下截面
1.7
4.4
4.2
4
3.8
1.4
3.3
3.2
CP（下）
0.25
7
6.5
6
5.5
-0.5
4.25
4
0
上截面
3
3.1
3
2.9
2.9
2.8
2.7
1.8
CP（上）
6
6.5
6
5.5
5.5
5
4.5
0
下截面
1.8
2.5
2.7
2.7
1.8
1.7
2.6
2.5
CP（下）
0
3.5
2. 翼型低速压强分布测量试验
实验风速固定、迎角不变时，翼面上第i点的压差为
，(i=0;1,2,3,……)（1）
气流的动压为，
（2）
、 分别为空气密度和压力计工作液酒精密度。
于是，翼面上第i点的压强系数为
（3）
表1：NACA0012翼型测压孔位置参数
测压孔数目
0
1
2
3
4
5
6
7
8
x位置（mm）
0
5
10
图3：翼型测压孔分布
实验步骤
1. 风洞实验段速度和压力测定实验
(1)实验前制定实验步骤，确定数据处理的方法。
(2)在教师指导下把皮托管安装在低速风洞实验段内，皮托管总压孔应对准来流方向，不要偏斜。
(3)用导管连接皮托管和排管压力计，注意检查导管，不得有破漏或堵塞。注意斜管压力计的初始读数。
(4)启动风洞，调节风洞变频器频率（不小于10Hz为宜），记录排管压力计的读数。
下截面
1.5
0.5
0.9
1.2
1.6
1.5
1.8
1.8
CP（下）
0.2
-1.5
-0.8
-0.3
0.3
0.2
0.7
0.7
12
上截面
4.6
4.6
4.6
4.7
4
1.2
4.1
1.5
CP（上）
4.7
4.7
4.7
4.9
3.9
-0.1
4.0
0.3
下截面
1.4
0.5
1.0
1.2
1.5
1.4
1.8
1.9
CP（下）
0.1
下截面
1.9
1.4
2.0
2.0
1.2
1.3
2.2
2.4
CP（下）
0.9
0.1
1.0
1.0
-0.1
0.0
1.3
1.6
16
上截面
3.7
2.4
3.8
3.7
3.6
3.5
3.4
1.4
CP（上）
3.4
1.6
3.6
3.4
3.3
3.1
3.0
0.1
下截面
2.0
1.5
2.1
2.2
1.4
1.5
2.5
2.7
CP（下）
1.0
15
20
30
40
50
60
y位置（mm）
0
4.46
6.01
7.03
7.74
8.6
8.96
8.96
8.7
测压孔数目
9
10
11
12
13
14
15
16
x位置（mm）
70
80
90
100
110
120
130
140
y位置（mm）
8.24
7.62
6.85
5.97
5
3.93
2.78
1.53
3.机翼失速测量试验
图2：飞机失速