计算出大气密度 =kg/m3
2、记录不同迎角下各测压管读数(单位cm)，计算各测压孔的静压与来流的静压差 ，从而计算出各测压点压强系数
表3实验数据表(来流风速 = 20m/s，迎角 4°)
i
Y(mm)
i
Y(mm)
1
3.75
8.25
0.025
0.055
13
3.75
-5.4
0.025
-0.036
2
7.5
18
45
-6.75
0.3
-0.045
7
60
24
0.4
0.16
19
60
-6.45
0.4
-0.043
8
75
22.2
0.5
0.148
20
75
-5.7
0.5
-0.038
9
90
19.35
0.6
0.129
21
90
-4.65
0.6
-0.031
10
105
15.75
0.7
0.105
22
105
-3.6
0.7
-0.024
5、调节机翼的迎角α，再次记录数据，直到各迎角下数据均记录完毕。
6、如果需要测定其它风速下的气动力数据，回到步骤4继续进行实验。
7、缓慢增大迎角，观看机翼失速时的压力分布的变化。
8、风洞停车。
9、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 ～α曲线， ～α曲线。
用图解法计算机翼上表面压力系数 曲线与 轴围成的面积减去机翼下表面压力系数 曲线与 轴围成的面积，两面积之差就是法向力系数 。而弦向力系数 的数值等于 曲线与 轴所围的面积减去 曲线与 轴所围的面积之差。
（°）
0
4
8
6、计算风轴系气动力系数 和 。
（°）
0
4
8
（六）、思考题
1、在压力分布图上是否必有 =1的测压点？为什么？是否有>+1？
11
120
11.25
0.8
0.075
23
120
-2.55
0.8
-0.017
12
135
6.15
0.9
0.041
24
135
-1.35
0.9
-0.009
实验数据表（来流风速 ）
i
迎角
迎角
迎角
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
23
24
25
26
4、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。
翼型可在最大厚度点作翼弦的垂线，将翼型分为前段（靠近前缘部分）及后段（靠近后缘部分）。
由翼型前段表面和后段表面纵向（Y方向）压强分布，可求出翼型的压差阻力。
取dY微段翼型，所对应前段及后段的表面弧长分别为 ，其上压强分别为 及 。
该微段翼型上的合力X向量为：
由几何关系，可知
积分限yumax、ylmax为最大厚度处的上、下表面的纵向坐标。
类似地，弦向力系数表示为
式中： ，为无量纲坐标。 、 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。
的数值等于 （Y）曲线与Y轴所围的面积减去 （Y）曲线与Y轴所围的面积之差。
当翼型的迎角α=0时，上述法为零时，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(如图4所示)。由体轴系到风轴系的坐标转换公式，可得：
因此，机翼表面各点的压力系数为：
=γ[(le-l0)-(lie-li0)]sinβ/( )
由于前缘和后缘无测压点，应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β=°，γ=
所以：
升力系数及压差阻力系数确定后，升力及压差阻力可按下式计算：
在实际流体中，由于流体具有粘性，故流体与物面摩擦还将引起摩擦阻力。翼型的压差阻力与摩擦阻力之和，称为翼型的型阻。翼型型阻的测定，可用气动力天平测量，也可通过测量翼型尾迹（尾流）中动压的损失来测定翼型的型阻。
1、实验模型：NACA6321翼型，
(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∞=γΔhisinβ=γ[(le-l0)-(lie-li0)]sinβ
式中：Pi为第i根测压孔的静压，P∞为来流静压，γ为介质重度，l0和le为第25根测压管初读数和末读数，β为多管压力计的倾斜角度。
一般表示为无因次的压强系数
式中 和 表示来流的均匀压强和速度。
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。
由几何关系，可知
表示为无量纲的法向力系数
式中： ，表示无量纲化后的坐标。 、 分别表示翼型上、下表面压强系数。
由此可见，法向力系数 的值即为 曲线与X轴所围的面积减去 曲线与X轴所围的面积之差。
12
0.05
0.08
14
7.5
-6.6
0.05
-0.044
3
15
17.25
0.1
0.115
15
15
-7.35
0.1
-0.049
4
22.5
20.7
0.15
0.138
16
22.5
-7.35
0.15
-0.049
5
30
23.1
0.2
0.154
17
30
-7.05
0.2
-0.047
6
45
24.75
0.3
0.165
(四) 实验方法与步骤
1、熟悉实验设备及模型，了解模型测压孔号与压力计的测压管号之间的对应关系。同时，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α为指定值。调节多管压力计倾斜角β，并使第25根测压管液面与刻度线“0”基本齐平。
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。
低速机翼绕流气动特性实验
（一）实验目的
1、了解测定物体表面压力分布的方法。
2、测定在不同的迎角下，机翼表面的压强分布。
3、从多管压力计上观察机翼失速时的压力分布状态。
4、计算机翼的升力系数，压差阻力系数。
5、了解低速风洞及测试设备，了解翼型的基本几何特性及实验用模型的构造。
（二）实验原理
实验是在低速风洞中进行的，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。翼型表面上各点的压强是不相等的，压强通过机翼模型各点的测压孔由连通管接到多管测压计上测量，根据液柱差可算出压强。
图6 NACA 6321翼型及测压孔分布情况
实验模型弦长b=150mm，展长l=700mm。实验模型安装在风洞实验段，翼弦方向与来流方向之间夹角即为迎角α，可通过迎角机构改变迎角α。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(其坐标分别见表1、表2)，测压孔与机翼表面垂直。各测压孔由埋在机翼模型中间的铜管通到模型外面，再用塑料管依次接到多管压力计上，多管压力计的倾斜角度β可调，以便提高读数精度，多管压力计的工作介质为水(γ=9796 )或酒精(γ=8730～9030 )，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，第25根测压管通大气。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Δhi，则表明测到的压力Pi是负值，且Pi-P∞=-γΔhisinβ。如果第i根测压管液柱比第25根测压管液柱高度低Δhi，则表明测到的压力Pi是正值，且Pi-P∞=γΔhisinβ。
2、升力系数 随迎角 是否呈直线变化？如果是，其斜率是多少？
3、你认为实验中存在什么问题，应怎样改进？谈谈本次实验的体会。