空气动力学实验之
二元翼型测压实验
班级
姓名
实验日期
指导教师
一、实验目的
1.了解低速风动的基本结构和熟悉风洞实验的基本原理。

2.熟悉测定物体表面压强分布的方法。

3.复习巩固空气动力学的相关知识。

3.测定NACA0012翼型的压力分布并计算其升力系数Cy ，掌握获得机翼气动特性曲线的实验方法。

二、实验设备及工作原理简介 1.测定翼型表面压力
在翼型表面上各测点垂直钻一小孔，各孔成锯齿状分布，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一伸出物体外，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，上表面为1号-14号，下表面为15号-27号，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。

2.压力系数的计算
通过测压，可以得到翼型在给定迎角下的压力分布，（采用无黏流理论）根据伯努利方程：
2
22
121∞∞+=+v p v p i ρρ 可得压力系数q
p p C p ∞-=
,其中2
2
1∞∞=v q ρ 本实验利用水排测压得
h g p p p ∆=-=∆∞ρ
3.升力系数计算
根据计算得出压力系数Cp,利用Matlab做出压力系数Cp与测压点分布位移X的图像，并分别拟合上下表面的压力分布曲线，通过对上下表面的压力分布曲线的所夹面积进行积分，其值除以弦长L可得出翼型的升力系数Cy。

在不同的迎角α下，可分别求出翼型的升力系数，由此绘制翼型NACA0012的升力系数分布图，再与标准升力系数图比较，分析实验结果。

三．实验步骤
1.检查实验设备并进行人员分工。

2.记录实验环境下的温度与大气压。

3.安装翼型模型，并调整迎角为
︒0。

4.调整多管压力计液柱的高低，记下初读数0
h。

5.开风洞调到所需的风速,本实验对应的来流风速为25m/s。

6.当多管压力计稳定后，记下液柱末读数i
h。

7.关闭风机等待测压液柱回复，依次将翼型迎角调整到
︒
1︒
3︒
5和︒
7重复实验。

8. 关闭风洞，整理实验场地，将记录交老师检查。

9. 整理实验数据，写好实验报告。

四．实验数据及处理
1.实验环境数据：
实验室温度（C︒）大气压强（Pa）空气密度（kg/3m）
12 98010 1.225
上表面：
NO. 1 2 3 4 5 6 7 X 0.00 2.00 4.00 8.00 14.00 20.00 32.00 X/L 0.00 0.02 0.03 0.07 0.12 0.17 0.27
8 9 10 11 12 13 14 44.00 56.00 68.00 80.00 92.00 104.00 116.00 0.37 0.47 0.57 0.67 0.77 0.87 0.97
下表面：
NO. 15 16 17 18 19 20 21 X 113.00 101.00 95.00 83.00 71.00 53.00 41.00 X/L 0.94 0.84 0.79 0.69 0.59 0.44 0.34
22 23 24 25 26 27 29.00 17.00 11.00 5.00 3.00 1.00
0.24 0.14 0.09 0.04 0.03 0.01 3.实验记录数据
五.实验结果
1.实验数据处理
利用Matlab中积分函数根据拟合曲线所得函数进行积分运算，得出翼型在不同迎角下的升力系数：
迎角α0度1度3度5度7度
0.0134 0.2151 0.4028 0.5554 0.7445 升力系数
Cl
2.出升力线图（下一页）
3.实验结果比较
有薄翼型理论得到的翼型气动特性，对称翼型NACA0012有：
πα
2
=
c
l
可得：
迎角α0度1度3度5度7度
升力系数
0.00 0.1097 0.3289 0.5483 0.7676
Cl
通过数据对比发现，除了1角度和3角度为跳点误差较大外，其他点符合较好。

六.实验总结
实验误差原因：
1.实验设备（低速风洞）及实验模型（二维翼型）造成的误差。

2.实验时实验人员的读数，以及翼型迎角固定产生的误差。

3.处理数据时使用的软件拟合曲线进行积分所引起的误差。