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。
3.7
0.8
3.7
1.5
下截面
1.5
0.3
0.7
0.9
1.3
1.4
1.7
1.8
CP（下）
0.2
-1.8
-1.2
-0.8
-0.2
0.0
0.5
0.7
迎角
截面
9
10
11
12
13
14
15
16
-4
上截面
2.2
1.8
1.6
2.2
2.2
1.6
2
1.7
CP（上）
1.5
0.5
0
1.5
1.5
0
1
0.25
下截面
3
1.8
2.5
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
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
2.用多管压力计测出翼型表面压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图;
3.定量了解翼型压强分布随迎角变化的趋势;
4.用多管压力计测出不同迎角下翼型表面的压强分布，并用坐标法绘出翼型的升力系数随迎角的分布曲线，确定NACA0012翼型的临界失速迎角。
实验装置
1.风洞：低速吹气式二元风洞。实验段为矩形截面，高0.5米，宽0.2米。实验风速≤30米/秒。(见图1)；
1.4
2.7
1.4
CP（上）
3.4
0.4
3.0
2.7
2.4
0.1
2.0
0.1
下截面
2.0
1.5
2.0
2.0
1.4
1.4
2.0
2.1
CP（下）
1.0
0.3
1.0
1.0
0.1
0.1
1.0
1.1
14
上截面
3.7
2.4
3.7
3.4
3.3
3.1
3.1
1.3
CP（上）
3.4
1.6
3.4
3.0
2.9
2.6
2.6
0.0
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
2.翼型低速压强分布测量试验
(5)在教师指导下将压力计底座调为水平，再调节液壶面高度使测压管液面与刻度“0”平齐，斜角θ=30o。
(6)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。
(7)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=-4o～4o，△α=4o。
2.皮托管，修正系数k（已知修正系数），排管压力计，其修正系数为1，工作液为酒精，比重取0.8，斜角为30°。
3.实验模型：NACA0012翼型，弦长0.15米，展长0.2米，安装于风洞两侧壁间。模型表面的测压孔，前缘孔编号i=0，上、下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为i=1、2、3……16。I<4, 测压孔间距为5毫米，i>4，间距为10毫米。(见图2)
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
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。-Biblioteka .1-0.4-0.1
0.3
0.1
0.7
0.9
14
上截面
3.7
3.8
3.8
3.8
3.7
1.8
3.7
2.2
CP（上）
3.4
3.6
3.6
3.6
3.4
0.7
3.4
1.3
下截面
1.3
0.4
0.8
1.1
1.5
1.3
1.7
1.8
CP（下）
0.0
-1.3
-0.7
-0.3
0.3
0.0
0.6
0.7
16
上截面
3.7
3.7
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
(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=-4o～22o，△α=2o。
(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 。
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）
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
15
20
30
40
50
60
y位置（mm）
0
4.46
6.01
7.03
7.74
(14)关闭风洞，记录实验室的大气参数和压力计工作液酒精密度：大气压 ，温度 ， 。
(15)整理仪器，实验数据交老师签字后离开实验室。
实验结果
实验条件原始数据
Pa=769（毫米汞柱）, ta=13.5?C
其中空气密度 有下式计算：
3.1467
LII=2.0（毫米酒精柱）, LI=1.4（毫米酒精柱）（迎角??10°）
8.6
8.96
8.96
8.7
测压孔数目
9
10