风洞试验基础论文--sj.doc

翼型低速压强分布与机翼失速测量实验单杰飞设9209174032摘要：用多管压力计测出不同迎角下翼型表面压强分布，并用坐标法绘出翼型压强系数的分布图及升力系数随迎角变化的关系曲线。背景介绍通过风洞试验测量航空器的气动力系数是航空器设计过程中的一项基本且重要的内容，对于航空器的设计具有重要的指导意义，是航空器能够安全飞行的重要保证。确定升力系数，阻力系数是确定飞机的起飞重量，选择合适的发动机的前提。飞机失速是飞机飞行过程中非常危险的状态，而确定失速迎角后，就可以限制飞机在失速迎角内，保证飞行安全。本实验通过风动试验测量不同迎角下NACA0012翼型表面的压强系数分布，并由压强系数分布计算出升力系数和阻力系数，从而绘出升力系数和阻力系数随迎角的变化关系曲线。实验仪器低速吹气式二元风动，风速14.43m/s.图1 实验风洞及静压测量孔NACA0012翼型，弦长0.15m,展长0.2m。模型表面的测压孔分布如图2。采用多管压力计测量压强，压力计斜角=30度，系数K=1.0图2 翼型测压孔分布运动粘度=14.8x106m2/s,d=0.15m.雷诺数Re=Vd/=1.46x105.结果讨论实验原理实验风速固定、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）升力系数，阻力系数的计算 (4) (5)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。进行坐标装换后有Cl=Cycos()-Cxsin() (6)Cd=Cxcos()+Cysin() (7)实验条件原始数据大气压强Pa=760mmHg,实验室温度ta=14.2摄氏度，空气密度=1.229Kg/m3。计算出各迎角下的压强系数分布后，经过三次样条曲线插值，绘出的压强系数分布图如图3 图3 不同迎角下压强系数的分布图（第一,二幅图中上面的曲线为下表面压强系数，下面的曲线为上表面压强系数；其余的图中相反） 由上图可知：（1） 迎角为负值时，产生向下的力；迎角为正时，产生向上的升力；迎角为0时，y方向的力很小，理论上对于NACA0012这样的对称翼型来说，迎角为0时，不会产生y方向的力。（2） 在010度内，随迎角增大，压强系数曲线变化越来越剧烈，在前缘附近逐渐出现压力峰。超过10度之后，压强系数曲线趋于平缓，前缘附近的压力峰也逐渐消失。（3） 在010度内，随迎角增大，两条曲线所包围的面积逐渐增大，超过10度后，两条曲线包围的面积减小。升力系数，阻力系数随迎角变化曲线如图4，图5所示图4 升力系数随迎角变化曲线图5 阻力系数随迎角变化曲线图由上面二图可知：（1） 在0-10度内，升力系数逐渐增大，超过10度后，升力系数开始迅速减小。（2） 在0-10度内，阻力系数基本呈下降趋势，超0过10度后，阻力系数急剧增加。（3） 该NACA0012翼型的失速迎角为10度。结论 迎角对升力系数，阻力系数有很大的影响，在失速迎角之前，升力系数随迎角增大而增大，升阻比增大，气动性能良好；在失速迎角之后，升力系