風(fēng)洞試驗(yàn)基礎(chǔ)論文sj

1、翼型低速壓強(qiáng)分布與機(jī)翼失速測量實(shí)驗(yàn)單杰飛設(shè)9209174032摘要：用多管壓力計(jì)測出不同迎角下翼型表面壓強(qiáng)分布，并用坐標(biāo)法繪出翼型壓強(qiáng)系數(shù)的分布圖及升力系數(shù)隨迎角變化的關(guān)系曲線。背景介紹通過風(fēng)洞試驗(yàn)測量航空器的氣動力系數(shù)是航空器設(shè)計(jì)過程中的一項(xiàng)基本且重要的內(nèi)容，對于航空器的設(shè)計(jì)具有重要的指導(dǎo)意義，是航空器能夠安全飛行的重要保證。確定升力系數(shù)，阻力系數(shù)是確定飛機(jī)的起飛重量，選擇合適的發(fā)動機(jī)的前提。飛機(jī)失速是飛機(jī)飛行過程中非常危險的狀態(tài)，而確定失速迎角后，就可以限制飛機(jī)在失速迎角內(nèi)，保證飛行安全。本實(shí)驗(yàn)通過風(fēng)動試驗(yàn)測量不同迎角下NACA0012翼型表面的壓強(qiáng)系數(shù)分布，并由壓強(qiáng)系數(shù)分布計(jì)算出升力系數(shù)

2、和阻力系數(shù)，從而繪出升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角的變化關(guān)系曲線。實(shí)驗(yàn)儀器低速吹氣式二元風(fēng)動，風(fēng)速14.43m/s.圖1 實(shí)驗(yàn)風(fēng)洞及靜壓測量孔NACA0012翼型，弦長0.15m,展長0.2m。模型表面的測壓孔分布如圖2。采用多管壓力計(jì)測量壓強(qiáng)，壓力計(jì)斜角=30度，系數(shù)K=1.0圖2 翼型測壓孔分布運(yùn)動粘度=14.8x106m2/s,d=0.15m.雷諾數(shù)Re=Vd/=1.46x105.結(jié)果討論實(shí)驗(yàn)原理實(shí)驗(yàn)風(fēng)速固定、迎角不變時，翼面上第i點(diǎn)的壓差為，(i=0;1,2,3,) （1）氣流的動壓為， （2）、分別為空氣密度和壓力計(jì)工作液酒精密度。于是，翼面上第i點(diǎn)的壓強(qiáng)系數(shù)為 （3）升力系數(shù)，阻力系數(shù)的

3、計(jì)算 (4) (5)式中、表示翼型坐標(biāo)x、y和翼型上、下表面最大縱坐標(biāo)相對于弦長b的無量綱量。進(jìn)行坐標(biāo)裝換后有Cl=Cycos()-Cxsin() (6)Cd=Cxcos()+Cysin() (7)實(shí)驗(yàn)條件原始數(shù)據(jù)大氣壓強(qiáng)Pa=760mmHg,實(shí)驗(yàn)室溫度ta=14.2攝氏度，空氣密度=1.229Kg/m3。計(jì)算出各迎角下的壓強(qiáng)系數(shù)分布后，經(jīng)過三次樣條曲線插值，繪出的壓強(qiáng)系數(shù)分布圖如圖3 圖3 不同迎角下壓強(qiáng)系數(shù)的分布圖（第一,二幅圖中上面的曲線為下表面壓強(qiáng)系數(shù)，下面的曲線為上表面壓強(qiáng)系數(shù)；其余的圖中相反） 由上圖可知：（1） 迎角為負(fù)值時，產(chǎn)生向下的力；迎角為正時，產(chǎn)生向上的升力；迎角為0時，

4、y方向的力很小，理論上對于NACA0012這樣的對稱翼型來說，迎角為0時，不會產(chǎn)生y方向的力。（2） 在010度內(nèi)，隨迎角增大，壓強(qiáng)系數(shù)曲線變化越來越劇烈，在前緣附近逐漸出現(xiàn)壓力峰。超過10度之后，壓強(qiáng)系數(shù)曲線趨于平緩，前緣附近的壓力峰也逐漸消失。（3） 在010度內(nèi)，隨迎角增大，兩條曲線所包圍的面積逐漸增大，超過10度后，兩條曲線包圍的面積減小。升力系數(shù)，阻力系數(shù)隨迎角變化曲線如圖4，圖5所示圖4 升力系數(shù)隨迎角變化曲線圖5 阻力系數(shù)隨迎角變化曲線圖由上面二圖可知：（1） 在0-10度內(nèi)，升力系數(shù)逐漸增大，超過10度后，升力系數(shù)開始迅速減小。（2） 在0-10度內(nèi)，阻力系數(shù)基本呈下降趨勢，超0過10度后，阻力系數(shù)急劇增加。（3） 該NACA0012翼型的失速迎角為10度。結(jié)論 迎角對升力系數(shù)，阻力系數(shù)有很大的影響，在失速迎角之前，升力系數(shù)隨迎角增大而增大，升阻比增大，氣動性能良好；在失速迎角之后，升力系