实验3：测量空气绕二元机翼(简称翼型)的压力分布实验指导书 1实验的目的
模型的测力实验只能给出作用在模型上的总空气动力及力矩。压力分布实验是测量机翼、机身、尾翼等部件表面上的压力分布。其实验目的是： （1）、为飞机强度计算提供气动载荷分布的原始数据； （2）、计算作用在翼型或机翼上的升力和压差阻力； （3）、确定模型表面上的最小压力点的位置及该点压强的大小。从而可确定出最大速度点的位置和速度的大小，由此可近似计算出高亚音速时飞机的临界马赫数。 （4）、确定翼面上附面层转捩点和分离点的位置，从而可大致确定模型表面附面层的状态。 （5）、可以计算压力中心的位置
2实验设备 2.1风洞
CAFC 1.4×1m 风洞是一座单回流式闭口低速风洞，实验段切面为切角矩形。风洞总长为23.4米、宽为7.9米，回路轴线长度为51.8米、中心线标高1.85米。实验段的主要几何参数为：长×宽×高＝3米×1.4米×1米，实验段中心至实验段入口距离为1.4米，下转盘直径1.16米，实验段的有效横切面积为1.32米2。风洞动力风扇电机功率75千瓦。实验稳定风速5～50米/秒。 2.2实验模型
在低速风洞中测量压力分布的模型一般都是木质的，在模型的适当位置钻若干个测压孔，每个测压孔所感受的压强通过传压管分别与多管压力计相连，这样就可以测出模型表面的压强分布。二元翼型的传压管由模型的一端引出风洞，如附图3-1所示。
测压孔的数目应在保证由压力分布所计算的空气动力系数有适当的精度的情况下尽量减少，一般不采用均匀分布，在压强变化剧烈的地方，测压孔应布置得密一些，而压强变化平缓的地方测压孔布置稀一些。对于二元翼型压力分布实验，测压孔沿翼型弦线方向的分布一般采用下面的数据：
0.30，0.40，0.50，0.60，0.70，0.75，0.80，0.90，0.95，0.100（后缘）。 为了由压强分布求出的空气动力系数比较准确，在前后缘和上下表面最大厚度的地方最好都布置上测压孔口。 2.3压力计
多管压力计两台，内装工业酒精，量程0～1.5米，精确到1毫米。每台可测70个点，每次可测量140个点的压力。杯式斜管压力计一台，可倾斜30o、45o、60o，量程0～230毫米，精度1毫米，用于监视和测量来流速压。尾流测量耙一个，共60个探测管，其中两根静压探测管，用于测量翼型尾流。 2.4控制设备
测压模型的姿态控制采用α、β机构的α、β控制器进行脱机手动控制。 3实验内容和方法 3.1实验内容
从小迎角到失速迎角的范围、以给定的速压或风速对模型进行压力分布实验。 3.2实验方法
耙翼型竖跨于风洞中固牢，把各传压管按编号顺序对应连接到多管压力计上，然后校准模型基准偏角度使α0＝0，改变模型姿态角到预定位置，起动风洞电机运行，用落差法控制速压，待速压稳定后，读取各测点压差液柱高度值。 4数据处理及修正
压强分布实验所测得的压强，最后化成无因次的压强系数。其定义为：
x?xb为：0（前缘），0.005，0.01，0.025，0.05，0.10，0.15，0.20，
式中：p～模型上某点测得的静压；
12cp?(p?p?)/?v?2 （3－1）
p?～来流的静压； v?～来流的速度； ?～来流的密度。
根据伯努利方程可获得翼型各点的压力系数为：
CP?1?[V2]V? （3－2）
cp用矢量的形
可知，在驻点处压强系数等于1，这是流场中压力系数的最大值。压强分布实验结果通常有两种表示方法：一种是矢量法，一种是坐标法。矢量法是把压强系数式画出翼型对应的测压点上。先取一个单位长度将各点的
cp按这些长度表示为对应的线段，
c这个线段与翼型对应点的表面相垂直。p为负值时，箭头离开翼型表面，p为正值时，箭头指向翼表面。矢量表示法的优点直观，但用它来计算空气动力系数不方便。实际应用中采用坐标法。为了使用上的方便，坐标法有两种形式：一种是以翼型的相对弦向位置x为横坐标，以
ccp为纵坐标，将测压孔坐标为x处的压强系数cp的值绘在图上，通常习惯于把负
的p绘于横坐标之上，把正值绘于横坐标之下，如附图3-2所示。另一种方法是以翼型上、下表面的纵坐标（y/b）为纵坐标，以压强系数为横坐标绘制翼型的压力分布图。
cCyt和切向力系数Cxt的公式。若
在翼型上任取一个微元面积ds作用在它上面的压强为P该微元与xt轴的夹角为θ则：
下面将推导由翼型压强分布计算翼型的法向力系数
dyt??pdscos? dxt?pdssin?
由几何关系可知：dxt?dscos?，dyt?dssin?，由此可以得出：
dyt??pdxt
dxt?pdyt
作用在翼型上的总法向力和切向力可由dyt和dxt沿翼型表面积分得到。即：
b0b??yt??pdxt???pudxt??pddxt??(pd?pu)dxt??b?0?0ymax.uxt??pdyt??(pbe?paf)dytymax.d (3-3)
式中：ymax.d―翼型下表面最大纵坐标值；
.u―翼型上表面最大纵坐标值； ymax p0―下翼面的压强； pu―上翼面的压强；
pbe―在ymax之前的压强； paf―在ymax之后的压强； xt,yt―翼型的外型坐标。
若把式（3-3）化为法向力和切向力系数，则上式可表示为：
cyt??(cpd?cpu)dxt0lcxt??pdyt??ymax.uymax.d(cpbe?cpaf)dyt (3-4)
式中：xt，yt，ymax.u，ymax.d分别代表xt，yt，ymax.u，ymax.d相对于弦长b的无因次长度。
从公式（3-3）可以看出，如果把翼型的压强系数分布画成附图3-2所示形式，则翼型上下表面压强系数分布曲线与X轴所围成的面积的代数和就代表该迎角下翼型的法向力系数。最大厚度前后的压强系数分布曲线和y轴所围成面积的代数和就代表该迎角下的切向力系数。
在法向力系数和切向力系数求出之后，根据升力系数和阻力系数的定义可求出翼型的升力系数和阻力系数（不包括摩擦阻力系数）即：
cy?cytco?s?cxtsin?
cx?cxtco?s?cttsin?
（3-5）
根据附面层转棙和分离的特性，可由压强分布曲线来判断翼面上附面层的转棙点的位置。在曲面附面层情况下，附面层的转棙往往发生在有逆压梯度的地方，故转棙点往往就在紧靠翼面最小压强点之后。初步可以认为最小压强点就是附面层的转棙点。
由于分离区的压强基本保持不变，故可以认为压强系数分布曲线和X轴平行的一段就是分离区，如在附图3-2中的图7中所示，上翼面的气流完全发生分离。用如下公式可以很容易的从压强分布计算出速度分布即：
v?1?cpv?
（3-6）
式中：v是翼型上压强系数为p那点上的局部速度。
测压实验的数据修正：因为P＝P∞是在有洞壁影响下测得的，所以对压力系数都要进行由洞壁影响引起的阻塞修正。其修正公式为：
c式中：?―－为阻塞修正因子。对于二元翼型测压模型的气动特性，应对洞壁引起的升力效应进行修正。对于教学实验可不做上述修正。测压实验误差估计：一般取7次重复实验的均方根误差作为实验误差估计。对于教学实验为了节省电力耗费，可不做此项工作。
实验三：附图如下：
?p?p??2?q??cpe????q?(1?2?)? (3-7)
附图3－1 翼型在风洞中的安装示意图
附图3－2 在风洞中测量的NACA0012翼型的压力分布随迎角的变化规律
附图3－3 由测量的NACA0012翼型压力分布计算的翼型空气动力特性
实验4：翼型（烟流法）流态观察实验指导书 1实验的目的
翼型流态观察实验的主要目的是：观察空气绕过不同翼型或者绕过同一个翼型在不同迎角下的流态特征。为学生学习空气绕过翼型在不同迎角下产生升力和升力的变化原理奠定基础。
2实验的设备 2.1风洞
烟风洞4台。其中实验段尺寸：高×长＝0.3×0.6米的烟风洞3台，高×长＝0.6×1米的烟风洞一台。用于学生流态观察实验。 2.2实验模型
目前使用的翼型为对称双凸翼型（需要时可安装其它任何翼型）。 2.3控制设备
在烟风洞控制面板上设计了实验段灯光控制开关、发烟器开关，风扇电机开关，以及翼型迎角控制手柄。
3实验内容、基本原理和方法
在烟风洞中，一般在迎角α＝0o，2，4------20o的范围做翼型的流态观察实验。 烟是由悬浮在空气中非常细小的固体质点或流体质点所组成的。在透明的、看不见的空气中加入一些人工产生的烟，并随气流一起运动，利用光的散射或折射作用，观察烟流微小质点的运动，从而可以观察气流的流动状态。产生烟的方法是很多的，总的原则是要经济性好使用方便。
最常用的方法是：在烟风洞中观察二元机翼的流线谱。二元烟风洞的构造如附图4-1所示。将变压器油倒入注油杯10中，使缠绕在发烟器电阻丝上的石棉绳吸收上变压器油，打开发烟器开关5即可产生大量的白烟。然后打开照明灯开关4和鼓风机开关6，则加热电炉9内的白烟经过导管8由喷烟排管1喷出，并与实验段气流一起流过模型形成可观察的流谱。最后烟流和空气流一起由排烟管7排出到风洞外。在使用中只要烟风洞内的气流速度不太