1、飛機(jī)飛行原理實驗指導(dǎo)書（新版）實驗四 翼型升力、阻力特性實驗一、實驗?zāi)康暮蛢?nèi)容1 學(xué)習(xí)、了解“翼型升阻特性實驗臺”的基本結(jié)構(gòu)和利用其進(jìn)行翼型升力、阻力實驗的基本原理。2 掌握測試空氣流過實驗翼型時它所受到的升力和阻力的方法。3. 研究本實驗與大型風(fēng)洞實驗的異同。二、實驗原理翼型在氣流中受到的升力和阻力如下：升力： （ q = (1/2)2 , CL ：升力系數(shù)）阻力： (q = (1/2)2 , CD ：阻力系數(shù))式中 S為翼型面積，CL 為翼型升力系數(shù)，CD 為翼型阻力系數(shù)，為空氣密度，為氣流速度。三、實驗設(shè)備本實驗的工作原理主要是通過風(fēng)機(jī)提供原始的氣動力，吹動固定在風(fēng)管中的機(jī)翼模型，測量機(jī)

2、翼模型在不同攻角情況下所受到的空氣升力和阻力的大小。將升力和阻力的大小顯示到測力計上。本實驗使用的設(shè)備是翼型升阻特性實驗臺，它的簡圖如下： 圖1 翼型升阻特性實驗臺1.主風(fēng)機(jī)；2. 阻力計；3. 負(fù)升力計；4. 正升力計；5. 迎角調(diào)節(jié)旋鈕；6.測力傳感器7. 配重；8.數(shù)字顯示器；9.風(fēng)速顯示器；10. 導(dǎo)流片；11. 實驗翼型段；12. 實驗風(fēng)道；13. 支架；14. 風(fēng)速調(diào)節(jié)旋鈕；15. 電源開關(guān)四、實驗步驟1首先調(diào)節(jié)翼型迎角到初始值（一般為0O迎角）；2打開電源開關(guān)，啟動風(fēng)機(jī)進(jìn)行工作，調(diào)節(jié)風(fēng)機(jī)轉(zhuǎn)速到要求的數(shù)值；3記錄在初始迎角時翼型的升力和阻力數(shù)值（單位：N或g）；4改變翼型迎角，依次

3、將迎角數(shù)值和相應(yīng)的翼型升力和阻力記錄下來；5再改變風(fēng)速兩次，重復(fù)步驟4，將迎角數(shù)值和相應(yīng)的翼型升力和阻力記錄下來；6 據(jù)測得的數(shù)據(jù)繪制出翼型的升力迎角（L或CL）、阻力迎角（D或CD）關(guān)系曲線；7繪制出翼型的升阻比迎角關(guān)系（K）曲線；（K= CL/ CD）。五、實驗數(shù)據(jù)整理及計算結(jié)果1實驗數(shù)據(jù)按如下格式記錄：（記錄表格形式如下頁）表1 風(fēng)速v= (不同的風(fēng)速，記錄不同的數(shù)組)迎角升力阻力2繪制的曲線形式如下： 圖2 翼型的升力特性、阻力特性曲線六、寫出實驗報告 根據(jù)實驗結(jié)果，寫出實驗報告，繪制實驗曲線。七、思考題1.使用吹風(fēng)式實驗段為什么要對氣流進(jìn)行整流？2.在迎角為負(fù)值時升力一定是負(fù)值嗎？為

4、什么？3.說明風(fēng)速的變化與升力的關(guān)系（在迎角相同的情況下）。4. 影響本實驗的精度有那些？為什么會這樣？實驗五：測量空氣繞二元機(jī)翼(翼型)的壓力分布一、實驗的目的模型的測力實驗只能給出作用在模型上的總空氣動力及力矩。壓力分布實驗是測量機(jī)翼、機(jī)身、尾翼等部件表面上的壓力分布。其實驗?zāi)康氖牵海?）、為飛機(jī)強(qiáng)度計算提供氣動載荷分布的原始數(shù)據(jù)；（2）、計算作用在翼型或機(jī)翼上的升力和壓差阻力；（3）、確定模型表面上的最小壓力點的位置及該點壓強(qiáng)的大小。從而可確定出最大速度點的位置和速度的大小，由此可近似計算出高亞音速時飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)。（4）、確定翼面上附面層轉(zhuǎn)捩點和分離點的位置，從而可大致確定模型表面附

5、面層的狀態(tài)。（5）、可以計算壓力中心的位置。二、實驗內(nèi)容和方法2.1實驗內(nèi)容從小迎角到失速迎角的范圍、以給定的速壓或風(fēng)速對模型進(jìn)行壓力分布實驗。2.2實驗方法把翼型豎跨于風(fēng)洞中固牢，把各傳壓管按編號順序?qū)?yīng)連接到多管壓力計上，然后校準(zhǔn)模型基準(zhǔn)偏角度使00，改變模型姿態(tài)角到預(yù)定位置，起動風(fēng)洞電機(jī)運行，用落差法控制速壓，待速壓穩(wěn)定后，讀取各測點壓差液柱高度值。三、數(shù)據(jù)處理及修正壓強(qiáng)分布實驗所測得的壓強(qiáng)，最后化成無因次的壓強(qiáng)系數(shù)。其定義為： （31）1飛機(jī)產(chǎn)生升力的原理機(jī)翼升力的產(chǎn)生：    從空氣流過機(jī)翼的流線譜可以看出：相對氣流流過機(jī)翼時，分成上下兩股，分別沿機(jī)翼上表面流過，而在機(jī)翼的后緣重新匯合向后流去。因機(jī)翼表面突起的影響，上表面流線密集，流管細(xì)，其氣流流速快、壓力小；而下表面流線較稀疏，流管粗， 其氣流流速慢，壓力較大。因此，產(chǎn)生了上下壓力差。這個壓力差就是空氣動力(R)， 它垂直流速方向的分力就是升力(Y)。升力維持飛機(jī)在空中飛行。 機(jī)翼升力的著力點，即升力作用線與翼弦的交點叫壓力中心。 2、機(jī)翼表面的壓力分布 附圖5-1 用向量法表示機(jī)翼壓力分布和不同姿態(tài)翼型的壓力分布四、實驗數(shù)據(jù)按如下格式記錄：（記錄表格形式如下頁）表1 風(fēng)速v= 迎角=測點序號1234567891011121314151617181920壓力數(shù)值