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1、实验十：机翼失速测量试验一、实验目的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。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。三、实验仪器与设备图 1：低速吸气式二元风洞1. 风洞：低速吸气式
2、二元风洞。实验段为矩形截面，高 0.6米，宽 0.09 米 实验风速W30米/秒。实验段上下壁面的静压孔可测量实验段气流静压， 试验段气流的总压 为实验室的大气压。（见图 1）2. 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.15米，展长0.09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、316。14, 间距为10毫米。3. 多管压力计：压力计斜角9=30，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L ；其余测压I 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
3、 柱长度为L。这两组测压管间留一空管通大气，测量气流的总压，又起分i隔提示作用，其液柱长度记为L。II四、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）2）3）V 二 P - P 二 Kp g(L -L )sin9 ，(i=o；i,2,3,)ii g酒 i I气流的动压为：q = - p V 2 = Kp g (L - L )sin 9g 2 a g酒 II I于是，翼面上第i点的压强系数为：_ApL Lp = l = i1i q L L gII I表1： NACA0012翼型测压孔位置参数测压孔数目012345678x位置（mm）0510152030405060y位置（m
4、m）04.466.017.037.74&68.968.96&7测压孔数目910111213141516x位置（mm）708090100110120130140y位置（mm）8.247.626.855.9753.932.781.53升力和阻力系数确定：由翼型的压强分布可以确定升力系数和不包括摩擦阻力系数的阻力系数。如 图3所示，x为翼弦方向，设x轴和y轴分别平行于机体坐标轴系的x轴和y tt 轴，若在翼型上取一微元ds，作用在ds上的压强为p，ds与x轴的夹角为9， 设翼型宽度ds=1，则作用在ds上的垂至于翼弦方向的法向力和平行于翼弦方向 的轴向力分别为：dY = -p x ds x cos
5、0tdQ = p x ds x sinGt图3：作用在翼型表面上的压强(6)(7)作用在翼型上总的法向力和轴向力可由dY和dQ沿翼型表面积分得到，即 ttp _ p dx下上0 下 上Y=tQ =J pdyt=j (8)y 上 maxy下max方刖后把上式化成系数形式，即/、c = J1 r _ c刀 xyt 0 p下p上c =L?xt y式中x、孑、y表示翼型坐标max弦长b的无量纲量。_p(9)(10)上max C Cdypb前pb后下maxx、y(11)和翼型上、下表面最大纵坐标相对于由几何关系可知dx二ds x cosG , dy = ds x sinG。由此可得dY = _pdxtd
6、Qt =pdy五、实验方法与步骤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。=30。3. 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。4. 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a=-4。22, a =2 。5. 记录数据：在风速稳定和迎角不变时，读取并记录 L ,L ；上翼面的 L ，I II i下翼面的L。i6. 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 p，温度
7、t , p、。a a 酒7. 整理仪器，实验数据交老师签字后离开实验室。六、实验数据处理1) 实验条件原始数据Pa= (毫米汞柱)，ta=_C其中空气密度p有下式计算：aP 二 0.464x Pa(mmHg)= (kg/m3)a273.15 +1 (oC)aL= (毫米酒精柱)，L= (毫米酒精柱)来流风速为：1V = Kp g(L L )sin0 =(m/s)2)实验结果处理数据P。酒111表 1：升力系数随迎角的变化参数表a-4-202468CTa10121416182022CL根据上表实验数据绘出C - a曲线，从而确定NACA0012翼型的临界失速迎L角。七、思考与讨论：1. 翼型失速后对表面的压强分布特性和升力、阻力特性有何影响？2. 影响机翼失速的因素有那些？3. 本次实验 NACA0012 翼型的失速迎角与实际飞行中的失速迎角是否一 致？原因何在？4. 控制机翼失速的手段有那些？
