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低速机翼绕流气动特性实验
（-）实验目的
1、了解测定物体表面压力分布的方法。
2、测定在不据，回到步骤4继续进行实验。
7、缓慢增大迎角，观看机翼失速时的压力分布的变化。
8、风洞停车。_
9、实验完毕，整理实验数据，绘制&〜〜亍曲线，计算升力系数C/压差阻力系数Cd。并绘制Cl〜a曲线，Cd〜a曲线。
D（五）实验数据处理
设第I根测压管的初读数为比，末读数为1址，则液柱升高Ixe-lq。液柱升高表明该测压点压力下降，所以有：
Pi-Pb=）^AhjSin^=｝（（U-lo）-（1诊Tio）］sin/3
式中：R为第i根测压孔的静压，P.・为来流静压，丁为介质重度，lo和L为第25根测压管初读数和末读数，P为多管压力计的倾斜角度。
因此，机翼表面各点的压力系数为：prpM=）｛（LU-Wising/（土函2）
由于前缘和后缘无测压点，应分别根据附近若干点压强系数外推出该点强系数。
1、己知数据
翼型型号：NACA6321,模型弦长b=150mm,展长=700mm=
2、记录实验条件数据大气压强Pa=KPa,t=°C,多管压力计的倾斜角度/3=。，尸旦m3计算出大气密度p=命=kg/m32、记录不同迎角卜各测压管读数（单位cm）,计算各测压孔的静压与来流的静压差Ah,,从而计算出各测压点压强系数表3实验数据表（来流风速Vco^O^s,迎角a=4°）
1
X(mm)
Y(mm)
X
Y
i
X(mm)
Y(mm)
X
Y
1
375
0055
13
-
•0036
2
12
005
008
14
75
・66
005
-0044
3
15
01
0115
15
15
.735
01
-0049
4
207
015
0138
16
.735
015
-0049
5
30
231
02
0154
17
30
-705
02
.0047
6
45
2475
03
0165
18
45
-675
03
•0045
7
60
24
04
016
19
60
-645
04
-0043
S
/
一1
05
0148
20
75
-57
05
-0038
9
9C
1935
06
0129
21
90
465
06
-0031
10
105
07
0105
105
-36
07
•0024
11
120
08
0075
23
120
-
08
-0017
12
135
615
09
0041
24
135
-135
09
-0009
实验数据表（来流风速V8=m/s）
1
迎角a=。
迎角a=0
迎角a=。
1.
Cp
Ah(
Cp
1