文档介绍：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、测定在不同的迎角下，机翼表面的压强分布。
3、从多管压力计上观察机翼失速时的压力分布状态。
4、计算机翼的升力系数，压差阻力系数。
5调节机翼的迎角a,再次记录数据，直到各迎角下数据均记录完毕。
6、如果需要测定其它风速下的气动力数据，回到步骤4继续进行实验。
7、缓慢增人迎角，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°〜又，Cp〜它曲线，计算升力系数压差阻力系数 Cd。并绘制Cl〜a曲线，Cd〜a曲线。
（五）实验数据处理
设第1根测压管的初读数为1q末读数为1谑，则液柱升高1. - 1x00液柱升高表明该测压点压力下降，所以有：
Pi-P - =yAh】sin/? =y［（ lie Tio）］sin/3
式中：匕为第1根测压孔的静压，P・“为来流静压，丁为介质重度，和h为第25根测压管初读数和末读数，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： d_d
=］■［（ le -lo）-（ke Ti0）］sin〃 / （
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忑强系数。
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0= 。，7= 2L
m3
计算出人气密度Q =卫-= kg/m3
RE
2、记录不同迎角下各测压管读数（单位cm）,计算各测压孔的静压与来流的静压差，从而计算出各测压点压强系数
表3实验数据表（来流风速迎角a= 4°）
1
X(mm)
Y(mm)
X
Y
1
X(mm)
Y(mm)
X
Y
1
375

13

-54

•
2

12

14
7 5
-6 6

・
3
15

15
15
-

-
4

20 7
0 15

16

-

-
5
30

17
30
-

-
6
45

18
45
-

-
7
60
24

19
60
-

-
8
75
00 0
—— —

20
75
57

・
9
90

0 129
21
90
465

・
10
105

——
105
・3 6

・
11
120

0 075
23
120
-