低速翼型繞流流淌特性試驗(yàn)把握測(cè)圧物體表而壓力分布的方法，計(jì)算機(jī)翼升力系數(shù)，壓差阻力系數(shù)，了解低速翼型繞流的流淌特性。(二)試驗(yàn)原理試驗(yàn)在低速風(fēng)洞中進(jìn)展。當(dāng)氣流繞過(guò)展弦比很大的巨型機(jī)翼時(shí)，其中間局部的流淌可當(dāng)作二維流動(dòng)來(lái)對(duì)待。流體在前駐點(diǎn)處上、下分開(kāi)，從機(jī)翼的上下外表對(duì)后流去,當(dāng)迎角為正時(shí)，作用在下表而的壓力上表而形成吸力模型各點(diǎn)的測(cè)壓孔由連通管接到多管測(cè)壓計(jì)上測(cè)量，依據(jù)液柱差可算出壓強(qiáng)：P=hi。p_P一般表示為無(wú)因次的圧強(qiáng)系數(shù):Cp2vx作用在機(jī)翼單位展長(zhǎng)上的升力&，和阻力(壓差阻力)R,,可由翼型外表上作用的壓力合力求得。 Ry-^R=L-pyixr /?vwmaxRLWRTEP—PZ表示為無(wú)量綱的法向力系數(shù)和弦向力系數(shù):CA=jYu(cPf-cPb\iYYLY V式中表示無(wú)量綱化后的坐標(biāo)。y為無(wú)量綱坐標(biāo)。Cpu、CPL分別表示翼型上、下外表壓強(qiáng)系數(shù)。.ylmax/b為無(wú)量綱化后的坐標(biāo)。L是合力RAD是合力RA在平行于氣流方向上的重量。由體軸系到風(fēng)軸系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換公式，可得：DRySinaRCosa所以： CL=CNCosa—CQiz6?°=(7｛皿+(?0皿〔三〕試驗(yàn)儀器設(shè)備及試驗(yàn)?zāi)Ｐ?、試驗(yàn)儀器設(shè)備:HG-1il?及試驗(yàn)?zāi)Ｐ?。試?yàn)裝lo圖1 試驗(yàn)裝置圖2、試驗(yàn)?zāi)Ｐ停篘ACA6321翼型〔2所示〕，該翼型的根本幾何特性如下:相對(duì)彎度f(wàn)〔=^xfbx 一f100%〕6%,x/〔=—x100%〕30%,cbx/b圖2NACA6321 翼型及測(cè)壓孔分布狀況試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖议L(zhǎng)“150mm,展長(zhǎng)/=700mmo試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵硐曳较蚺c來(lái)流方向之間夾角即為迎角s在機(jī)翼12個(gè)測(cè)壓孔，測(cè)壓孔與機(jī)翼表而垂直。各測(cè)N壓孔依次連接到多管壓力計(jì)上，多管壓力計(jì)的工作介質(zhì)為水〔979625m2425i25Pi是負(fù)值，且,sin^o假設(shè)第i根測(cè)壓管液柱比第25根測(cè)壓管液柱髙度低△治則說(shuō)明測(cè)到的壓力Pi是正值，且PPg=yMsiiM?！菜摹吃囼?yàn)方法與步驟1、認(rèn)真檢查各測(cè)壓管路是否暢通以及是否漏氣。2a為指泄值。調(diào)整多管壓力計(jì)傾斜角3、記錄大氣壓強(qiáng)和溫度及各測(cè)壓管液而初讀數(shù)。45a,再次記錄數(shù)拯，直到各迎角下數(shù)據(jù)均記錄完畢。6、緩慢增大迎角，觀看機(jī)翼失速時(shí)的壓力分布的變化。7、風(fēng)洞停車。試驗(yàn)完畢，整理試驗(yàn)數(shù)據(jù)，繪制Cp^xC^Y曲線，計(jì)算升力系數(shù)壓差阻力系數(shù)C。。并繪制G?a曲線，C°~a曲線。〔五〕試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理式中:P.為第/根測(cè)壓孔的靜壓,為來(lái)流靜壓，y為介質(zhì)重度丿。和厶為第25根測(cè)壓管初讀數(shù)和末讀數(shù)，0為多管壓力計(jì)的傾斜角度。因此，機(jī)翼表而各點(diǎn)的壓力系數(shù)為：=7[(厶■Q一( /讓“h。)]sin0由于前緣和后緣無(wú)測(cè)壓點(diǎn)，可分別依據(jù)四周假設(shè)干點(diǎn)壓強(qiáng)系數(shù)外推岀該點(diǎn)壓強(qiáng)系數(shù)°1、數(shù)據(jù)翼型型號(hào)：NACA6321,b=150mm,展長(zhǎng)=700mnio2、記錄試驗(yàn)條件數(shù)據(jù)N大氣壓強(qiáng)大氣壓強(qiáng)pa=KPa,t=C026。，尸rm計(jì)算岀大氣密度p4

kg/m33、記錄不同迎角下各測(cè)壓管讀數(shù)伽、Lcm〕M〔單位為cm〕,從而計(jì)算岀各測(cè)壓點(diǎn)壓強(qiáng)系數(shù)。?/X(mm)?/X(mm)Y(mm)XY13.758?250.0250.05527.53151217.25422.520.70.050」0」50.080.1150.138553023.10.20.15464524.750?30.165760240?40?1687522.20.50.14899019.350.60?1291010515.750.70」051112011?250.80.075121356」50.90.041133.75-5.40.025-0.036147.5-6.60.05O0441515-7.350?1-0.0491622.5?7.350」5-0.0491730-7.050.2-0.0471845-6.750.3O0451960-6.450.4—0.0432075-5.70.5-0.0382190-4.650.6—0.03122105?3.60.7-0.0242324120135-2.55-1.350.80.9—2324120135-2.55-1.350.80.9—0.017-0.009：?5

m/s〕Q°迎角°Io■\cCp1cAhiCp1935678911112121314151617189202122232425x5試驗(yàn)數(shù)據(jù)表〔V=x

m/s〕a°a9?IoCple△加Cp1234567891111213141516171818192021??232425

nVs〕a°a=°/Io”hiCpCp12345678911112131415I6171819202122-V4、 以壓力系數(shù)Cp為縱坐標(biāo)，以X=二■為橫坐標(biāo)作不同迎角下的壓力系數(shù)分布圖。以壓Y為縱坐標(biāo)作不同迎角下的壓力系數(shù)分布圖。作圖時(shí)應(yīng)依據(jù)上、下翼前緣和后緣的假設(shè)干點(diǎn)的cP值外推岀前緣和后緣的cP，從而畫(huà)成一條封閉曲線。5、計(jì)算法向力系數(shù)c\c八