ACA 2312型翼型升阻力实验.docx

NACA 23012型翼型升力实验报告实验任务及要求：测定在不同冲角下，翼型表面压强分布，测定翼型尾迹中的速度分布。计算翼型的升力系数。了解风洞设备及试验用模型的构造。实验设备：大气压计、温度计、多管比压计、梳型管、NACA 23012翼型（弦长b=200mm展长=275mm）实验方法简述：开机前检查测压管与接头之间是否正确连接，的U形管水面是否在同一个高度。开机后分别测量在α=0o、30、6o、9o下的、、以大气压为基准面，测量各管水面高度实验数据处理及计算：表4-1 试验相关参数记录大气压强Patm (Kpa)大气温度(0C)大气密度ρ(Kg/m3)运动粘性系数υ95.7826.41.160.86696*10^-6(cm)U (=m/sRe1.7518.734313228.4表4-2实验测量数据测点α=0oα=3oα=6oα=9o△hi压强系数P’△hi压强系数P’△hi压强系数P’△hi压强系数P’15.58-1.652036.27-1.984366.62-2.152937.08-2.3744927.55-2.600868.61-3.111399.8-3.6845510.15-3.8531236.74-2.210737.65-2.649028.08-2.856138.46-3.0391545.5-1.613495.83-1.772446.19-1.945836.3-1.9988154.82-1.285984.98-1.363045.21-1.473825.18-1.4593763.97-0.876584-0.891034.15-0.963284-0.8910373.45-0.626133.36-0.582783.47-0.635764.15-0.9632882.6-0.216742.38-0.110782.69-0.260093.95-0.8669592.88-0.35162.68-0.255272.96-0.390133.1-07-0.26492.57-0.202292.67-0.250453.85-065-0.240822.32-0.081882.2-0.024082.78-034-0.091511.90.120411.750.1926562.3-0780.1782071.210.4527420.980.5635191.850.144492141.20.4575580.750.6742960.480.8043390.350.866952150.820.6405810.390.8476860.250.9151160.150.96328Pi= ρgPi’ =附图：（附图5-1）（附图5-2）（附图5-3）（附图5-4）(Cy为曲线围成的面积，由origin软件积分得)（附图5-5）结论与小结：由附图1~4 可看出这种翼型由于流线型设计使得上下表面存在压力差，从而产生升力。由附图5得到，在小冲角时，升力系数近似于冲角成正比关系，并与理论曲线拟合得较好。在冲角偏大时（本图中大于3度）升力系数不再上升，甚至下降。主要原因是由于大冲角情形时，使得翼型弓角偏大，而在翼尾产生边界层分离，从而在尾迹区产生涡流；另一方面，过大的冲角会形成较大的迎风截面，导致阻力过大。因此，机翼在流场中，冲角不宜过大，