NACA 23012型翼型升阻力實驗

1、NACA23012型翼型升力實驗報告一、實驗任務及要求：測定在不同沖角下，翼型表面壓強分布，測定翼型尾跡中的速度分布。計算翼型的升力系數(shù)。了解風洞設備及試驗用模型的構造。二、實驗設備：大氣壓計、溫度計、多管比壓計、梳型管、NACA23012翼型(弦長b=200mm展長=275mm)三、實驗方法簡述：開機前檢查測壓管與接頭之間是否正確連接，Ahg的U形管水面是否在同一個高度。開機后分別測量在a=0。、3o、6。、9。下的、Ah、hi以大氣壓為基準面，測量各管水面高度四、實驗數(shù)據(jù)處理及計算：表4-1試驗相關參數(shù)記錄大氣壓強Patm(Kpa)大氣溫度(oC)大氣密度P(Kg/m3)運動粘性系數(shù)U95

2、7826.41160.86696*10八-6化（cm）U(P?如比嘰）m/sRe17518.734313228.4表4-2實驗測量數(shù)據(jù)測點a=0oa=3oa=6oa=9oh.i壓強系數(shù)Ph.i壓強系數(shù)Ph.i壓強系數(shù)Ph.i壓強系數(shù)P15.58-1.652036.27-1.984366.62-2.152937.08-2.3744927.55-2.600868.61-3.111399.8-3.6845510.15-3.8531236.74-2.210737.65-2.649028.08-2.856138.46-3.0391545.5-1.613495.83-1.772446.19-1.94583

3、6.3-1.9988154.82-1.285984.98-1.363045.21-1.473825.18-1.4593763.97-0.876584-0.891034.15-0.963284-0.8910373.45-0.626133.36-0.582783.47-0.635764.15-0.9632882.6-0.216742.38-0.110782.69-0.260093.95-0.8669592.88-0.35162.68-0.255272.96-0.390133.1-0.45756102.7-0.26492.57-0.202292.67-0.250453.85-0.81879112.6

4、5-0.240822.32-0.081882.2-0.024082.78-0.30343122.34-0.091511.90.120411.750.1926562.3-0.07225131.780.1782071.210.4527420.980.5635191.850.144492141.20.4575580.750.6742960.480.8043390.350.866952150.820.6405810.390.8476860.250.9151160.150.96328Pi=PgAhjPPi_p“12卩叱五、附圖附圖5-1)附圖5-2)（附圖5-4）（Cy為曲線圍成的面積，由origin軟件積分得）O00彈100agCy和沖角型勺關靈圖沖角-試驗曲線-理論曲線附圖5-5）六、結論與小結：1、由附圖14可看出這種翼型由于流線型設計使得上下表面存在壓力差，從而產(chǎn)生升力。2、由附圖5得到，在小沖角時，升力系數(shù)近似于沖角成正比關系，并與理論曲線擬合得較好。在沖角偏大時（本圖中大于3度）升力系數(shù)不再上升，甚至下降。主要原因是由于大沖角情形時，使得翼型弓