NACA 23012型翼型升阻力實驗

1、NACA 23012型 翼型升力實驗報告一、 實驗任務及要求：1. 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。2. 計算翼型的升力系數(shù)。3. 了解風洞設備及試驗用模型的構(gòu)造。二、 實驗設備：大氣壓計、溫度計、多管比壓計、梳型管、NACA 23012翼型（弦長b=200mm 展長=275mm ） 三、 實驗方法簡述：1. 開機前檢查測壓管與接頭之間是否正確連接， h的U形管水面是否在同一個高度。2. 開機后分別測量在=0o、30、6o、9o 下的h、h、hi3. 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(guān)參數(shù)記錄大氣壓強Patm (Kpa)

2、大氣溫度 (0C)大氣密度(Kg/m3)運動粘性系數(shù)95.7826.41.160.86696*10-6h (cm)U (=2Kg比h ) m/sRe1.7518.734313228.4表4-2 實驗測量數(shù)據(jù)測點=0o=3o=6o=9ohi壓強系數(shù)Phi壓強系數(shù)Phi壓強系數(shù)Phi壓強系數(shù)P15.58-1.652036.27-1.984366.62-2.152937.08-2.3744927.55-2.600868.61-3.111399.8-3.6845510.15-3.8531236.74-2.210737.65-2.649028.08-2.856138.46-3.0391545.5-1.6

3、13495.83-1.772446.19-1.945836.3-1.9988154.82-1.285984.98-1.363045.21-1.473825.18-1.4593763.97-0.876584-0.891034.15-0.963284-0.8910373.45-0.626133.36-0.582783.47-0.635764.15-0.9632882.6-0.216742.38-0.110782.69-0.260093.95-0.8669592.88-0.35162.68-0.255272.96-0.390133.1-0.45756102.7-0.26492.57-0.202292

4、.67-0.250453.85-0.81879112.65-0.240822.32-0.081882.2-0.024082.78-0.30343122.34-0.091511.90.120411.750.1926562.3-0.07225131.780.1782071.210.4527420.980.5635191.850.144492141.20.4575580.750.6742960.480.8043390.350.866952150.820.6405810.390.8476860.250.9151160.150.96328Pi= ghiPi =pi -p12u2五、 附圖：（附圖5-1）（附圖5-2）（附圖5-3）（附圖5-4）(Cy為曲線圍成的面積，由origin軟件積分得)（附圖5-5）六、 結(jié)論與小結(jié)：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(guān)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