南京航空航天大学
实验空气动力学实验报告
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目录
1.实验一:低速风洞全机模型测力实验 ............................................................................ - 1 - 1.1实验目的： ........................................................................................................... - 1 - 1.2实验设备： ........................................................................................................... - 1 - 1.3实验步骤： ........................................................................................................... - 1 - 1.4实验数据 ............................................................................................................... - 2 - 1.5数据处理 ................................................................................................................... 3 1.6结果分析: .................................................................................................................. 5 2.实验二：天平实验观摩实验 ............................................................................................. 6 2.1塔式天平的原理图 .................................................................................................... 6 2.2各类天平的比较 ........................................................................................................ 6 3.实验三：风洞测绘实验 ..................................................................................................... 7 3.1 0.75米低速开口回流风洞 ........................................................................................ 7 3.2.二维低速闭口直流风洞 ............................................................................................ 7 3.3风洞主要部件的作用 ................................................................................................ 8
1.实验一:低速风洞全机模型测力实验
1.1实验目的：
全机模型测力实验是测量作用在标准飞机模型上的空气动力和力矩，为确定飞机气动特性提供原始数据。本次实验仅作飞机模型纵向实验，即实验时侧滑角=0°，改变迎角，测量CL、CD、MZ随迎角的变化规律。
1.2实验设备：回流开口低速风洞（包括控制器）、六分量应变天平、皮托管、标准飞机模型、尾撑机构、信号放大器、信号采集器、数模转换器、计算机
（内含数据处理软件）、电源、攻角机构
1.3实验步骤：
1） 安装模型，将标准飞机模型安装于测力天平上。对模型做姿态调
整，将模型的迎角、侧滑角调整为0°（实验前已做好）。 2） 检查相关设备之间的连线是否连接正确（实验前已做好）。 3） 通过信号放大器显示屏检测各分量数据是否正常（实验前已做好）。
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4） 开始测量，开启自动控制系统，开启风洞，记录数据。 5） 数据处理与分析 6） 结果分析 1.4实验数据
弹性角(°) 0.00 0.01 0.01 0.00 0.00 0.00 0.00 -0.01 -0.01 -0.01 -0.01 -0.02 -0.02 -0.02 -0.02 -0.03 -0.03 -0.03 -0.03 -0.04 -0.04 -0.04 -0.04 -0.05 -0.05 -0.05 -0.06 -0.06 -0.07 α(°) 0.000 -5.000 -4.000 -3.000 -2.000 -1.000 0.000 1.000 2.000 3.000 4.000 5.000 6.000 7.000 8.000 9.000 10.000 11.000 12.000 13.000 14.000 15.000 16.000 17.000 18.000 19.000 20.000 22.000 24.000 X(kg) -0.001 0.097 0.083 0.067 0.052 0.036 0.018 0.004 -0.017 -0.035 -0.056 -0.079 -0.101 -0.124 -0.148 -0.171 -0.192 -0.216 -0.240 -0.263 -0.287 -0.311 -0.337 -0.361 -0.383 -0.407 -0.431 -0.469 -0.469 Y(kg) 0.000 -0.469 -0.376 -0.275 -0.178 -0.092 -0.002 0.084 0.176 0.275 0.370 0.468 0.561 0.665 0.766 0.867 0.963 1.068 1.171 1.272 1.370 1.473 1.579 1.686 1.793 1.898 2.006 2.186 2.266 Z(kg) -0.001 0.034 0.026 0.019 0.010 0.003 -0.003 -0.008 -0.017 -0.023 -0.030 -0.040 -0.047 -0.055 -0.062 -0.069 -0.075 -0.084 -0.093 -0.101 -0.109 -0.115 -0.120 -0.125 -0.128 -0.131 -0.134 -0.125 -0.081 Mx(kg·m) 0.000 0.001 0.001 0.001 0.000 0.000 0.000 0.000 0.000 -0.001 -0.001 -0.001 -0.001 -0.001 -0.001 -0.001 -0.002 -0.002 -0.002 -0.002 -0.002 -0.002 -0.003 -0.003 -0.002 -0.002 -0.003 -0.006 -0.016 My(kg·m) 0.000 -0.002 -0.003 -0.002 -0.002 -0.002 -0.002 -0.001 -0.001 -0.001 -0.001 0.000 0.000 0.000 0.001 0.001 0.001 0.001 0.001 0.002 0.001 0.001 0.001 0.000 -0.002 -0.004 -0.007 -0.015 -0.013 Mz(kg·m) 0.000 0.020 0.018 0.017 0.014 0.012 0.010 0.008 0.006 0.004 0.002 0.000 -0.002 -0.004 -0.006 -0.009 -0.011 -0.013 -0.015 -0.016 -0.017 -0.019 -0.021 -0.022 -0.024 -0.024 -0.025 -0.025 -0.016 - 2 -
模型参数
机翼参考面积（m2） 平均气动弦长bA 机翼展长L（m） 模型重量（kg） 轴向X（m） 法向Y（m） 0.0576 0.1848 0.4156 5 安装位置参数（模型参考中心到天平校心的距离） 0.010 0 在前为正 在上为正 1.5数据处理：测量得到的数据为飞机体轴系下的数据，要计算升力系数和阻力系数应该先把数据换算到风轴系下。
因为侧滑角始终为0°，所以体轴系到风轴系的转换公式如下： Xw=Xb*cosα+Yb*sinα（kg） Yw= -Xb*sinα+Yb*cosα（kg）
阻力D=Xw*g（N）升力L=Yw*g（N） g=9.8m/s2
下标w表示风轴系，下标b表示体轴系，因为弹性角很小，在此不进行迎角的修正。
因为模型参考中心与天平校心不重合，古要对俯仰力矩进行修正：
△Mzb=Yb*△xb=Yb*(-0.010)Mzw=Mzb+△Mzb
升力系数CL=L/(q*S)阻力系数CD=D/(q*S)
俯仰力矩系数Mz=Mzw*g/(q*S*L)L—机翼展长L=0.4156m q=0.5*R*V2R—空气密度（kg/m3） R=1.225kg/m3 =0.5*1.225*21.822V—气流速度（m/s） V=21.82m/s =291.619（kg/(m*s2)）S—机翼参考面积（m2）S=0.0576m2 处理后得到结果：
α(°) -5 -4 -3 -2
CL -0.278 -0.222 -0.162 -0.105 3
CD 0.080 0.064 0.048 0.034 Mz 0.035 0.031 0.027 0.023
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