2024年5月16日发(作者：诺基亚1020拍月亮)

量测实验十四 翼型表面压强分布测量实验

（一） 实验目的和要求

1、测量气流攻角



0

，

4

，

8

，和

12

的翼型表面压强分布。

2、由压强分布计算升力系数。

3、绘制攻角



4

的翼型表面压强分布图。

（二） 实验装置

1. 空气动力台，NACA0021型二元翼型，斜管压差计或多通道扫描阀；

2 小型风洞，NACA23015型二元翼型，多通道扫描阀装置。

（三） 实验装置介绍：

1. 小型风洞或气动台实验装置以及原理：（见图1）

图1 风洞与气动台实验装置原理图

其中，p

0

为驻点压强或总压。当气流经收缩段进入实验段后，气流速度分布

比较均匀，速度为V

∞

，压强为p

∞

。，称为静压或来流压强。

2 翼型模型：

（1）对于本实验小型风洞中使用NACA23015二元翼型，其弦长C=280mm，

表面周长

s

0

=582.8mm，上下对称布置了14个测压孔，测压孔的开孔测点示意图

（图2）以及具体位置标示见表1，其中s为表面曲线的孤长，从前缘的测点1

起算，表中给出了各测点的x，y，s值。

y

4

5

2

3

6

7

x

8

1



9

13

14

10

12

11

图型2翼型示意图

测点

上

表

面

x/c

y/c

s/s

0

1

0

0

0

2

0.05

0.06

0.04

3

0.1

0.066

4

0.2

0.115

5

0.3

0.1

6

0.7

0.05

7

0.95

0.01

0.48

8

1

0

0.505

0.076 0.095

0.184 0.352

测点

下

表

面

x/c

y/c

s/s

0

14

0.05

13

0.1

12

0.2

11

0.3

10

0.7

0.65

9

0.95

-0.039 -0.052 -0.062 -0.057 -0.014 -0.008

-0.969 0.942 0.892 0.844 0.63

表 1 NACA23015二元翼型测孔位置表

（2）气动台中使用的NACA0021型二元翼型，其弦长C=100mm。其测孔

位置见下表2：

测点编号 1 2 3 4 5 6 7

x(mm)上 0 5 10 20 30 60 80

y(mm)上 0 6.221 8.195 10.04 10.504 7.986 4.591

测点编号 8 9 10 11 12 13 14

x(mm)下 100 80 60 30 20 10 5

y(mm)下 0.221 -4.591 -7.986 -10.504 -10.04 -8.195 -6.221

表 2 NACA0021型二元翼型测孔位置表

3．多管差压计：

将14个测点以及总压静压用导管引出与倾斜式多管压差计相连接，便可以

直接读取各个测压管数值，由以上公式，即可计算各点压强系数。

4. 多通道扫描阀：

本多通道扫描阀由50各电磁开关，2个高精度压差传感器，以及7017型数

据采集模块，24v供电电源，TLC-485-9D接口转换器等组成。

由此，通过电磁阀对各个测点通道的开关控制，利用压差传感器将测出各测

点压强与来流压强的差，以及驻点压强和来流压强的差，转化成7017型数据采

集模块可以识别的电压信号，编制相应数据采集处理软件，使其还原成压差数值，

从而实现了计算机的自动实时数据采集，以及相应的数据计算处理。

多通道扫描阀的工作原理如图3所示：