标题：空气动力学实验
类和原理
空气动力学实验分类分实物实验和模型实验两大类 。实物实验如飞机飞行实验和导弹实弹发射实验等，不会发生模型和环境等模拟失真问题，一直是鉴定飞行器气动性能和校准其他实验结果的最终手段，这类实验的费用昂贵，条件也难控制，而且不可能在产品研制的初始阶段进行，故空气动力学实验一般多指模型实验。空气动力学实验按空气（或其他气体）与模型（或实物）产生相对运动的方式不同可分为3类：①空气运动，模型不动，如风洞实验 。②空气静止，物体或模型运动，如飞行实验、模型自由飞实验（有动力或无动力飞行器模型在空气中飞行而进行实验）、火箭橇实验（用火箭推进的在轨道上高速行驶的滑车携带模型进行实验）、旋臂实验（旋臂机携带模型旋转而进行实验）等。③空气和模型都运动，如风洞自由飞实验（相对风洞气流投射模型而进行实验）、尾旋实验（在尾旋风洞上升气流中投入模型，并使其进入尾旋状态而进行实验）等。原理进行模型实验时，应保证模型流场与真实流场之间的相似，即除保证模型与实物几何相似以外，还应使两个流场有关的相似准数，如雷诺数、马赫数、普朗特数等对应相等（见流体力学相似准数）。实际上，在一般模型实验（如风洞实验）条件下，很难保证这些相似准数全部相等，只能根据具体情况使主要相似准数相等或达到自准范围。例如涉及粘性或阻力的实验应使雷诺数相等；对于可压缩流动的实验，必须保证马赫数相等，等等。应该满足而未能满足相似准数相等而导致的实验误差，有时也可通过数据修正予以消除，如雷诺数修正。洞壁和模型支架对流场的干扰也应修正。空气动力学实验主要测量气流参数，观测流动现象和状态，测定作用在模型上的气动力等。实验结果一般都整理成无量纲的相似准数，以便从模型推广到实物。
风洞和风洞实验
风洞是进行空气动力学实验的一种主要设备，几乎绝大多数的空气动力学实验都在各种类型的风洞中进行。风洞的原理是使用动力装置在一个专门设计的管道内驱动一股可控气流，使其流过安置在实验段的静止模型，模拟实物在静止空气中的运动。测量作用在模型上的空气动力，观测模型表面及周围的流动现象。根据相似理论将实验结果整理成可用于实物的相似准数。实验段是风洞的中心部件，实验段流场应模拟真实流场，其气流品质如均匀度、稳定度（指参数随时间变化的情况）、湍流度等，应达到一定指标。风洞主要按实验段速度范围分类，速度范围不同，其工作原理、型式、结构及典型尺寸也各异。低速风洞：实验段速度范围为0～100 米/秒或马赫数Ma=0～0.3左右 ；亚声速风洞：Ma=0.3～0.8左右；跨声速风洞：Ma=0.8 ～1.4（或1.2）左右；超声速风洞：Ma=1.5～5.0左右；高超声速风洞Ma=5.0～10（或12)；高焓高超声速风洞Ma>10（或12）。风洞实验的主要优点是：①实验条件（包括气流状态和模型状态两方面）易于控制。②流动参数可各自独立变化。③模型静止，测量方便而且容易准确。④一般不受大气环境变化的影响 。⑤ 与其他空气动力学实验手段相比，价廉、可靠等。缺点是难以满足全部相似准数相等，存在洞壁和模型支架干扰等，但可通过数据修正方法部分或大部克服。
风洞实验的主要项目有测力实验、测压实验、传热实验、动态模型实验和流态观测实验等。测力和测压实验是测定作用于模型或模型部件（如飞行器模型中的一个机翼等）的气动力及表面压强分布，多用于为飞行器设计提供气动特性数据。传热实验主要用于研究超声速或高超声速飞行器上的气动加热现象。动态模型实验包括颤振、抖振和动稳定性实验等 ，要求模型除满足几何相似外还能模拟实物的结构刚度、质量分布和变形。流态观测实验广泛用于研究流动的基本现象和机理。计算机在风洞实验中的应用极大地提高了实验的自动化、高效率和高精度的水平。
由于实际流动的复杂性，单纯理论或计算结果都必须通过实验验证才能应用于实际问题，有关流动机制的研究更需要依靠实验，因此空气动力学实验有着重要的意义和广泛的发展前景。
翼的空气动力实验
一、实验目的1．了解空气动力学实验系统的构成；
2．验证流体动力学的基本定律；
3．掌握流动气体各种压力、流量的测试方法；
4．了解机翼的空气动力学效应。
二、实验原理1．流体动力学的两个基本方程流体动力学的规律甚广，并且还在不断发展中，但测量流体的流速、流量以及依此组成的各类测量仪器，乃至机翼高速运行时产生的升力、火箭喷射时产生的推力等等，都遵循着流体动力学的两个基本定律。
● 连续性方程 
如忽略流体的压缩因素，流体在封闭性管道中作稳恒流动时，在单位时间内流进某截面（ ）的流体质量必等于在另一截面（ ）流出的流体质量（即流量相等），即
● 伯努利方程 
在稳恒流动中，流体在封闭管道中任一点的压强遵循伯努利方程
2．流速测量
皮托管是用来测量运动流体内任一点流速的仪器，其结构如下图所示。皮托管由两根流管组成，中心管道的头部开孔，用以测量来流的总压力 ，外围管道则在侧壁开有
皮托管测速原理图
若干小孔，用以测量该处的静压力 。两管的尾部分别用软管与斜管液体气压计相连，作为总压力和静压力的测试接头。根据伯努利方程，流速由总压和静压之差即动压计算。
3．流量测量
● 文丘里管
文丘里管是由渐缩管、喉管和渐扩管组成（如下图所示）。渐缩管的断面急速变小，渐扩管的断面逐渐增大，恢复到原来的断面，断面最小段为喉管。文丘里管可以进行连续性方程和伯努利方程的验证。
文丘里管
根据连续性方程和伯努利方程，流管各处气流的流速与压强之间有如下关系
显然，文丘里管咽喉处的流速最大，而压力最小。
● 文丘里流量计
文丘里流量计也是根据伯努利方程设计的测量管道中流体流量的仪表。流量公式为
式中， 与 分别为主管和喉管处的压强； 与 分别为主管和喉管的截面积； 为文丘里流量计的流量系数。
4．机翼的升力和阻力
下图所示为流线型机翼在大气中飞行过程中产生升力的示意图。
模型机翼升力产生示意图
当机翼向上昂起（攻角α>0）时（翼弦与水平面的交角，称为攻角、飞行角），机翼的上方流线较密，流速快；而机翼下方流线则较为平坦（近于大气压），流速慢，则
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根据伯努利方程，必然有 
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由此产生升力。机翼在飞行中不但受到与运动方向垂直的升力 ，又受到与速度方向相反的阻力 （升力与阻力的合力为 ）。
三、实验内容1．伯努利方程验证实验
伯努利方程验证实验系统图
系统构成：实验导轨及滑座、风机、大圆形→小圆形流管、小圆整流器、文丘里管、软管、多管压力计
如上图所示，将文丘里管的5个静压测试探头用软管顺次与多管压力计相接，开启通风机，观察文丘里管各探测点的压力分布，调节不同风速，分别记录多管压力计中各测压管的液面高度，验证伯努利方程。
文丘里管因边缘测点处流场不均匀，误差较大，故一般舍弃不用。
2. 阻力测试实验（阻力曲线测定）
阻力测试实验系统图
系统构成：实验导轨及滑座、风机、大圆形→中圆形流管、中圆整流器、立杆、横臂组件、导轨座板、
测量小车（A）、扇形拉力计、模块(圆盘形、球形、半球壳形、流线形) 
实验系统如上图所示。
● 测量同形而不同截面积的圆盘形模块的面积 及其所受的阻力 ，画出 ～ 曲线。
● 用扇形拉力计测量不同形状模块所受的阻力 ，比较所受阻力的大小。
3．斜体模块实验（连续性方程验证） 
按封闭式实验系统安装成风洞实验系统，如下图所示。
斜体模块实验系统图
系统构成：实验导轨及滑座、风机、大方形→方形流管、风洞、方形→大方形流管、立杆、
斜管液体气压计、软管、皮托管、斜体模块
以皮托管作压力传感头，使用斜管液体气压计测量斜面各标线流场处的风压 及风速 值，画出 ～ 曲线。
4. 升力测定实验(升力曲线)
实验系统如下图所示。 
升力测定实验系统图
系统构成：实验导轨及滑座、风机、大方形→方形流管、风洞、方形→大方形流管、立杆、横臂组件、
导轨座板、测量小车（B）、扇形拉力计、升力模块
将模型连接螺栓的后部插入机翼模型中央横杆的后圆孔之中，模型连接螺栓的前部螺丝放入模型中央横杆前部的半圆槽中，拧上模型连接螺栓的延长杆，然后放进风洞之中，模型的前后吊杆从风洞顶板缝槽中穿过并与测量小车（B）的升力秤相连。
旋动测量小车上部的升力秤高度调节旋钮（调节时另一手护住测试小车），目测使升力秤处于上下可移动范围的中间位置。调节升力秤的可调外盘，使机翼的攻角约在0°的位置。调节升力秤指针刻度盘，置“0”位。 
● 开启风机，调节风速，用扇形拉力计和升力秤分别测出模型的阻力 和升力 ，绘出 ～ 曲线。 
● 在风速不变的情况下，改变攻角 （建议从+12°～-8°），逐点测量模型的阻力 和升力 ，绘出 ～ 和 ～ 曲线。四、注意事项1．风洞的进风口及风机出口前后需有一段开阔区。　　2．风机全速运行时间不能超过1小时，低速运行时间不能超过15分钟。
3．各部件、附件连接时，应保持平稳对接，且将各滚花螺栓拧紧，但不宜用力过大。
4．扇形拉力计、测量小车、升力秤连同导轨座架等构件均为精密组件，装卸和使用时必须小心轻放，仔细操作，不能超载，严禁过度用力。