空氣動力學實驗
空氣動力學實驗
aerodynamic experiments 進行空氣動力學研究的一種基本手段，通過實驗途徑研究空氣運動規律以及空氣與相對運動物體（主要是飛行器）之間的相互作用。
空氣動力學是力學的一個分支，它主要研究物體在同氣體作相對運動情況下的受力特性、氣體流動規律和伴隨發生的物理化學變化。它是在流體力學的基礎上，隨著航空工業和噴氣推進技術的發展而成長起來的一個學科。
空氣動力學研究的過程一般是：通過實驗和觀察，對流動現象和機理進行分析，提出合理的力學模型，根據上述幾個方面的物理定律，提出描述流動的基本方程和定解條件；然後根據實驗結果，再進一步檢驗理論分析或數值結果的正確性和適用範圍，並提出進一步深入進行實驗或理論研究的問題。如此不斷反覆、廣泛而深入地揭示空氣動力學問題的本質。
分實物實驗和模型實驗兩大類。
實物實驗如飛機飛行實驗和導彈實彈發射實驗等，不會發生模型和環境等模擬失真問題，一直是鑒定飛行器氣動性能和校準其他實驗結果的最終手段，這類實驗的費用昂貴，條件也難控制，而且不可能在產品研製的初始階段進行，故空氣動力學實驗一般多指模型實驗。
空氣動力學實驗按空氣（或其他氣體）與模型（或實物）產生相對運動的方式不同可分為3類：①空氣運動，模型不動，如風洞實驗。②空氣靜止，物體或模型運動，如飛行實驗、模型自由飛實驗（有動力或無動力飛行器模型在空氣中飛行而進行實驗）、火箭橇實驗（用火箭推進的在軌道上高速行駛的滑車攜帶模型進行實驗）、旋臂實驗（旋臂機攜帶模型旋轉而進行實驗）等。③空氣和模型都運動，如風洞自由飛實驗（相對風洞氣流投射模型而進行實驗）、尾旋實驗（在尾旋風洞上升氣流中投入模型，並使其進入尾旋狀態而進行實驗）等。
進行模型實驗時，應保證模型流場與真實流場之間的相似，即除保證模型與實物幾何相似以外，還應使兩個流場有關的相似准數，如雷諾數、馬赫數、普朗特數等對應相等（見流體力學相似准數）。實際上，在一般模型實驗（如風洞實驗）條件下，很難保證這些相似准數全部相等，只能根據具體情況使主要相似准數相等或達到自准範圍。例如涉及粘性或阻力的實驗應使雷諾數相等；對於可壓縮流動的實驗，必須保證馬赫數相等，等等。應該滿足而未能滿足相似准數相等而導致的實驗誤差，有時也可通過數據修正予以消除，如雷諾數修正。洞壁和模型支架對流場的干擾也應修正。空氣動力學實驗主要測量氣流參數，觀測流動現象和狀態，測定作用在模型上的氣動力等。實驗結果一般都整理成無量綱的相似准數，以便從模型推廣到實物。
風洞是進行空氣動力學實驗的一種主要設備，幾乎絕大多數的空氣動力學實驗都在各種類型的風洞中進行。
原理
風洞的原理是使用動力裝置在一個專門設計的管道內驅動一股可控氣流，使其流過安置在實驗段的靜止模型，模擬實物在靜止空氣中的運動。測量作用在模型上的空氣動力，觀測模型表面及周圍的流動現象。根據相似理論將實驗結果整理成可用於實物的相似准數。實驗段是風洞的中心部件，實驗段流場應模擬真實流場，其氣流品質如均勻度、穩定度（指參數隨時間變化的情況）、湍流度等，應達到一定指標。
分類
風洞主要按實驗段速度範圍分類，速度範圍不同，其工作原理、型式、結構及典型尺寸也各異。低速風洞：實驗段速度範圍為0～100 米/秒或馬赫數Ma=0～0.3左右；亞聲速風洞：Ma=0.3～0.8左右；跨聲速風洞：Ma=0.8 ～1.4（或1.2）左右；超聲速風洞：Ma=1.5～5.0左右；高超聲速風洞Ma=5.0～10（或12)；高焓高超聲速風洞Ma>10（或12）。
優點
風洞實驗的主要優點是：①實驗條件（包括氣流狀態和模型狀態兩方面）易於控制。②流動參數可各自獨立變化。③模型靜止，測量方便而且容易準確。④一般不受大氣環境變化的影響。⑤ 與其他空氣動力學實驗手段相比，價廉、可靠等。缺點是難以滿足全部相似准數相等，存在洞壁和模型支架干擾等，但可通過數據修正方法部分或大部克服。
項目
風洞實驗的主要項目有測力實驗、測壓實驗、傳熱實驗、動態模型實驗和流態觀測實驗等。測力和測壓實驗是測定作用於模型或模型部件（如飛行器模型中的一個機翼等）的氣動力及表面壓強分佈，多用於為飛行器設計提供氣動特性數據。傳熱實驗主要用於研究超聲速或高超聲速飛行器上的氣動加熱現象。動態模型實驗包括顫振、抖振和動穩定性實驗等，要求模型除滿足幾何相似外還能模擬實物的結構剛度、質量分佈和變形。流態觀測實驗廣泛用於研究流動的基本現象和機理。計算機在風洞實驗中的應用極大地提高了實驗的自動化、高效率和高精度的水平。
由於實際流動的複雜性，單純理論或計算結果都必須通過實驗驗證才能應用於實際問題，有關流動機制的研究更需要依靠實驗，因此空氣動力學實驗有著重要的意義和廣泛的發展前景。
翼的空氣動力實驗
實驗目的
1．了解空氣動力學實驗系統的構成；
2．驗證流體動力學的基本定律；
3．掌握流動氣體各種壓力、流量的測試方法；
4．了解機翼的空氣動力學效應。
基本方程
流體動力學的規律甚廣，並且還在不斷發展中，但測量流體的流速、流量以及依此組成的各類測量儀器，乃至機翼高速運行時產生的升力、火箭噴射時產生的推力等等，都遵循著流體動力學的兩個基本定律。
● 連續性方程
如忽略流體的壓縮因素，流體在封閉性管道中作穩恆流動時，在單位時間內流進某截面（ ）的流體質量必等於在另一截面（ ）流出的流體質量（即流量相等），即
在穩恆流動中，流體在封閉管道中任一點的壓強遵循伯努利方程
流速測量
皮託管是用來測量運動流體內任一點流速的儀器，其結構如下圖所示。皮託管由兩根流管組成，中心管道的頭部開孔，用以測量來流的總壓力，外圍管道則在側壁開有
皮託管測速原理圖
若干小孔，用以測量該處的靜壓力。兩管的尾部分別用軟管與斜管液體氣壓計相連，作為總壓力和靜壓力的測試接頭。根據伯努利方程，流速由總壓和靜壓之差即動壓計算。
流量測量
● 文丘里管
文丘里管是由漸縮管、喉管和漸擴管組成（如下圖所示）。漸縮管的斷面急速變小，漸擴管的斷面逐漸增大，恢復到原來的斷面，斷面最小段為喉管。文丘里管可以進行連續性方程和伯努利方程的驗證。
文丘里管
根據連續性方程和伯努利方程，流管各處氣流的流速與壓強之間有如下關係
顯然，文丘里管咽喉處的流速最大，而壓力最小。
● 文丘里流量計
文丘里流量計也是根據伯努利方程設計的測量管道中流體流量的儀錶。流量公式為
式中，與 分別為主管和喉管處的壓強；與 分別為主管和喉管的截面積；為文丘里流量計的流量係數。
機翼的升力和阻力
下圖所示為流線型機翼在大氣中飛行過程中產生升力的示意圖。
模型機翼升力產生示意圖
當機翼向上昂起（攻角α>0）時（翼弦與水平面的交角，稱為攻角、飛行角），機翼的上方流線較密，流速快；而機翼下方流線則較為平坦（近於大氣壓），流速慢，則
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根據伯努利方程，必然有
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由此產生升力。機翼在飛行中不但受到與運動方向垂直的升力，又受到與速度方向相反的阻力（升力與阻力的合力為）。
1．伯努利方程驗證實驗
伯努利方程驗證實驗系統圖
系統構成：實驗導軌及滑座、風機、大圓形→小圓形流管、小圓整流器、文丘里管、軟管、多管壓力計
如上圖所示，將文丘里管的5個靜壓測試探頭用軟管順次與多管壓力計相接，開啟通風機，觀察文丘里管各探測點的壓力分佈，調節不同風速，分別記錄多管壓力計中各測壓管的液面高度，驗證伯努利方程。
文丘里管因邊緣測點處流場不均勻，誤差較大，故一般捨棄不用。
2. 阻力測試實驗（阻力曲線測定）
阻力測試實驗系統圖
系統構成：實驗導軌及滑座、風機、大圓形→中圓形流管、中圓整流器、立桿、橫臂組件、導軌座板、
測量小車（A）、扇形拉力計、模塊(圓盤形、球形、半球殼形、流線型)
實驗系統如上圖所示。
● 測量同形而不同截面積的圓盤形模塊的面積 及其所受的阻力，畫出 ～ 曲線。
● 用扇形拉力計測量不同形狀模塊所受的阻力，比較所受阻力的大小。
3．斜體模塊實驗（連續性方程驗證）
按封閉式實驗系統安裝成風洞實驗系統，如下圖所示。
斜體模塊實驗系統圖
系統構成：實驗導軌及滑座、風機、大方形→方形流管、風洞、方形→大方形流管、立桿、
斜管液體氣壓計、軟管、皮託管、斜體模塊
以皮託管作壓力感測頭，使用斜管液體氣壓計測量斜面各標線流場處的風壓 及風速 值，畫出 ～ 曲線。
4. 升力測定實驗(升力曲線)
實驗系統如下圖所示。
升力測定實驗系統圖
系統構成：實驗導軌及滑座、風機、大方形→方形流管、風洞、方形→大方形流管、立桿、橫臂組件、
導軌座板、測量小車（B）、扇形拉力計、升力模塊
將模型連接螺栓的後部插入機翼模型中央橫桿的后圓孔之中，模型連接螺栓的前部螺絲放入模型中央橫桿前部的半圓槽中，擰上模型連接螺栓的延長桿，然後放進風洞之中，模型的前後吊杆從風洞頂板縫槽中穿過並與測量小車（B）的升力秤相連。
旋動測量小車上部的升力秤高度調節旋鈕（調節時另一手護住測試小車），目測使升力秤處於上下可移動範圍的中間位置。調節升力秤的可調外盤，使機翼的攻角約在0°的位置。調節升力秤指針刻度盤，置“0”位。
● 開啟風機，調節風速，用扇形拉力計和升力秤分別測出模型的阻力 和升力，繪出 ～ 曲線。
● 在風速不變的情況下，改變攻角（建議從+12°～-8°），逐點測量模型的阻力 和升力，繪出 ～ 和 ～ 曲線。
1．風洞的進風口及風機出口前後需有一段開闊區。 2．風機全速運行時間不能超過1小時，低速運行時間不能超過15分鐘。
3．各部件、附件連接時，應保持平穩對接，且將各滾花螺栓擰緊，但不宜用力過大。
4．扇形拉力計、測量小車、升力秤連同導軌座架等構件均為精密組件，裝卸和使用時必須小心輕放，仔細操作，不能超載，嚴禁過度用力。
參考：
基本信息
- 分類
- 實物實驗、空氣動力學
- 屬於
- 力學
- 基本手段
- 空氣動力學研究