攻角与失速演示

实验目的

理解攻角对升力的影响，认识失速现象及其产生原因。

实验原理

攻角增大时，翼型上下表面的压力差增大，升力系数 CL 随之增大。当攻角超过临界攻角时，上表面边界层中的气流无法贴附翼面而发生分离，形成大范围涡流，升力急剧下降、阻力增大，称为失速。临界攻角随翼型和气流条件而不同。

实验器材

• 翼型模型
• 来流气流
• 攻角调节装置
• 升力系数 CL 随攻角变化的曲线
• 观察对象：翼面气流的流线和分离情况

实验步骤

1. 设定一定的来流速度，攻角从 0° 开始。
2. 逐步增大攻角，观察翼面气流是否贴附。
3. 记录各攻角对应的升力系数和阻力系数。
4. 继续增大攻角，观察气流开始分离的位置。
5. 找出升力系数达到最大后开始下降的攻角。
6. 绘制 CL－攻角曲线，标出临界攻角。

实验现象与结论

攻角较小时，气流平顺地绕过翼面，CL 随攻角近似线性增大。攻角超过临界值后，上表面气流分离，CL 下降，阻力明显增大，出现失速。这说明攻角并不是越大升力越大。

注意事项

• 真实风洞实验中，调整攻角前应先停止气流。
• 模型和支架必须固定牢固。

常见问题

什么是失速？

攻角超过临界值后，翼面气流分离，升力明显下降而阻力增大的现象，与飞行速度快慢没有必然对应。

临界攻角是固定不变的吗？

不是。它与翼型形状、气流速度等条件有关，不同翼型的临界攻角不同，需要通过实验或计算确定。