Порядок обробки експериментальних даних і складання звіту

1. По формулі (2.23), обчислюються значення коефіцієнта тиску c_Pi і результати заносяться в таблицу 2.14.

2. На міліметрівці шикуються координатні діаграми і . Для цього, використовуючи дані таблиці 2.14, наносяться експериментальні точки і . Ці точки сполучають плавними кривими. Написами «c_Рн» і «c_Рв» наголошуються криві, що дають розподіл тиску на верхній і нижній поверхні крила, див. мал. 2.71; на іншій діаграмі наголошуються надписами «c_Рл» і «c_Рк» криві розподіли тиску на лобовій і кормовій частинах профілю.

3. Далі слід обчислити значення коефіцієнта с_п за першою формулою з (2.32). Для цієї мети можна використовувати формулу Сімпсона для чисельної інтеграції:

 

Для використання цієї формули весь інтервал змінення розбивають на N- 1 рівних частин, причому N— обов’язково число непарне. Будь-яке є значення в точці з координатою . При практичному розрахунку значення знімаються з графіка заміром відстані між кривими c_Pн и c_Pв при відповідній координаті з урахуванням знака алгебраїчної величини . Значення Dc_Pп в крайніх точках, як видно з рис. 2.9, завжди дорівнює нулю, т. е. = = 0.

 

Рис. 2.9. Розподіл тиску на верхній і нижній частинах профілю крила

 

Як показує розрахункова практика, число N цілком досить вибирати рівним порядку N= 11.

4.Аналогічну схему обчислення інтеграла можна запропонувати і для другої залежності (2.101). Розрахункова формула набуває вигляду:

де — значення в точці з координатою:

 

Це значення може бути визначене безпосереднім вимірюванням відстані між кривими c_Pл і c_Pк на мал. 2.10 при відповідній координаті . І так само повинен бути врахований знак величини . Тут, як і при обчисленні значення с_п, число N₁ — обов'язково непарне, а = = 0.

5.Обчислені значення с_п і с_t дозволяють знайти аеродинамічні коефіцієнти с_х і с_у згідно формулам (2.31).

Рис. 2.10. Розподіл тиску на лобовій і кормовій частинах профілю крила

 

6. Для обчислення коефіцієнта тангажного моменту с_тz за формулою (2.36) необхідно обчислити інтеграли і , що задаються формулами (2.37). Для цієї мети можна запропонувати ту ж методику чисельної інтеграції, що і при обчисленні коефіцієнтів с_п і с_t. Тому, перш за все, повинні бути графічно побудовані залежності с_р від і с_р від . Розбивши інтервал інтеграції на парне число відрізань, можна з використанням формули Сімпсона обчислити інтеграл , а потім аналогічно і .

7. По формулі (2.37) можна знайти положення центру тиску х _д.

8. У звіті по лабораторній роботі повинен бути представлений наступний графічний матеріал:

♦ схема взаємного розташування осей і сил, що діють на крило;

♦ схема трубки Пито — Прандтля;

♦ графіки залежності c_Pн і c_Pв від ;

♦ графічна залежність c_Pл і c_Pк від ;

♦ графіки залежностей с_р від і с_р від ;

♦ векторна діаграма розподілу безрозмірного надмірного тиску с_р по поверхні крила. На цьому кресленні криловий профіль викреслюється геометрично подібним і указується масштаб відкладених значень с_р.