1. Вычисляются значения коэффициента давления по формуле
,
где 
– удельный вес жидкости в манометре (для подкрашенной воды 
) [1].
2. На миллиметровке выстраиваются координатные диаграммы 
и 
. Для этого, используя данные табл. 14.1, наносятся экспериментальные точки (
, 
) и (, 
). Эти точки соединяют плавными кривыми. Надписями «
» и «
» отмечаются кривые, дающие распределение давления на верхней и нижней поверхности крыла (рис.14.2); на другой диаграмме отмечаются надписями «
» и «
» кривые распределения давления на лобовой и кормовой частях профиля (рис.14.3).
3. Далее следует вычислить значение безразмерного коэффициента 
, используя формулу Симпсона для численного интегрирования [1]:
.
Для использования этой формулы весь интервал 
разбивают на 
равных частей, причем 
– обязательно число нечетное. Любое 
есть значение 
в точке с координатой 
При практическом расчете значения снимаются с графика замером расстояния между кривыми и при соответствующей координате 
с учетом знака алгебраической величины . Значения 
в крайних точках, как видно из рис. 14.2, всегда равны нулю, т. е. 
.
Как показывает расчетная практика, число вполне достаточно выбирать равным порядка 
.
4. Аналогично при вычислении второго безразмерного коэффициента [1]:
,
где 
– значение 
в точке с координатой
.
Это значение может быть определено непосредственным измерением расстояния между кривыми и на рис. 14.3 при соответствующей координате 
. И точно так же должен быть учтен знак величины . Здесь, как и при вычислении значения , число 
– обязательно нечетное, a 
.
5. Вычисленные значения и 
позволяют найти аэродинамические коэффициенты 
и 
согласно формулам [1]:
,
.
6. Для вычисления коэффициента тангажного момента 
необходимо вычислить интегралы:
,
.
Для этой цели можно предложить ту же методику численного интегрирования, что и при вычислении коэффициентов и . Поэтому прежде всего должны быть графически построены зависимости 
и 
. Разбив интервал интегрирования 
на четное число отрезков, можно с использованием формулы Симпсона вычислить интеграл 
, а затем аналогично и 
.
7. Положение центра давления можно найти по формуле
.
Форма отчета.
Таблица 14.1 – Регистрация и обработка опытных данных [1]
 , град.
|  , см
| отв.№ | |||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
|
| |||||||||||||||||
|
| |||||||||||||||||
|
| |||||||||||||||||
|
|
Точность измерений должна быть до десятых долей сантиметра.
Рис. 14.2. Распределение давления на верхней и нижней частях профиля крыла [1]
Рис. 14.3. Распределение давления
на лобовой и кормовой частях профиля крыла [1]
Кроме приведенной выше таблицы и графиков в отчете по лабораторной работе должен быть представлен следующий графический материал:
1) схема взаимного расположения осей и действующих на крыло сил (рис.14.4) [1];
Рис. 14.4. Расположение центра давления крыла [1]
2) схема трубки Пито-Прандтля;
3) графики зависимостей и ;
4) векторная диаграмма распределения безразмерного избыточного давления 
по поверхности крыла (рис.14.5) [1]. На этом чертеже крыловой профиль вычерчивается геометрически подобным и указывается масштаб отложенных значений .
Рис.14.5. Векторная диаграмма распределения избыточного давления
по поверхности крыла [1]
7. Контрольные вопросы:
1. Объясните принцип измерения скорости в потоке газа при помощи трубки Пито-Прандтля.
2. Запишите формулу для определения скорости звука. Поясните ее физический смысл.
3. Поясните, какие силы действуют на профиль, обтекаемый потоком газа.
Лабораторная работа № 15
