С помощью векторных диаграмм
где
По найденным аэродинамическим коэффициентам в связанной системе координат определяются соответствующие коэффициенты в поточных координатах, по следующим формулам:
Составляющая Cxfкоэффициента лобового сопротивления от трения определяется по следующей формуле:
(3.8)
где
(3.9)
где
Полный коэффициент лобового сопротивления сх определяется по формуле:
Cх = Cхp + Cхf, (3.10)
По полученным значениям Cх, Cyиmzопределяется суммарная аэродинамическая сила:
– качество профиля:
– коэффициент центра давления:
Определим параметры набегающего потока используя начальные условия при α = 5º предположив что скорость в трубе может измениться незначительно и не использовать исходные данные при α = 3º:
1. Скоростной напор
2. Плотность набегающего потока
3.Скорость набегающего потока
4. Коэффициент динамической вязкости,
5.Число Рейнольдса Re∞:
7.Скорость звука:
8.Число Маха:
Для построения векторной диаграммы и графиков
Таблица 3.3
Сводная таблица результатов эксперимента
№ | | | | | Δhi(2º) мм | Δhi(5º)мм | | |
П | 0 | 0 | 0 | 0 | -184 | -119 | 0,9436 | 0,8947 |
1 | 0,0833 | 0,0069 | 0,0521 | 0,0027 | 51 | 79 | -0,2615 | -0,5940 |
2 | 0,1666 | 0,0278 | 0,0688 | 0,0047 | 71 | 76 | -0,3641 | -0,5714 |
3 | 0,2500 | 0,0625 | 0,0750 | 0,0056 | 61 | 61 | -0,3128 | -0,4586 |
4 | 0,3330 | 0,1109 | 0,0770 | 0,0059 | 53 | 49 | -0,2718 | -0,3684 |
5 | 0,4166 | 0,1736 | 0,0750 | 0,0056 | 45 | 40 | -0,2308 | -0,3008 |
6 | 0,5000 | 0,2500 | 0,0688 | 0,0047 | 41 | 33 | -0,2103 | -0,2481 |
7 | 0,5830 | 0,3399 | 0,0604 | 0,0036 | 31 | 26 | -0,1590 | -0,1955 |
8 | 0,6666 | 0,4444 | 0,0563 | 0,0032 | 21 | 16 | -0,1077 | -0,1203 |
9 | 0,7500 | 0,5625 | 0,0479 | 0,0023 | 16 | 13 | -0,0821 | -0,0977 |
10 | 0,8333 | 0,6944 | 0,0417 | 0,0017 | 10 | 9 | -0,0513 | -0,0677 |
11 | 0,9166 | 0,8402 | 0,0333 | 0,0011 | 6 | 5 | -0,0308 | -0,0376 |
12 | 0,0833 | 0,0069 | -0,0521 | 0,0027 | 64 | 3 | -0,3282 | -0,0226 |
13 | 0,1666 | 0,0278 | -0,0688 | 0,0047 | 68 | 20 | -0,3487 | -0,1504 |
14 | 0,2500 | 0,0625 | -0,0750 | 0,0056 | 63 | 23 | -0,3231 | -0,1729 |
15 | 0,3330 | 0,1109 | -0,0770 | 0,0059 | 50 | 20 | -0,2564 | -0,1504 |
16 | 0,4166 | 0,1736 | -0,0750 | 0,0056 | 37 | 17 | -0,1897 | -0,1278 |
17 | 0,5000 | 0,2500 | -0,0688 | 0,0047 | 32 | 14 | -0,1641 | -0,1053 |
18 | 0,5830 | 0,3399 | -0,0604 | 0,0036 | 27 | 13 | -0,1385 | -0,0977 |
19 | 0,6666 | 0,4444 | -0,0563 | 0,0032 | 21 | 10 | -0,1077 | -0,0752 |
20 | 0,7500 | 0,5625 | -0,0479 | 0,0023 | 21 | 10 | -0,1077 | -0,0752 |
21 | 0,8333 | 0,6944 | -0,0417 | 0,0017 | 10 | 4 | -0,0513 | -0,0301 |
22 | 0,9166 | 0,8402 | -0,0333 | 0,0011 | 9 | 4 | -0,0462 | -0,0301 |
З | 1 | 1 | 0 | 0 | -15 | -12 | 0,0769 | 0,0902 |
Δh’(α = 2º), мм | -195 | |||||||
Δh’’(α = 5º), мм | -133 |
Согласно Таблице 3.3 построим векторные диаграммы для углов равных 2º и 5º для того чтобы иметь представление о характере изменения коэффициента давления по периметру профиля. Для результатов же при угле атаки равном 5º построим все необходимые диаграммы для нахождения, аэродинамических коэффициентов.
Рис. 3.4. Координатная диаграмма
Рис. 3.5. Координатная диаграмма
Рис. 3.6. Координатная диаграмма