Обработка экспериментальных данных

1. Рассчитываются углы поворота потока d_к:

d_к = i – w₀.

В этой формуле: i – угол между осью симметрии клина и направлением вектора скорости невозмущенного потока (осью аэродинамической трубы), w₀ – половина угла клина (w₀ = 7°).

2. Показания манометров в делениях переводятся в Па:

[Па]

Здесь: В₀ - атмосферное давление в мм рт.ст., Dp_i^*¢ - показания манометра в делениях, N_max - максимальное количество делений на шкале манометра. Индекс i принимает значения н и к.

3. Показания вакууметров в делениях переводятся в Па:

[Па]

В этой формуле: В₀ - атмосферное давление в мм рт.ст., Dp_i - показания вакууметра в делениях, N_max - максимальное количество делений на шкале вакууметра. Индекс i принимает значения н и к.

4. Рассчитывается отношение давлений p_н и p_н*¢: p_н / p_н*¢.

5. По таблице для определения скорости (числа Маха) сверхзвукового потока (табл. П.3.1 в Приложении 3) по значению отношения давлений p_н / p_н*¢ находится число Маха невозмущенного потока М_н.

6. Рассчитывается отношение давлений p_к и p_к*¢: p_к /p_к*¢.

7. По таблице для определения скорости (числа Маха) сверхзвукового потока (табл. П.3.1 в Приложении 3) по значению отношения давлений p_к/p_к*¢ находится число Маха после поворота потока М_к.

8. Определяется отношение статических давлений за волной разрежения и перед ней: .

Результаты расчетов заносятся в табл. 3.1.