3.1. Таблица результатов | Форма крыла | Угол атаки (°) | Скорость потока (м/с) | Подъемная сила (Н) | |---------------------|--------------------|-----------------------------|----------------------------| | Плоское | 0 | 5 | 0.01 | | Асимметричное| 15 |

На основе предоставленных данных в таблице результатов, можно создать два графика.

График 1: Завис...

- : Угол атаки (°) - : Подъемная сила (Н) - : - Для плоского крыла: при угле атаки 0° подъемная сила составляет 0.01 Н. - Для асимметричного крыла: при угле атаки 15° подъемная сила составляет 0.18 Н. На графике можно ожидать, что подъемная сила будет увеличиваться с увеличением угла атаки для асимметричного крыла, в то время как плоское крыло будет показывать минимальную подъемную силу. Коэффициент подъемной силы \( C_l \) можно рассчитать по формуле: \[ Cl}{\frac{1}{2} \cdot \rho \cdot V^2 \cdot S} \] где: - \( F_l \) — подъемная сила, - \( \rho \) — плотность воздуха (обычно принимается 1.225 кг/м³ на уровне моря), - \( V \) — скорость потока (м/с), - \( S \) — площадь крыла (предположим, что площадь крыла одинакова для обоих профилей). Для упрощения расчетов, если площадь крыла \( S \) равна 1 м², то: - Для плоского крыла при \( V = 5 \) м/с: \[ C_l = \frac{0.01}{\frac{1}{2} \cdot 1.225 \cdot 5^2 \cdot 1} = \frac{0.01}{15.3125} \approx 0.00065 \] - Для асимметричного крыла при \( V = 5 \) м/с: \[ C_l = \frac{0.18}{\frac{1}{2} \cdot 1.225 \cdot 5^2 \cdot 1} = \frac{0.18}{15.3125} \approx 0.0117 \] - будет показывать резкий рост подъемной силы для асимметричного крыла при увеличении угла атаки, в то время как плоское крыло останется на уровне 0.01 Н. - будет показывать, что коэффициент подъемной силы \( C_l \) для асимметричного крыла значительно выше, чем для плоского крыла. Теперь вы можете задать вопросы по тексту.