Successfully reported this slideshow.
We use your LinkedIn profile and activity data to personalize ads and to show you more relevant ads. You can change your ad preferences anytime.

лекция24

  • Be the first to comment

  • Be the first to like this

лекция24

  1. 1. 8.3. Распределение давления на поверхности профиля в режиме трансзвукового обтекания Лекция 24 M > M кр                     Рис. 8.5. Распределение давления на поверхности профиля в режиме  трансзвукового обтекания  при различных числах Маха  M∞
  2. 2. Рис. 8.6. Образование λ−образного скачка уплотнения
  3. 3. 8.4. Волновое сопротивление. Аэродинамические характеристики профиля для трансзвукового режима полета Разность давлений pп − p з ∆M > 0 При Наличие − ∆pв − − ∆M = M ∞ − M кр . pп − pз = ∆pв . Xв . При M ∞ < M кр − X a = X тр + X p . При M ∞ > M кр − X a = X тр + X p + X в .  =1 c xaв Xв Xв = = q∞ S q∞ b (8.1)
  4. 4. ( c xaв = A M ∞ − M кр здесь A ≈ 11 )3 M ∞ − M кр ≤ 0,15 (8.2) M∞ ≈1 8.7. Распределение давления на поверхности обычного (а) и суперкритического (б) профиля
  5. 5. c = 0,135 8.8. Зависимость коэффициента лобового сопротивления от числа Маха для ламинарного и суперкритического профиля M∞
  6. 6. Рис. 8.9. Зависимость коэффициента лобового сопротивления профиля от числа Маха M ∞ M ∞ > M кр
  7. 7. 8.5. Проблема звукового барьера Рис. 8.10. Зависимость коэффициента лобового сопротивления с xa от числа Маха M∞
  8. 8. Рис. 8.11. Экспериментальный самолет Bell XS-1

×