Ce diaporama a bien été signalé.
Nous utilisons votre profil LinkedIn et vos données d’activité pour vous proposer des publicités personnalisées et pertinentes. Vous pouvez changer vos préférences de publicités à tout moment.
8.3. Распределение давления на поверхности
профиля в режиме трансзвукового обтекания

Лекция 24

M > M кр

              
...
Рис. 8.6. Образование λ−образного скачка уплотнения
8.4. Волновое сопротивление. Аэродинамические
характеристики профиля для трансзвукового режима
полета
Разность давлений

p...
(

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 обы...
c = 0,135

8.8. Зависимость коэффициента лобового сопротивления от числа Маха
для ламинарного и суперкритического профиля
...
Рис. 8.9. Зависимость коэффициента лобового сопротивления
профиля от числа Маха M ∞

M ∞ > M кр
8.5. Проблема звукового барьера

Рис. 8.10. Зависимость коэффициента лобового сопротивления с xa
от числа Маха

M∞
Рис. 8.11. Экспериментальный самолет Bell XS-1
Prochain SlideShare
Chargement dans…5
×

лекция24

Livres associés

Gratuit avec un essai de 30 jours de Scribd

Tout voir
  • Soyez le premier à commenter

  • Soyez le premier à aimer ceci

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

    Soyez le premier à commenter

    Identifiez-vous pour voir les commentaires

Vues

Nombre de vues

259

Sur Slideshare

0

À partir des intégrations

0

Nombre d'intégrations

20

Actions

Téléchargements

2

Partages

0

Commentaires

0

Mentions J'aime

0

×