ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Гиперзвуковое обтекание плоской пластины при малом угле атаки из "Прикладная газовая динамика. Ч.2 " Здесь а — угол наклона фронта ударной волны к вектору скорости Wj,. [c.110] Из (21) и (22) с ПОМОЩЬЮ уравнения состояния можно вывести соответствующие зависимости для отношения температур и значений скорости звука в ударной волне. [c.111] Из соотношений (24) и (28) следует, что при гииерзвуковых скоростях (Мя 5) угол наклона (()ронта скачка а близок к углу отклонения потока в скачке со, в связи с чем слой уплотненного газа, расположенный между фронтом скачка и поверхностью тела, оказывается очень тонким (при /с 1 а со). [c.111] Опыты показывают, что указанное предельное состойние газового течения (при Мн ) достигается практически при сравнительно умеренных значениях числа Мн. [c.112] Общее строгое доказательство указанной автомодельности течений с большой сверхзвуковой скоростью было дано впервые С. В. Валандером в 1949 г. ). [c.113] Иначе говоря, в случае Ма при малых углах наклона скачка а число Маха за скачком будет очень большим. Если скачок имеет небольшую интенсивность, то числа Маха перед и за скачком при гиперзвуковой скорости имеют значения одного и того же порядка. [c.114] При рассмотрении течения Прандтля — Майера ( 2) мы представили все параметры в функции угла отклонения потока, тогда как для течения за ударной волной найдены зависимости, содержащие угол самой ударной волны. [c.114] Подставляя (39) в формулы (31) — (34), можно представить изменения давления и плотности в ударной волне, а также величины возмущений скорости в функции угла отклонения потока (угла встречи потока с поверхностью тела). [c.114] Из этих зависимостей следует, что при гиперзвуковых скоростях в плоской косой ударной волне изменение параметров определяется (как и в течении Прандтля — Майера) одним критерием ЛГа = МнСО — произведением числа Маха на угол отклонения потока. [c.114] Полученные в 2 и 3 выражения дают возможность вывести простые формулы для коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления пластины, обтекаемой газовым потоком большой сверхзвуковой скорости при малом угле атаки. [c.115] Если угол атаки пластины со равен или больше предельного угла поворота потока в течении Прандтля — Майера, который определяется (17), то на верхней стороне пластины устанавливается полный вакуум. В этом случае величина, стоящая в квадратной скобке выражения (41), равна нулю. [c.115] Как ВИДИМ, аэродинамические коэффициенты при очень больших значениях Мя и при малых углах атаки весьма малы и, кроме того, не зависят от величины Мв в общем случае эти коэффициенты зависят от критерия ЛГщ. [c.116] Вернуться к основной статье