Угол Маха

В качестве новых искомых функций выбираются угол Маха а и угол наклона скорости по формулам [c.225]

Здесь a a — угол Маха, для которого sin о = 1/М и, следовательно, [c.48]

Из табл. 1.3.1 [20] по этому значению находим число М/у = 1,436 и угол Маха 44,14°. [c.190]

Из табл. 1.3.1 [201 по (Og = 10° находим величину Mg = 1,441 и угол Маха pg=43,94°. [c.190]

Определим угол Маха р,х, = [c.235]

Первое сечение 2 = —0,45 м расположено по обе стороны от линии Маха, выходящей из точки излома крыла, а второе сечение = —1,5 м находится за пределами этой линии. Находим угол Маха tgp = Ma =0,8944, [c.451]

Угол наклона характеристик двух семейств (угол Маха) [c.130]

Здесь а — угол Маха, а ф — угол между местным направлением вектора скорости и осью симметрии двигателя. [c.114]

При сверхзвуковой скорости потока газа волны возмущений также имеют вид окружностей, но в силу условия и> а область их распространения ограничивается прямыми AM и AN (для осесимметричного потока — поверхностью конуса), называемыми линиями возмущения или линиями Маха. Эти прямые образуют с вектором скорости угол Маха, определяемый формулой [c.69]

Если в струе, движущейся со скоростью, меньшей скорости звука (дозвуковое течение), возникшие возмущения могут распространяться в любом направлении (их скорость равна скорости звука), то в сверхзвуковом потоке возмущения могут двигаться либо по потоку, либо в некоторых направлениях, определяемых конусом возмущений (конусом Маха). Синус половинного угла при вершине этого конуса определяется отношением скорости звука к скорости потока. Распространение возмущений под углами, превышающими угол Маха, невозможно, так как возмущения сносятся потоком. Поэтому движение газа при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях существенно различно. [c.11]

В рассматриваемом приблпжепип конус х = Рл представляет собой поверхность слабого ра-эрыва. В следующем приближении появляется ударная волна, интенсивность которой (относительный скйчок давления) пропорциональна X, а угол полураствора превосходит угол Маха на величину, тоже пропорциональную х - [c.596]

Это свойство характеристик заранее оче- Гмтя тика видно из следующих простых соображений. В точках линии перехода угол Маха равен п/2. Это значит, что касательные к характеристикам обоих семейств совпадают, что и означает наличие здесь точки возврата (рис. 120). Линии же тока пересекают звуковую линию перпендикулярно к характеристикам, не имея здесь особенностей. [c.621]

Угол Маха (между линией тока и характеристикой) в случае гиперзвуковоп скорости (М>1) определяется следующей приближенной зависимостью [c.108]

Снача.па определяем число Мв точке D. Для этого воспользуемся формулой (5.44). В результате решения задачи 5.30 получено значение Bmax/l L = 2,029, используя которое находим Мд = 2,526. Соответствующий угол Маха = = ar sin (1/Мо) = 23,32°. Угол наклона элемента характеристики второго семейства, проведенного из точки D, Рд —9д — 18,32°. Эта характеристика (см. рис. 5.8) пересекается со стенкой в точке В, координаты которой Хд, уд определяются в результате решения уравнений характеристики [c.154]

При A = 1,4 из табл. 1.3.1 [20] для M , = 2 находим со о = 26,4 . Тогда (учитывая, что = 0,52 рад = 30°) функция со = 56,4 . Из той же таблицы по полученному значению со = 56,4 находим для отклоненной поверхности число М = = 3,38. Соответствующий угол Маха р = ar sin (1/М) = 17, Г. Отношение давлений [c.184]

Из той же таблицы по значению со= 9,68° находим М/ = 1,424 и соответствующий угол Маха = ar sin (l/M ) = 44,61°. [c.187]

Из табл. 1.3.1 [20] по Мд = Me = 3,573 находим Юд = 59,66° и определяем СОд = 61,17°. Из той же таблицы по сОд = 61,17° определяем Мд = 3,674 и угол Маха рд = ar sin (1/Мд ) = 15,79°. Давление в рассматриваемой точке L вычисляем по формуле (7.28), в которой р = р , p Jpa) определяем по (7.23), а отношение давлений pjpo ) — по (7.22). [c.192]

Определим прежде всего характер передней кромки рассматриваемого крыла. Найдем угол Маха (а, = агсз1п(1/Мо<,1 = 41,81 и угол стреловидности передней кромки консоли X = 1 /2 — ar tg [(//2)Д р1 = 51,33 . [c.218]

Определим угол Маха р,оо= ar sin (1/Моо) = 50,28" и углы стреловидности передней и средней кромок (рис. 8.14) [c.223]

Определяем угол Маха р,, = = ar sin (1/М, -) = 50,28 и углы стреловидности передней и средней кромок (рис. 8.16) Xi = л /2 — [c.226]

Установим характер передних кромок рассматриваемого крыла. Найдем угол Маха = ar sin (1/MJ = 45,58° и угол стреловидности передней кромки у = я/2 — ar tg (//2)/Ь р = 51,33°. [c.231]

Определим угол Маха р , = ar sin X Х(1/М жз) = 30°. Так как угол стреловидности у = = 51,33° (см. решение задачи 8.9), то, очевидно, выполняется условие роо< (я/2 — у), что соотг.етствует сверхзвуковым передним кромкам, когда линии Маха располагаются на поверхности крыла за этими кромками (рис. 8.22). [c.234]

По числу Моо = 2 определим угол Маха х = ar sin (l/M,) =30 . Под этим углом к боковым кромкам крыла проведем из точек О и О (рис. 8.25) линии Маха, которые разделяют поверхность крыла на области lulle различным характером возмущенного движения. [c.237]

Определим угол Маха роо = ar sin (1/М о) = 45,58° и проведем под этим углом к боковым кромкам линии Маха (рис. 8.26) до пересечения с задней кромкой. [c.238]

При Мое = 2 передняя кромка сверхзвуковая. Действительно, угол Маха Роо = ar sin(l/Moo) = 30°, а разность углов я/2 — рао>/ (х = 45°) (рис. 9.35). [c.390]

Расчет производных тонкого треугольного крыла осуществляется с помощью соотношений, вид которых определяется характером передних кромок. При Мао = 1,5 эти кромки дозвуковые [угол Маха Цао = ar sin(l/Moo) [c.465]

Здесь производную d y/da) определим по линеаризованной теории. Для этого вычислим угол стреловидности крыла х =3r tg[(s j— "цУ- д] =45° и угол Маха Роо = ar sin (1/MJ = 41,83°. [c.613]

Угол Маха р,. = агсз1п(1/Моо) = 41,85 . Этот угол меньше угла при вершине консоли е = 45° следовательно, ее передняя кромка сверхзвуковая. Для такой [c.635]

В рассматриваемой задаче кромки оперения дозвуковые, так как угол Маха Роо = ar sin(l/M o) = 41,8° больше л/2 — х = "/2 — 63,5 = 26,5°. Для этого случая k = 0,8303 затем по а = ar sin0,8303 = 56,13° из таблиц эллиптических интегралов находим К = 2,06 Е — 1,248 и вычисляем = 1,315 т - = —0,3539. [c.652]

Рассмотрим производную при М,,, = 1,5. Так как угол Маха = ar sin(l/l,5) = = 41,8° и л/2 — у р = п/2 — 45 = 45°, я/2 — Хоп = л/2 — 55 = 35°, то, следовательно, линии Маха, проведенные из вершин крыла и оперения, пройдут соответственно внутри консолей крыла и за пределами консолей оперения. В соответствии с этим передняя кромка крыла сверхзвуковая, а оперения — дозвуковая. [c.667]

Следует еще учесть, что в газоструйном генераторе обратная связь (по Гартману) осуществляется путем создания в резонаторе определенного противодавления втекающей струе. При этом торможение потока, вызывающее возникновение плоского скачка и повышение давления за ним, должно влиять на режим истечения не только в конце, но и в течение всего периода наполнения, что противоречит релаксационной гипотезе. А так как противодавление возрастает, и при неизменной величине коэффициент е = Ра/ о повышается, то и максимальная скорость истечения должна уменьшаться, а угол Маха увеличиваться. Это означает, что по мере нанолнения резонатора скачок уплотнения должен перемещаться к соплу. При наступлении фазы разгрузки и понижении противодавления скачок уплотнения начинает двигаться в обратном направлении. Такой же процесс наблюдается и для резонатора с /г = 0 в данном случае повышение давления происходит у отражателя. [c.17]

Так как длина первой ячейки при плоской струе может быть выражена через угол Маха (х = ar sin и угол отклонения струи 0 по формуле [c.100]

Заключения, приведенные в разделе 5, об отс> тствии волнового сопротивления у крыльев бесконечного размаха с достаточно большой стреловидностью применимо также и к теории несущей поверхности. Действительно, непосредственно видно, что если угол стреловидности будет больше чем 90—а, где есть угол Маха, то условия течения должны быть такие же, как и при движении крыла с дозвуковой скоростью нормально к его оси. [c.41]

Механика жидкости (1971) -- [ c.354 ]

Аэродинамика (2002) -- [ c.113 ]

Гидроаэромеханика (2000) -- [ c.353 ]

Теоретическая гидромеханика Часть2 Изд4 (1963) -- [ c.49 ]

Газовая динамика (1988) -- [ c.248 ]

Акустика неоднородной движущейся среды Изд.2 (1981) -- [ c.110 ]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...