Измерение скоростей и давлений в до- и сверхзвуковых потоках

Применение статического отверстия 8 при измерении скоростей в сверхзвуковом потоке может также оказаться неудовлетворительным, так как в этом случае перед динамическим отверстием возникает головная волна и давление р может не совпадать с показаниями микроманометра, соеди- [c.142]

Применять статическое отверстие 5 при измерении скоростей в сверхзвуковом потоке также нельзя и в этом случае давление за головной волной может не совпадать с показаниями микроманометра, соединенного со статическим отверстием. [c.197]

Тот факт, что перед затупленным препятствием возникает прямой скачок уплотнения, очень важен для измерения динамических напоров сверхзвуковых потоков с помощью трубки Пито. Трубка Пито измеряет здесь не давление ро, эквивалентное полной кинетической энергии, а лишь долю его еро, которую проще всего определить с помощью р, ау-диаграммы (рис. 167). Для того чтобы из измеренного давления, так называемого давления Пито, получить истинную скорость потока, необходимо, кроме газовой постоянной или молекулярного веса, знать еще два параметра состояния, например давление и температуру невозмущенного потока или, еще лучше, давление и температуру в сосуде давления. [c.255]

При измерении скорости сверхзвукового потока (М>1) перед насадком возникает скачок уплотнения. В этом случае полное и статическое давления, измеренные с помощью соответствующих насадков, не совпадают с их значениями в невозмущенном потоке, а определяются состоянием потока за скачком уплотнения. В этой связи использование соотношения (10.4) вызывает дополнительные трудности, связанные с необходимостью определения величин р к р в невозмущенном потоке по измеренным их значениям р о, ра за прямым или соот- [c.198]

Исследования некоторых типов зондов полного давления в сверхзвуковом потоке показали, что погрешность измерений в этой области может быть значительной. Как известно, в однофазной жидкости перед носиком зонда при сверхзвуковых скоростях возникает криволинейный скачок. Для определения истинного значения давления торможения необходимо вводить соответствующую поправку на изменение давления в прямом скачке. В сверхзвуковом потоке влажного пара перед зондом также возникает отошедший скачок, интенсивность и структура которого существенно зависят от дисперсности,, влажности и числа Маха. В соответствии с этим поправка, учитывающая влияние скачка, зависит от начальных параметров, числа М, параметров потока перед скачком, дисперсности жидкой фазы и скольжения капель. Зонды со сплюснутыми приемниками могут быть использованы и при М>1. [c.61]

Исследования некоторых типов зондов полного давления в сверхзвуковом потоке показали, что вероятная погрешность измерений в этой области может быть весьма существенной. Как известно, в однофазной жидкости перед носиком зонда при сверхзвуковых скоростях возникает отошедший криволинейный скачок. Для определения истинного значения давления торможения необходимо вводить соответствующую поправку на изменение давления в прямом скачке. В сверхзвуковом потоке влажного пара перед зондом также возникает отошедший скачок, интенсивность и структура которого существенно зависят от начального перегрева или влажности и от числа Маха набегающего потока (см. гл. 7). В со [c.409]

Измерение скоростей и давлений в до- и сверхзвуковых потоках [c.140]

Для измерения скоростей и давлений в. потоках газа с большими до-и сверхзвуковыми скоростями до сих пор применяют пневматические методы, основанные на регистрации микроманометрами давлений в некоторых точках стандартного небольшого сравнительно с размерами потока тела — скоростной трубки, помещенной в исследуемый поток. [c.140]

Однако ни один из этих методов не может дать правильного ответа, если местная скорость в некоторой точке профиля достигает скорости звука. Для этого случая теория должна быть пересмотрена. По мнению автора, трудно найти простой единый метод, пригодный в области скоростей, при которых поток является частично сверхзвуковым. Вероятно, удовлетворительные приближения для распределения давления можно найти, комбинируя типичные дозвуковые и сверхзвуковые течения. Экстраполяция без достаточно надежного теоретического обоснования хотя и находится в некоторых случаях в согласии с результатами измерений, не будет справедливой при дальнейшем расширении экспериментальных результатов. [c.60]

Влияние интенсивности скачка уплотнения на сжатие газа. Измерение скоростей и давлений в до- и сверхзвуковых потоках [c.186]

Хотя в течение многих лет экспериментальное исследование пограничного слоя проводилось при малых числах М. развитие последующих работ идет в направлении исследования течений с большими дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями [5], причем тщательно изучается теплопередача. При малых числах М в пограничном слое тепловые потоки не существенны и экспериментальные исследования в основном сводятся к измерению трения, при этом нет особой необходимости пользоваться кинетической теорией. В сверхзвуковом потоке тепловые явления уже существенны. Движение в пограничном слое при больших числах М представляет особый интерес для молекулярной физики, так как при этом происходит превращение энергии массового движения молекул в энергию беспорядочного движения при постоянном давлении. [c.180]

Для сверхзвуковых потоков приведенные соотношения оказываются недействительными из-за наличия перед головкой приемника отошедшей ударной волны, и соответствующие связи р с р. определяются экспериментально. После прохождения прямого скачка уплотнения газ тормозится до дозвуковой скорости и приемник воспринимает давление, отличающееся от давления до скачка на величину потерь механической энергии в скачке. Для повышения точности измерения полного давления приемное отверстие делают значительно меньше наружного диаметра насадка (г г), с тем чтобы отверстие полностью находилось за прямым скачком. Потери полного давления в скачках уплотнения при скоростях, не превышающих скорость звука более чем на 25%, составляют менее 1%. [c.284]

При измерениях в дозвуковых потоках широко применяется миниатюрный насадок с протоком, схема которого показана на рис. 2.1.29. Для измерения статического давления при сверхзвуковых скоростях используется насадок, изображенный на рис. 2.1.30. Этот насадок представляет собой односторонний клин, на нескошенной поверхности которого располагается дренажное отверстие. [c.66]

Для определения скорости дозвукового потока можно использовать комбинированный насадок, изображенный на рис. 2.1.35. Измерения в сверхзвуковых потоках целесообразно вести с помощью насадка, показанного на рис. 2.1.36. Заметим, что этими насадками скорость не может быть измерена непосредственно ее величина определяется при помощи соответствующих теоретических зависимостей по известному давлению воздушного потока, измеряемому насадком. Для несжимаемого потока эта скорость подсчитывается по формуле [c.76]

Для определения скорости (числа Маха) сверхзвукового потока можно применить комбинированный насадок, схема которого изображена на рис. 2.1.36. При измерении давлений с помощью этого насадка целесообразно использовать групповой регистрирующий манометр ГРМ. По результатам измерения из соотношения (2.2.9) определяется число М. потока в рабочей части аэродинамической трубы. Одно из таких измерений связано с определением разности давления торможения р г за прямым скачком и атмосферным давлением [c.130]

Статическое давление в пограничном слое равное его значению в свободном потоке, может быть измерено при помощи дренажного отверстия, просверленного в стенке и соединенного с манометром. При большой толщине пограничного слоя, когда условие др ду= не соблюдается, т. е. статическое давление по толщине слоя изменяется и не равно (это также имеет место при больших сверхзвуковых скоростях), измерение этого давления необходимо проводить с помощью специального зонда в ряде точек пограничного слоя. В качестве такого зонда используются насадки с конической или оживальной головкой (см. рис. [c.331]

При некотором давлении среды pim скачок входит в минимальное сечение сопла и здесь исчезает (рис. 8.16, зона IV). В этом сечении параметры потока критические, но перехода в сверхзвуковую область не происходит. Линия ОЕ является границей между дозвуковыми и сверхзвуковыми режимами сопла. При Ра>Р т скорости во всех точках сопла дозвуковые и сопло переходит в четвертую группу режимов. Для этой группы характерны последовательное расширение потока в суживающейся части и сжатие в расширяющейся части сопла. Минимум давления достигается вблизи минимального сечения. Известно, что таков характер распределения давлений в трубах Вентури, применяемых для измерения расхода газа. [c.236]

На рис. 223 показана фотография невозмущенного потока сжатого воздуха, входящего в сопло при давлении около 7 ama и расширяющегося до давления в 1 ama. В области сверхзвуковой скорости отчетливо видны в виде тонких полос перекрещивающиеся установившиеся звуковые волны. Эти волны получились особенно четкими и частыми потому, что стенки сопла были намеренно сделаны шероховатыми при помощи напильника. Измерение угла, под которым пересекаются волны, позволило определить отношение — в разных точках сопла. Значения скорости W, вычисленные по теоретическим формулам, оказались хорошо совпадающими с измеренными значениями . На рис. 224 изображена фотография потока, в котором звуковая скорость не достигается р2 > Рв), В ЭТОМ потоке плотность уменьшается вплоть до самого узкого поперечного сечения, а затем начинает увеличиваться. Установившиеся звуковые волны не возникают ни в одном месте сопла. На рис. 225 показана фотография скачка уплотнения (р2 < Рв)- Отчетливо видны первые установившиеся звуковые волны перед скачком уплотнения после же скачка уплотнения все поле потока затемнено — скорость течения здесь везде меньше скорости звука. На рис. 226 показана фотография скачка уплотнения при еще меньшем противодавлении. В этом случае происходит отрыв струи от стенок сопла и образуются перекрещивающиеся косые скачки уплотнения, позади которых распространяются звуковые волны. Каждая отдельная волна давления на рис. 226 идентична с соответствующей волной на рис. 223, что опять подтверждает сказанное в 3 как только в потоке устанавливается звуковая скорость, всякого рода возмущения давления не передаются вверх по течению. [c.372]

Па рис. 5 приведены спектры пульсаций, измеренные на оси сопла, рассчитанного на М = 2.5, при разных уровнях перегрева проволоки в датчике. По оси ординат отложен относительный уровень спектральной мощности Е/Ео, где Ео - спектральная мощность при нулевой частоте. Анализ соотношений (3.1) и (3.4) показывает, что при большом перегрева датчика (г 1) основной вклад в сигнал дают акустические составляющие, а при малом (т 0) - колебания завихренности. Таким образом, верхняя кривая соответствует спектру акустических колебаний, а нижняя - спектру колебаний завихренности. Видно отличие структуры сверхзвуковой турбулентности от турбулентности в несжимаемом потоке, где спектр пульсаций статического давления более резко спадает к нулю, чем спектр пульсаций скорости [13 [c.425]

Примечание. Если при скорости порядка ниже звуковой, V < поставить насадок (трубку Пито, см. отдел УГ Техника измерения ) отверстием против направления движения газового потока то внутри этой трубки возникает давление ро, которое, следовательно, может быть непосредственно измерено. При сверхзвуковой скорости, однако, перед трубкой Пито сначала происходит скачок уплотнения, поэтому наступает давление не Ра, а несколько меньшее [c.470]

При измерении скорости в сверхзвуковых потоках поверхность насадка тщательно обрабатывается и полируется. Приемные отверстия делаются с особой аккуратностью, так как при сверхзвуков)Ых скоростях заусенцы, рваные кромки и неровности в зоне приемных отверстий возмущают поток и приводят к большим погрешностям измерения статического давления. Необходимо, чтобы угол заострения головки насадка статического давления был меньше предельного угла, при котором возникает отсоединенная волна на конусе. Необходимо также предусмотреть чтобы ударная волна, возникающая перед носиком насадка, дойдя до стенки канала или расположенного рядом препятствия, отражалась не в зону расположения приемных отверстий, а к державке приемника. Измере- [c.199]

При испытании в струе высокотемпературного воздуха моделей из графитоподобных материалов в виде затупленного конуса уже при давлениях заторможенного потока, превышающих 2-10 Па, был отмечен механический унос (он равен разности измеренного и расчетного значений скорости уноса массы). Это явление, вероятно, связано с эрозией отдельных частиц в условиях высоких сдвигающих напряжений потока [Л. 7-11]. В другой работе [Л. 7-12] отмечено, что унос графита в виде твердых частиц, имеющих диаметр порядка половины диаметра зерна наполнителя, происходил в сверхзвуковом потоке при давлении торможения ре = 5,6-10 Па. [c.186]

Измерения скорости жидкой фазы в конце камеры с.мсшсния и диффузоре [761 показывают, что скорость потока в двухфазной зоне (равная скорости жидкости из-за малого скольжения) на всех режимах больше равновесной (термодинамической) скорости звука йи но существенно меньше замороженной скорости звука af. Следовательно, по отношению к й поток является сверхзвуковым, и поэтому должны проявляться эффекты, характерные для сверхзвукового режима течения. В этих условиях при повышении давления Рд в диффузоре появляется полностью размытая ударная волна, перемещающаяся по мере увеличения Рд к горлу диффузора. Ее интенсивность при этом увеличивается и возрастает число Маха Mi, рассчитанное по значению равновесной скорости звука ai. Вдоль камеры смешения, начиная с сечения структурного перехода, Mi немонотонно возрастает, так что в горле диффузора имеется максимум Mi, связанный с устойчивостью положения скачка в горле диффузора 18]. Из опытов также следует, что при повышении значений Рд давление в камере смешения не изменяется, т. е. течение в конце камеры смешения и диффузоре остается сверхзвуковым и по отношению к возмущениям, возникающим в диффузоре конденсирующего инжектора. [c.129]

Трубка Пито — Прандтля применяется также для определения V и Маха числа М в сверхзвуковом потоке. В этом случае перед трубкой образуется ударная волна и измеряемое в центр, отверстии давление практически равно давлению торможения Ро за прямой ударной волной. При известном из др. измерений давлении изоэнтропич. торможения Ро по величине отношения р о/ра можно определить М в потоке перед трубкой. Измеряемые трубкой значения Ра или Ро (соответственно при дозвуковой или сверхзвуковой скорости) почти не зависят от угла между вектором. местной скорости и осью трубки, пока этот угол не превышает 15—20 , но значения статич. давления р сильно зависят от этого угла даже при небольшой его величине. [c.171]

На рис. 9-23 показано сравнение экспериментальных значений Н и о с расчетными, а также изменение по обтекаемой поверхности расчетных значений С) (в опытах коэффициент трения не измерялся) при М оа — 3. Конечное число Маха составляло 1,9 поток замедлялся па протяжении 10 толщин пограничного слоя. Входящий в интегральные уравнения градиент давления определялся по измеренному распределению давления по длине стенки. Расчет дает удовлетворительное согласование с опытом для большей части области сверхзвукового течения расхождение наблюдается вниз по течению к концу криволинейной поверхности, что, по-впдимому, является результатом действия поперечных градиентов давления, возникающих под влиянием сильного изменения скорости сверхзвукового потока. Доказательством надежности рассматриваемого расчетного метода является и тот факт, что в полном соответствии с данными измерений расчет показывает отсутствие отрыва пограничного слоя. С другой стороны, предложенные в [Л. 162, 197, 232] методы расчета показывают, что в этих условиях течения должен наступить отрыв пограничного слоя или по крайней мере предотрывное состояние. [c.259]

На рис. 3 приведены опытные данные вплоть до чисел Маха, равных приблизительно 0,9 (Фэйдж и Сарджент и Хэккинен). Во всех случаях заметных расхождений между данными при различных числах Маха не наблюдалось. Однако для чисел Маха, равных 1,2 и 1,5, Хэккинен [12] обнаружил для измеренных величин (от 500 до 300) (рис. 4) более высокие значения давления, чем это предполагалось по уравнению (15). К сожалению, имеющиеся данные недостаточны для того, чтобы сделать какие-либо определенные выводы. Они приведены в статье лишь с целью обратить внимание на трудности, с которыми приходится сталкиваться при экстраполяции результатов дозвуковой тарировки на сверхзвуковые потоки. Дальнейшие исследования эффектов, связанных с высокими скоростями, ведутся в настоящее время в Массачусетском технологическом институте. Знак и величина поправки на сжимаемость в уравнении (16) согласуются с опытными данными, приведенными на рис. 4. [c.180]

Для областей отрыва потока за донным срезом и в вырезах перед уступами или за ними при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях переход пограничного слоя является важным фактором, влияющим на критическую длину (см. ниже), которая в первом приближении не зависит от чисел Рейнольдса и Маха. Существует максимальное (критическое) отношение длины оторвавшегося вязкого слоя к глубине выреза в твердой стенке, при превышении которого каверна разрушается с образованием самостоятельных областей отрыва около каждого края выреза. Путем измерения распределений давления и скорости в кавернах Харват ж др. [8] выявили условия образования самостоятельных каверн в вырезах и установили параметры, определяющие структуру течения и распределение давления. Харват использовал две модели одну для измерения давления, другую — для исследования теплопередачи. Так как вторая модель будет рассмотрена в гл. XI, сосредоточим внимание только на модели для исследования характеристик потока. Исследования Харвата [8] являются экспериментальными и касаются главным образом физики отрыва потока [c.32]

Для экспериментальной проверки существования местных сверхзвуковых зон в окрестности прямолинейной звуковой линии было осуществлено измерение распределения давления на стенках сопел, соответствующих линиям тока с г з=0,02 и с г з = 0,06 (см. рис. 4.1) распределения (4.1). Экспериментальное исследование течения в этих соплах было проведено В. М. Жиравовым (рис. 4.3, 4.4) [25]. Было показано, что при наличии угловой точки в критическом сечении распределение давления в трансзвуковой области, расположенной вверх по потоку от угловой точки, зависит от угла 0к (рис. 4.4). Отличие измеренного распределения давления (светлые кружочки для 0к=12° и черные для 0к=2О ) от расчетного (сплошная кривая) начинает проявляться при л <0,6. Распределение давления при 0к=12° отличается от расчетного при л >0,15 примерно на 5%. При л <0,15 вблизи сгенки происходит разгон потока до сверхзвуковой скорости, соответствующей р/ро=0,4. Таким образом, экспериментально показано существование зон с положительными градиентами давления и местной сверхзвуковой зоной, которые были предсказаны расчетом. Сопоставление расчетных и экспериментальных данных для двух контуров сопел с ф = 0,02 и 1з = 0,06, рассчитанных по распределению на оси (4.1), показывает, что в небольшой окрест- [c.137]

Кинетика димеризации NO2, т, е. реакции, обратной термическому разложению N2O4, экспериментально исследована в работах Вегенера [41, 42]. В работе [41] изучалась рекомбинация NO2 в расширяющемся сверхзвуковом газовом потоке, содержащем небольшие количества NO2 в N2. В работе [42] скорость реакции определена из измерения времени релаксации возмущения, вызванного пулей, пролетающей с большой скоростью в сосуде с N2O4 и N2. Опыты Вегенера [41, 42] выполнены при давлении 1 атм и температуре 7 300°К. Димериза-ция NO2 при этих условиях протекает по реакции [c.22]

Приведенные выше опытные значения коэффициентов профильных потерь в решетках получены методом тра-версирования выходного поля потока пневмо-метрическими зондами. При дозвуковых скоростях точность таких измерений достаточно высока. Переход к сверхзвуковым скоростям снижает надежность полученных результатов. Это связано со значительными трудностями определения потерь энергии в прямом скачке уплотнения перед приемным отверстием пневмометричес-кого насадка (см. гл. 14). В зависимости от дисперсности среды и интенсивности скачка перед зондом степень неравновесности процесса торможения в зоне высоких градиентов давления будет различной. Соответственно различными оказываются и потери в скачке уплотнения. На рис. 11-20 приведены кривые, полученные путем обработки опытных данных по схеме, когда все процессы в решетке протекают предельно неравновесно, т. е. так же, как и в перегретом паре с показателем изо-энтропы й = 1,3. В результате обработки опытных данных при условии 1,135, что [c.314]

Измерения локальных значений давлений торможения, статических давлений и направлений скоростей в потоках влажного пара пневматическими методами сопряжены с большими трудностями. При использовании пневматических насадков необходимо заботиться о том, чтобы в коммуникациях, соединяющих приемник зонда с измерительным прибором, не происходила конденсация пара и чтобы каналы зондов не забивались влагой. Кроме того, необходима специальная тщательная тарировка зондов, учитывающая специфические особенности обтекания приемников потоков влажного пара (углы натекания пара и влаги, рассогласование скоростей фаз v, степень неравновсс-ности процесса и изменение физических свойств при ускорении пли торможении потока), На входном участке зонда происходит торможение пара. При дозвуковых скоростях торможение осуществляется постепенно в некоторой области, примыкающей к носику зонда. При сверхзвуковых скоростях возникает дополнительное торможение в адиабатических скачках. Процесс прохождения этих зон каплями влаги в существенной мере определяет показания приборов. В зависимости от скоростей и размеров ка- [c.77]

Полное давление в струйках тока, прошедших разные участки системы скачков уплотнения, различно. Наибольшее восстановление давления в струе газа, прошедшей систему скачков 2-4-6. Зная угол О2 и предполагая течение плоскопараллельным, указанную систему можно легко рассчитать [2]. На рис. 1 штрихпунктирной линией нанесено значение = 19.75, рассчитанное для струйки тока, прошедшей систему скачков 2-5. Оно согласуется с экспериментальными данными. Значение давления рдд в струе, прошедшей систему косых скачков 2-4-6 равно 30. Это намного выше максимального значения р° на цилиндре. Это обстоятельство объясняется тем, что ширина отмеченной струи очень мала и она размывается, не дойдя до поверхности цилиндра (ширина струи, полученная по измерению расстояния АВ на теневой фотографии для цилиндра с с1 = 24 , равна 1-1.5 ). Этому содействует также колебание всей системы скачков уплотнения относительно среднего положения, практически всегда имеюгцееся во время эксперимента как вследствие отрыва потока, так и вследствие чисто механических колебаний модели в аэродинамической трубе. При больших размерах модели и больших числах Маха повышение давления на цилиндре будет более значительным. В частности, как показывают расчеты, при больших числах Маха скорость потока за скачком 5 остается сверхзвуковой. В этом случае перед цилиндром будет наблюдаться местный прямой скачок 7. [c.495]

Первые исследования сверхзвуковой турбулентности выполнены в [1, 2 Заложенные в этих работах основы методики измерения пульсаций газодинамических параметров в сжимаемых потоках открыли возможности для более углубленного изучения особенностей структуры сверхзвуковой турбулентности. В [2, 3] получены данные о турбулентности в сжимаемом пограничном слое. В [4] исследован плоский сверхзвуковой след. В [5, 6] приведены данные о взаимодействии акустических возмущений со слабым косым скачком уплотнения при числах Маха М = 1.6 и 17. Было показано, что по мере роста эффектов сжимаемости перестройка структуры турбулентности сопровождается уменьпЕением уровня пульсаций скорости и ростом пульсаций плотности и давления. При гиперзвуковых скоростях потока М = 25 зафиксированы пульсации плотности, превыпЕающие 50% средней плотности [7]. Таким образом, при больпЕих числах Маха роль турбулентности не ослабевает. [c.418]

А) ультрафиолетовой радиации и медленных Е 1—3 кэв) электронов, рентгеновские лучи и др. методы. Чрезвычайно толстые пограничные слои, к-рые могут целиком заполнить все рабочее сечепие сопла (при числах Re = 10—1000), низкая эффективность сверхзвуковых диффузоров и большие гидравлич. потери, сложность измерения параметров потока при низком давлении обусловливают специфич. тэуд-ности проектирования и эксплуатации гииерзвуковых аэродинамич. труб низкой плотности. Полное моделирование полета аппарата с большими скоростями в верхних слоях атмосферы в аэродинамич. трубах представляет собой чрезвычайно сложную задачу, т. к. для этого требуется не только соблюдение геометрич. подобия и подобия по числам М и Re, но и тождественное воспроизведение состава и темп-ры газа, физико-химич. свойств поверхности телг1, а также распределения ее темп-ры, к-рая определяется балансом тепла, поступающего к поверхности от исех внутренних и внешних источников. [c.328]

В начале зоны конденсации режим течения пара сверхзвуковой, затем имеет место скачок уплотнения, за которым скорость течения пара дозвуковая. Резкое понижение температуры пара в конце зоны теплоотвода объясняется наличием неконденсирующихся газов. Зона, занятая неконденсирующимся газом, в данном случае уменьшает эффективную длину конденсаторной зоны и трубы в целом, однако на гидродинамику пара вне этой зоны принципиально не влияет. Там же по измеренному распределению температуры в предположении соответствия ее температуре насыщенного пара построены распределения давлений по длине трубы. Из сопоставления местоположения скачков уплотнения при различных режимах работы следует, что скачок уплотнения может располагаться в разных сечениях по длине зоны теплоотвода. Местоположение окачка зависит в первую очередь от условий теплоотвода от трубы. Чем интенсивнее теплоотвод, тем дальше от начала зоны конденсаци и располагается скачок уплотнения. В конечном счете при малой интенсивности теплоотвода имеет место вырождение скачка уплотнения в начале зоны конденсации и поток по длине зоны теплоотвода — дозвуковой. Качественно картина аналогична возникновению скачка уплотнения при работе сопл в нерасчетных режимах. [c.83]

Испытания проводились в сверхзвуковой аэродинамической трубе при скорости потока, соответствующеп числу Маха М > = 4. Вычисленные по измеренным давлениям Ро, Рсо и температуре То плотность и скорость потока в рабочей части трубы были равны соответственно р ==0,553 /сг/л и Voo=645 м1сек. [c.307]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...