Таблица стандартной атмосферы

Из таблиц стандартной атмосферы [51] для высоты 10 км находим Ян=299,4 м/с. Скорость звука в воздушном потоке в рабочей части аэродинамической трубы подсчитываем по формуле а = У kRT j, где для воздуха k , A и R = 287 Дж/(кг-К). [c.85]

Из таблиц стандартной атмосферы [51] для высоты Я = 10 км находим Vj, = = 3,523- Ю 5 мЧс. По условию задачи, IJl = 10. Подсчитываем кинематическую вязкость потока в трубе = 0,4037- 10 м /с. [c.85]

VJa . где V = Va = 1000 м/с а = аоа= 299,4 м/с (а находим из таблиц стандартной атмосферы [51] для Я = 10 км). [c.86]

Из таблиц стандартной атмосферы [51] для высоты Я = 5 км определяем скорость звука а, = 320,5 м/с и находим необходимую скорость движения летательного аппарата на этой высоте V = = 805,7 м/с. [c.86]

Скорость летательного аппарата задана У, = 2000/3,6 = 555,6 м/с. Скорость звука перед скачком = 299,4 м/с определяется высотой полета // = 10 км по таблицам стандартной атмосферы. Таким образом, М, = 1,856. [c.110]

Для решения этой задачи необходимо знать параметры атмосферы на заданной высоте Н = 5 км. По таблицам стандартной атмосферы находим [c.127]

Чтобы определить параметры газа непосредственно за скачком уплотнения, необходимо знать соответствующие значения этих параметров перед скачком. Поэтому по таблицам стандартной атмосферы (51 ] для высоты полета Я = 10 км находим = 0,269 кгс/см (2,638-10 Па) = 0,0423 кгс-сЯм (0,4148 кг/м ) Т, = 223 К Й1 = 299,5 м/с (Рср 1 = 28,97. Принимаем для последующих расчетов = 1,4, с = 1000 м2/(с град) и определяем энтальпию = с-Тх = [c.129]

Для решения задачи следует сначала определить параметры воздуха на заданной высоте Н= 5 км. Воспользовавшись таблицами стандартной атмосферы [51], находим р = 0,5510 кгс/см (0,54031 - 10 Па) р = 0,07511 кгс-с /м х [c.129]

Задаемся высотой полета Н = 2Ъ км. С помощью таблиц стандартной атмосферы определяем [c.130]

По этому отношению определяем давление рх = Ро/(ро/рх) = 1,391 10 кгс/см . Теперь с помощью таблиц стандартной атмосферы, зная рх, можно уточнить вы- [c.131]

Для высоты Н = 1000 м из таблиц стандартной атмосферы 151] находим == = 1,112 кг/м и вычисляем = —0,03194 рад. [c.164]

Плотность Рсо= (),4136 кг/м находим из таблиц стандартной атмосферы [51] для высоты Н = 10 км. [c.167]

Определим число М, соответствующее заданному движению крыла. По таблицам стандартной атмосферы [51] для высоты Я = 5 км находим 320,5 м/с и подсчитываем = V a = 0,6240. [c.180]

Решение задачи начинаем с определения параметров среды, где движется профиль. По таблице стандартной атмосферы [51] для высоты Я = 20 км находим [c.207]

Из таблиц стандартной атмосферы [51] находим для высоты Я= 10 000 м плотность воздуха = 0,4136 кг/м и скорость звука = 299,5 м/с. Соответствующее число Маха Моо = Коо/й = 1,669. [c.240]

По таблицам стандартной атмосферы [511 на высоте Я = 15 км определим параметры воздуха р = 12112 Па р = = 0,1948 кг/м = 216,7 К = 295,1 [c.493]

По таблицам стандартной атмосферы 151) для высоты Я = 10 км находим [c.495]

Для высоты Я = 5 км из таблиц стандартной атмосферы [51 находим р = = 0,54-10 Па = р = 0,7364 кг/м = 255,7 К = [c.506]

По таблицам стандартной атмосферы [51 определяем параметры воздуха на высоте Я = 20 км (см. задачу 12.11), вычисляем число и энтальпию i [c.704]

Вычислим коэффициенты, входящие в уравнения (3,6.15). По таблицам стандартной атмосферы [15] для высоты Я = 5 км находим [c.292]

Параметры атмосферного воздуха следует принимать в соответствии с Таблицами стандартной атмосферы [171, фрагменты из которых, достаточные для решения предлагаемых в этой главе задач, приводятся в табл. 9.1. Теплоемкость воздуха считать равной с,, = 1,005 кДж/(кг-К). [c.90]

Решение. По таблицам стандартной атмосферы П71 находим физические параметры воздуха на высоте 3000 м [c.257]

Из таблиц стандартной атмосферы 1171 для высоты 35 км находим = 580 Па = 244 К — 8,28- 10- кг/м [c.259]

Таблицы стандартной атмосферы. М., 1964. [c.381]

Таблица стандартной атмосферы ГОСТ 4401-64. [c.414]

Зная перегрузку на одной высоте, можно с помощью этой формулы найти перегрузку на другой высоте. Для этого нужно предварительно найти отношение давлений воздуха на этих высотах, для чего можно воспользоваться таблицей стандартной атмосферы. [c.129]

Из таблицы стандартной атмосферы находим- [c.131]

Если для данного самолета известны и А для различных чисел М, то рассчитать потребную тягу можно с помощью формул (6.09), (6.10) и (6.11). Кроме этого, необходимо знать еще вес самолета, площадь его крыла и иметь таблицу стандартной атмосферы. Для того чтобы определить левую точку кривой потребной тяги, необходимо иметь данные о Су при различных числах М. [c.147]

Из таблицы стандартной атмосферы находим для Я = 0 р= 10 332 кг м и по формуле (6.04) определяем [c.147]

Найдя величину можно с помощью таблицы стандартной атмосферы [c.175]

В случае в истинная скорость самолета падает пропорционально скорости звука. На том же участке высоты от 4 до 6 км изменение скорости звука (по таблице стандартной атмосферы) равно 8,1 м/сек, или 2,53% скорости звука на средней высоте 5 км. Следовательно, А V=—0,0253 300=—7,58 м/сек и [c.178]

Обращаясь к таблице стандартной атмосферы, найдем р— 1228 кг/м% [c.193]

В таблице стандартной атмосферы находим, что этому превышению соответствует уменьшение плотности в 1,7 раза. Но скорость в верхней точке петли № 2 больше в два раза. В итоге, несмотря на меньшую плотность, скоростной напор будет больше, чем у петли № 1, в 2 1,7 = 2,35 раза, что, конечно, повышает безопасность полета. [c.210]

По таблице стандартной атмосферы для Н = 3000 м находим относитель-р [c.266]

ПРИЛОЖЕНИЕ 1 ТАБЛИЦА СТАНДАРТНОЙ АТМОСФЕРЫ [c.375]

Таблица стандартной атмосферы Таблица 47.23 [c.1002]

Для изучения движения летательного аппарата в атмосфере используют таблицы стандартной атмосферы СА-64 (ГОСТ 4401-64), которые определяют средние значения температуры Т, давления р, плотности р, скорости звука а, динамической и кинематической и вязкости, длины свободного пробега Л и ускорения свободного падения g в зависимости от высоты над уровнем моря Н. [c.17]

Отсюда отношение скоростей Уоон= ъ1Ухн=5, = V9о н=ъ19 н= ъ- Из таблиц стандартной атмосферы плотность воздуха Рооя=5 = 0.737 кг/м Роо//=15 = 0,195 кг/м . Следовательно, скорость летательного аппарата на высоте Я = 15 км У н= ъ = = 1,95 . [c.33]

Из таблиц стандартной атмосферы [51] для Я = 10 км находим Vj, = 3,523х X 10" mV . По условию задачи, lJl — 20. Подсчитываем кинематическую вязкость потока в трубе = 0,1113- 10 mV . [c.86]

Определим коэффициент подъемной силы при скорости полета = = 250 м/с на высоте Я = 8 км для а = 0,07 рад по формуле = 2 1 а/(Роо1 8 нр), в которой роо = 0,5259 кг/м находится из таблиц стандартной атмосферы [51) для высоты Н = 8 км. Подсчитываем су = 0,1193. [c.181]

Используя таблицы стандартной атмосферы [51J, по заданной высоте Я = 20 км можно найти параметры невозмущенного набегающего потока (см. задачу 12.11), а также его скорость 1 , = Моо<2.о= 590,1 м/с. Определим параметры воздуха в свободном потоке около профиля. На клиновидном носке по значениям Мс = 2 и Kji = o = 4,574 из графика [121 находим угол наклона скачка уплотнения 0с = = 33,9 . Далее вычисляем параметры потока за эти.м скачком, имея в виду, что число Мжя = MooSin0 = 1,116 [c.688]

По таблицам стандартной атмосферы [51] определяем параметры воздуха на высоте Я = 30 км = 1,197-103 Па = 1,84Ы0-з кг/мЗ 7 0 = 226,5 К [c.696]

В условиях стандартной атмосферы скорость звука уменьшается (ПО мере увеличения высоты в пределах тропосферы. На высотах от 1 до 25 км, где температура считается постоянной, скоро сть звука Ьдинакова и равна 1063 кмЫас, в то время как у земли 0=1225 км1час (данные для различных высот приведены в таблице стандартной атмосферы). [c.19]

Определяем недостающие величины. Из таблицы стандартной атмосферы р = 765 кг1м - показатель индуктивности А определяем по формуле (2.16) с поправкой на 15% [c.221]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...