Расчет элементов крыла

Будем рассматривать элемент лопасти, заключенный между радиусами г я г + dr, как отрезок бесконечно длинного крыла такое представление вполне возможно при условии, что в вычислениях мы будем оперировать относительной скоростью между элементом крыла и жидкостью на место этого элемента. На эту скорость влияет весь пропеллер в целом, следовательно, мы должны провести расчет, который в основной своей идее сходен с расчетами теории крыла. Опять для упрощения вычислений пренебрежем вращательным движением жидкости, вызванным пропеллером. Осевая скорость жидкости при прохождении через плоскость винта определяется формулой (116), которая после подстановки в нее значения w из формулы (120) принимает вид [c.310]

Для расчета характеристик крыльев малого удлинения по теории вихревой поверхности в линейной постановке широкое распространение получил метод, развитый в работах С. М. Белоцерковского (1955 1964),-Расчеты по этому методу производятся с помощью вычислительных машин. Несущая поверхность заменяется системой дискретных подковообразных вихрей, причем особенность этих подковообразных вихрей состоит в том, что Они могут быть косыми , т. е. участок подковообразного вихря, являющийся элементом присоединенного вихря, может составлять некоторый угол с направлением набегающего потока. После удовлетворения граничным условиям расчет сводится к решению системы алгебраических [c.95]

При таком определении можно исходить из гипотезы плоских сечений, согласно которой рассматриваемый элемент крыла обтекается так же, как соответствующий профиль, принадлежащий Щ1-линдрическому крылу бесконечного размаха. Расчеты на основе этой гипотезы дают удовлетворительную точность для крыльев с малой стреловидностью н удлинением Я р> (3 4). [c.247]

Снижение массы конструкции фюзеляжа и массы крыла с увеличенной нагрузкой, приходящейся на 1 м его площади, было достигнуто применением жесткой обшивки, воспринимающей напряжения при изгибе и сдвиге. В ЦАГИ был разработан метод расчета свободнонесущего крыла с работающей обшивкой. Основным силовым элементом крыла стала панель, состоящая из стрингерного набора и обшивки. [c.372]

В главе IV разобраны методы расчета и конструкция всех основных элементов крыла. [c.8]

Если сопоставить полученное из опыта распределение давления по корпусу и крылу в их комбинации с соответствующим распределением для изолированных элементов (крыло и корпус), то можно сделать вывод о существенном влиянии интерференции. В частности, давления в зонах взаимного влияния корпуса и крыла (эти зоны ограничены пунктирными линиями на рис. 6.1.2) значительно выще, чем на изолированных элементах. Поэтому эффект интерференции обязательно должен приниматься во внимание при осуществлении аэродинамического расчета летательных аппаратов. [c.287]

Так, например, в строительной механике сооружений большое место занимают вопросы раскрытия статической неопределенности рам и стержневых систем, расчета балок и плит, лежащих на упругом основании, и т, д. В строительной механике самолета большое внимание уделяется вопросам устойчивости подкрепленных элементов оболочек и других тонкостенных элементов корпуса и крыльев и т. д. Словом, строительная механика любого профиля может рассматриваться как механика конкретных деформируемых конструкций и машин, привязанных к определенной отрасли техники или строительства, и ее задачей является определение напряжений и деформаций в моделях (расчетных схемах) специальных конструкций. Строительная механика служит основой для дисциплин, изучающих прочность реальных конструкций и машин (рис. 1.1). Их можно объединить общим названием Проектирование и прочность . Задача этих дисциплин — построение расчетной модели (расчетной схемы), используемой в строительной механике, и оценка прочности конструкций. [c.6]

В гл. 1—3 книги в форме вопросов и задач рассматриваются основные сведения из аэродинамики, кинематика и динамика газообразной среды, позволяющие глубоко изучить важнейшие математические модели аэродинамики (уравнения Эйлера, Навье—Стокса, неразрывности и цр.). В гл. 4 и 5 приводится необходимая информация о скачкообразных процессах и расчете параметров при сверхзвуковом течении газа (метод характеристик). Широкий круг вопросов и задач, помещенных в гл. 6—8, относится к одному из основополагающих направлений аэродинамики— теории и методам расчета обтекания профиля крыла, а также несущей поверхности как одного из элементов летательного аппарата. [c.4]

При исследовании обтекания летательных аппаратов или их элементов, в частности профилей и крыльев конечного размаха, широко используется теория вихрей, поэтому здесь отражены вопросы, связанные с определением циркуляции жидкости, расчетом индуцированных вихрями скоростей, исследованием системы вихрей — их взаимодействия с поступательным потоком и т. п. [c.40]

Основой расчетов нестационарных аэродинамических характеристик летательных аппаратов и их элементов (в частности, крыла) являются общие зависимости для аэродинамических коэффициентов. выраженные через производные коэффициента давления по кинематическим пара-,метрам. При формулировке вопросов и составлении соответствующих задач, связанных с исследованием нестационарной аэродинамики крыльев, предусмотрено нахождение как суммарных производных коэффициентов нормальной силы, моментов тангажа и крена крыльев, так и соответствующих производных для отдельных сечений (профилей). [c.242]

Так как в теории тонкого тела решаются упрощенные уравнения, то она не обеспечивает достаточно точного определения аэродинамических коэффициентов как отдельных элементов летательного аппарата (корпус, крыло, оперение), так и их комбинаций. Однако расчет коэффициентов интерференции, представляющих собой отношение соответствующих аэродинамических коэффициентов (например, Кцр [c.603]

Основным элементом расчета интерференции является определение величины угла скоса. Этот угол в любой точке пространства за крылом определяется из выражения в = —ш/У , в [c.194]

Исследовать влияние коэффициента температуропроводности на уровень и распределение температур в носовом профиле стреловидного крыла сверхзвукового летательного аппарата кратковременного действия, имеющего форму затупленного клина (рис. 17.2). Аэродинамический нагрев тел, обтекаемых потоком воздуха, обусловлен эффектами диссипации энергии, повышением температуры в зонах динамического сжатия потока и высокой интенсивностью теплоотдачи, характер- р с 172 ной для носовых частей затупленных тел. Информация о тепловом режиме элементов конструкции необходима для прочностных расчетов. Температурное поле в носовом профиле помимо условий обтекания, формы и геометрических размеров тела в условиях неустановившегося полета зависит также от физических свойств материала, из которого изготовлен профиль. В частности, неравномерность распределения температур и, следовательно, величины термических деформаций зависят от коэффициента температуропроводности материала а = = Х/(ср). [c.263]

На основе развитых к настоящему времени подходов, используемых в описании закономерностей роста трещин от начальных дефектов в элементах конструкций, представляется возможным рассчитать период роста трещины и на его основе определять долговечность [68]. Испытания пластин из алюминиевых сплавов по специально разработанным программам, моделирующим условия нагружения крыла самолета [15, 24, 68-72], показывают высокое соответствие прогноза с результатами эксперимента. Эти расчеты подтверждают справедливость предположения о развитии усталостных трещин в течение всего периода нагружения конструкции даже от незначительных по величине дефектов. [c.47]

Опыт эксплуатации ВС гражданской авиации показал, что в пределах существующих ресурсов в отдельных элементах конструкции возникают и развиваются усталостные трещины на значительную длину или глубину [72-88]. Это может происходить по разным причинам. Так, например, сопоставление долговечностей на начальном этапе эксплуатации одного из транспортных самолетов по критерию роста усталостных трещин в обшивке крыла в эксплуатации и на стенде по специальным программам, моделирующим условия эксплуатации, показало следующее [73]. При введении ВС в эксплуатацию нагружение обшивки в полете рассматривали, исходя из эквивалента программы испытания на выносливость по расчету 2,0. Сопоставление со статистическими данными по появлению усталостных трещин в процессе увеличения срока эксплуатации ВС выявило (табл. 1.2), что значение эквивалента программы испытаний для средней части крыла транспортного самолета по критерию роста усталостных трещин состав.ляет 0,31. Расчетный эквивалент программы испытаний на выносливость существенно отличался от статистических данных по наработке к моменту появления усталостных трещин в аналогичных местах обшивки крыла ВС, хотя возникновение и распространение трещин до существенных размеров не было опасным. [c.47]

Научные основы расчета ветросиловых установок заложены работами русского ученого Н. Е. Жуковского. Лопасть гидравлической турбины и ло патка паровой турбины, ветроколесо и крыло самолета, пропеллер и крыльчатка центробежного насоса — все эти, очень различные на первый взгляд элементы механизмов, как оказалось, подчиняются одним и тем же законам. Жуковский вывел изящные математические формулы, с ломощью которых можно рассчитать силы, действующие на эти элементы. И только после этого смогли появиться быстроходные современные ветродвигатели. [c.217]

Несмотря на кажущуюся простоту расчетной схемы (когда упругие элементы рассматриваются как стержни), возникающие вопросы при исследовании динамических процессов являются не всегда простыми как по применяемым методам решения, так и по содержанию конечных результатов. В качестве примеров на рис, 6.1—6.8 показаны реальные конструкции и элементы конструкций, которые можно рассматривать как гибкие или абсолютно гибкие стержни. На рис. 6.1 показана ракета, которая из-за случайных возмущений или в результате действия управляющих усилий может совершать малые изгибные колебания. Различного вида высокие конструкции, мачты, трубы и т. д. (см. рис. 6.2), находящиеся в потоке воздуха, из-за срыва потока (вихрей Кармана) могут очень сильно раскачаться в плоскости, перпендикулярной к вектору скорости потока. Аналогичные задачи возникают и при расчете висящих мостов, которые в первом приближении могут рассматриваться как одномерные конструкции (стержни). Крыло самолета в первом приближении (см. рис. 6.3) можно рассматривать как стержень [5]. В потоке воздуха на крыло действуют [c.131]

Расчеты показали, что замена сплава В95 на титановый сплав при изготовлении лонжерона крыла самолета с подкрепляющими элементами из ВКА-1 увеличивает его жесткость на 45 % и дает экономию в массе около 42 %. [c.466]

При расчете методом конечных элементов сетка образуется двумя рядами прямых, причем один ряд соответствует направлению оси крыла, а другой параллелен хорде крыла (оси х), так что крыло разбивается на четырехугольные элементы, как показано [c.444]

Сначала в методе конечных элементов использовались непрерывные (С -гладкие) базисные функции и применялся метод кол-локации, в котором контрольные точки расположены в центрах тяжести элементов. Численные расчеты проводились для плоского прямоугольного крыла, помещенного в однородный поток под углом атаки а, а именно [c.444]

Развитие теории винтокрылых аппаратов на ранней стадии шло двумя раздельными путями, которые слились в 1920-х годах. (Термины импульсная теория и теория элемента лопасти имели тогда смысл, несколько отличный от современного, и в ранних работах означали отдельные и представлявшиеся независимыми методы исследования работы воздушного винта.) Ключевым фактором была идея индуктивного сопротивления, которую гидродинамики в первых десятилетиях XX в. еще разрабатывали и для крыльев, и для вращающихся лопастей. Прежде чем стал возможен достаточно точный расчет нагрузок несущего винта, необходимо было полностью выяснить смысл индуктивного сопротивления, т. е. сопротивления, неизбежного при создании подъемной силы крыла конечного размаха, и связать это сопротивление со скоростями, индуцируемыми на крыле следом. [c.60]

Импульсная теория позволяет найти индуктивную мощность винта при полете вперед. Как и на висении, представим индуктивные затраты мощности через индуктивную скорость v = Pi/T. В теории элемента лопасти предполагалось, что индуктивная скорость равномерно распределена по диску винта. Для полета вперед это предположение менее приемлемо, чем для висения. Но при больших скоростях полета индуктивная скорость мала по сравнению с другими составляющими скорости потока, обтекающего лопасть, так что предположение о равномерной индуктивной скорости все же можно принять. При малых скоростях полета изменение скоростей протекания по диску имеет важное значение, особенно для расчета вибраций винта и нагрузок лопасти. Итак, снова представим несущий винт схемой равномерно нагруженного активного диска. При полете вперед такой диск можно рассматривать как круглое крыло. [c.133]

В третьей части (главы 7, 8) рассматривается приложение метода конечных элементов к расчету характерных для летательных аппаратов конструктивных элементов — пластин, оболочек и тонкостенных подкрепленных систем типа фюзеляжа или крыла самолета. Основное внимание уделено здесь описанию подходящих конечных элементов для расчета тех или иных конструкций их применение иллюстрируется примерами расчета. [c.7]

Примерами пластин и оболочек как конструктивных элементов могут служить сплошное крыло малого удлинения или топливный бак. Подобные тела можно идеализировать с помощью обычных трехмерных элементов, описанных в гл. 5. Но такой подход оказывается неэкономичным, так как он приводит к конечноэлементной модели с большим числом степеней свободы. Повышения эффективности расчета можно добиться с помощью специальных конечных элементов, при построении которых используются дополнительно гипотезы теории пластин и оболочек. Последние учитывают то обстоятельство, что толщина мала по сравнению с габаритными размерами. [c.227]

Развитие метода конечных элементов многим обязано работам исследователей, занятых проектированием аэрокосмической техники, поэтому не удивительно, что именно эта область исследований остается ведущей по количеству приложений метода конечных элементов. Рисунок 1.2 отралоет много аспектов использования метода конечных элементов при расчете конструкции самолета Боинг-747 [1.16]. Фюзеляж самолета состоит из тонких листов металла (обшивка), охватывающих несущую конструкцию, набран ную из элементов, называемых шпангоутами и стрингерами Силовые элементы крыла называются лонжеронами и нервюрами [c.22]

В большой авиации в последнее время распространение получают всевозможные кессонные конструкции крыльев. В них одни и те же элементы воспринимают все компоненты нагружения. Однако, 1как показывает практика, в любительской авиации при очень низком уровне действующих нагрузок кесонные крылья получаются перетяжеленными и практически не находят применения. К тому же расчет таких крыльев для любителей представляет определенные сложности. [c.155]

Коэффициенты интерференции. При расчете аэродинамических характеристик летательных аппаратов, представляющих собой комбинации из нескольких элементов, в частности корпуса и несущих (стабилизирующих) поверхностей, необходимо учитывать эффект взаимного влияния на характер обтекания этих элементов. В результате этого взаимного влияния (или так называемой интерференции), сумма аэродинамических сил (моментов) взятых отдельно (изолированных) крыла и корпуса или оперения и корпуса не равна полной силе (моменту) комбинации, состоящей из соответствующих элементов и представляющих собой единое целое. Таким образом, отдельно взятые элементы — корпус, крыло, оперение, — будучи соединенными в единую конструкцию летательного аппарата, каюбы теряют свои индивидуальные аэродинамические характеристики и приобретают вследствие интерференции новые. Например, нормальная сила оперения в виде пары плоских консолей, расположенных на тонком корпусе, обтекаемом под малым углом атаки, определяется в виде суммы [c.132]

Pliqa S) (рис. 5.3.19) показывают, что наи-Удтах обеспечивает схема III с реактивным закрылком. Согласно весовым расчетам, у летательного аппарата с силовой установкой по схеме I наилучшие весовые характеристики и наименьшая потребная тяговооруженность. Применение схемы III приводит к увеличению веса, но снижает потребную тягу. Такое различие между рассматриваемыми схемами объясняется взаимным аэродинамическим влиянием различных элементов аппарата, веса крыла, средств его механизации, а также маршевой силовой установки. Ввиду высоких силовых нагрузок и температур в схеме I вес крыла, приходящийся на единицу его площади, повышенный. Крыло с реактивным закрылком (схема III) имеет больший вес, чем крыло с системой управления пограничным слоем. Утяжеление крыла (схема I) компенсируется снижением веса маршевых двигательных установок, и, наоборот, увеличение их веса в схемах II и III компенсируется снижением веса крыла. [c.382]

В расчетах на прочность и долговечность ВС принято считать, что основным конструктивным узлом планера, определяющим его ресурс (долговечность или период эксплуатации), является крыло [1, 2, 7, 8]. Проведение расчетов на ресурс применительно к регулярным зонам кг)нструкции крыла до звукового транспортного ВС в полете основано на рассмотрении преимущественно одноосного напряженного состояния материала. Вторая компонента нагрузок, присутствующая в наиболее нафуженных зонах, считается незначимой, и ею в расчетах на прочность и ресурс пренебрегают. После расчетов ее учитывают через запасы прочности. Использование метода конечных элементов принципиально меняет эту ситуацию. Напряженное состояние характеризуется в полном объеме с учетом всех компонент тензора напряжений (1.1). [c.30]

Современный самолет имеет конструкцию полумонококового типа, состоящую из тонкостенных листов или обечаек, подкрепленных балками (фермами) и стрингерами для предотвращения потери устойчивости. Внешняя обшивка или стенка образует аэродинамический контур агрегата — фюзеляжа, крыла, стабилизатора. Элементы жесткости крепятся к внутренней поверхности обшивки и воспринимают сосредоточенные нагрузки. Эта конструкция в течение многих лет служила основным объектом аэронавти-ческих исследований и существенно отличает аппараты от обычных строительных конструкций. История создания и сопутствующие вопросы анализа и расчета тонких оболочек описаны Гоффом [5], который отмечает, что фундаментальное выражение фон Кармана для определения разрушения пластины при продольном изгибе или потере устойчивости имеет вид [c.40]

Ребра жесткости, соты, металлическая пена... Казалось, перепробовано все. Все, кроме... самого простого. Почему бы не заполнять крылья шариками Расчеты и эксперименты А. А. Ковригина, Е. С. Стебакова и других изобретателей (авторское свидетельство № 134988) показали, что тонкостенные шарики — идеальные конструкционные элементы, когда нужна легкость, жесткость и жаропрочность. [c.27]

Расчет участка соединения крыла с фюзеляжем этого самолета потребовал около 7000 неизвестных переменных. Наличие столь большого количества неизвестных неудобно для обработки начальных данных и выявления возникающих при расчете ошибок. Поэтому на практике конструкцию обычно разбивают на части, или подконструкции (суперэлементы) (рис. 13), каждая из которых рассчитывается методом конечных элементов. На конечном этапе расчетов суперэлементы объединяются с помощью обычной конечно-элементной схемы. Исходные данные для расчета частично приведены в табл. 3. [c.78]

Таким образом, при конечно-элемеитной формулировке потребовалось применить базисные функции классов С и по переменным, отсчитываемым вдоль оси л и по размаху крыла соответственно. Вычисления проводились для плоской квадратной пластины, помещенной в однородный поток под углом атаки а. Расчет делался для пластины, разбитой на 6x6 элементов, и результаты приведены на рис. 18.18. Хотя на этом рисунке показано распределение вдоль хорд крыла, нетрудно видеть, что результаты уже не образуют резких зигзагов и по размаху крыла. [c.445]

С 1915 по 1919 г. было сделано несколько попыток использовать приращение осевой скорости, получаемое в импульсной теории, для расчета лопасти по элементам. Однако никто не довел этих попыток до использования характеристик профиля в двумерном потоке, так как все исследователи на той или иной стадии обращались к эксперименту, чтобы установить, как выбирать характеристики сечений. А. Бетц в 1915 г. положил осевую скорость равной V + v, как в импульсной теории, и заметил, что требуемое удлинение больше действительного удлинения лопасти. Однако, признавая, что требуемое удлинение стремится к бесконечности, он по-прежнему считал его точное значение зависящим от формы лопасти в плане. Г. де Ботезат в 1918 г. также использовал результат импульсной теории, положив осевую скорость равной V v и взяв соответствующую величину окружной скорости на диске), но он принял подход Джевецкого и провел испытания серии специальных пропеллеров с целью определения характеристик профилей. Э. Фейдж й Г. Коллинз в 1917 г. использовали в качестве осевой скорости некоторую часть скорости У + и, определяемую эмпирически. Характеристики профилей они приняли такими же, как у крыла с удлинением 6, поэтому в величину индуктивной скорости нужно было вводить эмпирическую поправку на изменение удлинения. Таким образом, теория элемента лопасти оставалась полуэмпирической как в отношении изменения скорости вследствие интерференции, так и в отношении выбора характеристик профилей. [c.61]

Общая теория воздушного винта была разработана в начале 1920-х годов на базе вихревой теории и прандтлевской теории крыла. Путем введения в расчет индуктивных скоростей, определяемых вихревой теорией, были найдены аэродинамические параметры потока на диске несущего винта. В качестве характеристик профилей в таких расчетах использовались характеристики крыла бесконечного размаха. В более поздних работах было доказано, что при одинаковой схематизации несущего винта импульсная и вихревая теории действительно дают одинаковые результаты. Поэтому в теорию элемента лопасти теперь обычно вводят индуктивные скорости, получаемые по импульсной теории. Однако на ранней стадии разработки теории несущего винта вихревые концепции Прандтля произвели столь сильное впечатление, что вихревая теория полностью вытес-. нила импульсную. Последняя не смогла объяснить распределение индуктивных скоростей по диску несущего винта, которое требовалось для завершения разработки теории элемента лопасти. В результате вихревую теорию стали считать более надежной и логичной основой для исследования работы как крыльев, так и лопастей. [c.62]

Теория элемента лопасти представляет собой распространение теории несущей линии на вращающееся крыло. В линеаризованной вихревой модели пелена вихрей состоит из спиральных продольных вихрей, тянущихся за каждой лопастью. В случае невращающегося крыла деформациями вихревой пелены и сворачиванием концевых вихрей обычно -можно пренебречь, поскольку элементы вихрей уносятся вниз по потоку и удаляются от крыла. Вращающаяся же лопасть, напротив, постоянно приближается к элементам пелены вихрей, сходящих с лопасти винта, идущей впереди рассматриваемой. Поэтому модель пелены вихрей, используемая для расчета индуктивных скоростей на лопасти, должна быть более детальной и точной, чем в случае крыла. Сходящие с концов лопастей участки вихревой пелены быстро сворачиваются в концевые вихревые жгуты, которые лучше описываются вихревой нитью, чем пеленой вихрей. Для многих режимов полета требуется учитывать деформации концевых вихревых жгутов, вызываемые созданными этими жгутами индуктивными скоростями, так как без этого не удается произвести достаточно точный расчет нагрузок. В излагаемых далее простых способах расчета индуктивной скорости используется схема активного диска. Это позволяет определять среднюю индуктивную скорость по закону сохране ния количества движения. [c.430]

Если крыло конечного размаха или нестационарно движущееся крыло бесконечного размаха создает подъемную силу, то за крылом возникает след, состоящий из продольных и поперечных свободных вихрей (вихревая пелена). Вихри следа в свою очередь вызывают на поверхности лопасти дополнительные индуктивные скорости, оказывающие существенное влияние на аэродинамические нагрузки. Поэтому расчет скоростей, индуцируемых пеленой вихрей, представляет собой важную часть определения аэродинамических нагрузок. Чтобы рассчитать последние с удовлетворительной точностью при приемлемых затратах на проведение вычислений, целесообразно аппроксимировать непрерывную пелену свободных вихрей решеткой из дискретных вихревых элементов. Индуцируемая таким элементом скорость может быть описана аналитическим выражением, а полная индуктивная скорость определяется путем суммирования скоростей от каждого из элементов. Наиболее важен учет концевых вихревых жгутов. Эти жгуты хорошо описываются последовательностью прямолинейных вихревых отрезков, образующих ломаную линию. Свободные продольные и поперечные вихри, сходящие с внутренних участков лопасти, существенно меньше, влияют на результаты расчета индуктивной скорости. Поэтому для них могут использоваться более грубые модели — от полностью игнорирующих влияние этих вихрей до использующих сетки дискретных вихревых элементов или вихревые по-вёрхности. [c.488]

Приведение распределенных нагрузок к узлам для данного элемента рассматривать не будем, так как при расчете крыла принято считать обычно, что вся распределенная нагрузка (как воздушная, так и массовая) приложена к обшнвке. [c.298]

Для идеализации одной и той же конструкции могут быть использованы различные конечные элементы. Выбор во многом определяется той библиотекой конечных элементов, которая имеется в данной программе большую роль играют знания и опыт расчетчика. В настоящее время широкое применение получили конечные элементы изопараметрического типа, позволяющие легко моделировать тела с криволинейными границами именно поэтому в данной книге им уделено большое внимание. При работе с ними приходится решать вопрос о том, какие элементы лучше взять — простейшие элементы первого порядка или же более сложные многоузловые элементы высших порядков. Здесь следует иметь в виду, что элементы первого порядка позволяют получить достаточно точные значения напряжений лишь в центральной точке, но не в узлах. Поэтому область эффективного применения элементов первого порядка ограничивается, как правило, такими задачами, в которых градиенты напряжений не слишком велики (например, расчет крыла самолета без вырезов). [c.388]

Рассмотрим для простоты крыло, профиль которого образован прямолипейпыми участками, как показано па рис. 43. Допустим, что равномерный и параллельный поток с числом Маха М ударяет по первому элементу поверхности крыла, наклон которого к направлению потока составляет 01. В точке элемента Ь возникают два эффекта направление потока течения изменяется на угол 01 и создается рост давления па величину р. Задача заключается в расчете величины р, если известно число Маха и отклонение 01. [c.115]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...