Коэффициент аэродинамический отражения

Пользуясь этой формулой, можно по известным значениям коэффициентов а II о найти температуру диффузно отраженных молекул Уд и затем по формуле (90) — вероятную скорость молекул Стд. Полученных сведении достаточно для определения аэродинамических сил, возникающих на теле при различных условиях свободно-молекулярного обтекания. [c.160]

По условиям задачи 13.10 рассчитайте энергию падающих и отраженных частиц, а также определите лобовое сопротивление, подъемную силу и соответствующие аэродинамические коэффициенты. [c.712]

Конус высотой /г = 5 м с углом при вершине Рк = 15° совершает полет в атмосфере на высоте Н = 200 км со скоростью Ксс = 4500 м/с под углом атаки а = = 0. Найдите аэродинамическое сопротивление при условии, что отражение молекул полностью диффузное, а термический коэффициент аккомодации т) = 1. [c.712]

Определите аэродинамическое качество крыла в виде тонкой пластины, совершающей полет на высоте Н = 160 км под углом атаки а = 30°. Рассмотрите случаи, соответствующие значениям коэффициента аккомодации / = 0 0,8 и 1 при условии, что число Мос = 3. Сравните полученные величины с теми, которые соответствуют схемам ударного и эластичного отражений. [c.712]

Первое решение задачи построения оптимальной аэродинамической формы в рамках уравнений Эйлера получено Г.Г. Черным в 1950 г. [20]. Были рассмотрены двумерные стационарные возмущения течения, возникающего при сверхзвуковом обтекании клина с присоединенным скачком слабого семейства. Возмущения могли либо приходить из набегающего потока, либо возникать из-за искривления прямолинейной образующей клина эволюция возмущений определялась коэффициентами их взаимодействия с головным скачком. В те годы взаимодействием скачка со стационарными возмущениями занимались многие исследователи. Однако, подход, развитый в [20], обладая наибольшей полнотой, был использован для построения головной части плоского тела (профиля), которая при заданных габаритах реализует минимум волнового сопротивления. Было показано, что при обращении в нуль коэффициента отражения возмущений давления от ударной волны оптимальная образующая - прямая. Предложенный в [20] оригинальный прием "варьирования в полоске" нашел широкое применение при решении различных вариационных задач сверхзвуковой газовой динамики. [c.6]

XII.15. Летательный аппарат в виде конуса высотой /г=5 м с половиной угла при вершине рк=15° движется в атмосфере на высоте Я== = 200 км со скоростью Уоо = 4500 м/сек под нулевым углом атаки. Найдите аэродинамическое сопротивление при условии, что отражение молекул полностью диффузное, а термический коэффициент аккомодации равен единице. [c.408]

Для иллюстрации влияния коэффициента аккомодации на рис. 51 и 52 приведены значения аэродинамических коэффициентов для пластинки и ракетоподобного тела. Расчет проведен в схеме полностью диффузного отражения при 0—7. [c.356]

Для ньютоновской схемы эластичного отражения (см. задачу XII. 18) коэффициент давления на нижней поверхности p=2sin a. Соответствующие значения аэродинамических коэффициентов [c.723]

При ударной схеме ньютоновского отражения (см. задачу XI 1.18) коэффициент давления /7 = 2sin a, а коэффициент трения с/= = 2 sin а os а. Соответствующие аэродинамические коэффициенты будут следующими [c.724]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...