Руководство к лабораторным работам по аэрогазодинамике

Скачать в pdf «Руководство к лабораторным работам по аэрогазодинамике»




Министерство высшего и среднего специального образования СССР


Ленинградский ордена Красного Знамени МЕХАНИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ


Г.А.АКИМОВ, М.Г.МОИСЕЕВ, А. К. ПОЛУБОЯРИНОВ


РУКОВОДСТВО К ЛАБОРАТОРНЫМ РАБОТАМ ПО АЭРОГАЗОДИНАМИКЕ


Часть II


Одобрено


редакционно-издательским советом Ленинградского механического института


ЛЕНИНГРАД


1979


Предлагаемое вниманию читателя описание лабораторных работ состоит из трех частей. В данной (второй) части излагается содержание семи работ. Исследованию сверхзвуковых течений со скачками уплотнения посвящены работы № 8, 12.


Определение скорости распространения ударной волны рассматривается в работе № 9 Исследованию течения газа по длинному трубопроводу посвящена работа № 10. Силовое воздействие струи на преграды рассматривается в работах № 13, 14.


Настоящее пособие предназначено для студентов авиационных и механических специальностей вузов и инженерно-технических работников.


Под редакцией И. П. Гинзбурга


ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА № 8


Обтекание ромбовидного профиля сверхзвуковым потоком


Цель работы 1. Изучение качественной картины обтекания ромбовидного профиля сверхзвуковым потоком.


2.    Экспериментальное определение распределения статического давления на поверхности профиля.


3.    Расчет распределения давления по поверхности ромба.


4.    Определение коэффициента лобового сопротивления ромбовидного профиля по точной и приближенной теории.


Основные понятия и формулы


1. При обтекании тонкого ромбовидного профиля сверхзвуковым потоком могут возникнуть три качественно .различных картины (рис. 1, а, б, в).


Пусть а — угол атаки; g — угол, образованный передней кромкой профиля с хордой. Тогда, при g — a > 0 имеет место схема обтекания, представленная на рис. 1,а; при g — a < 0 — схема обтекания, изображенная на рис. 1,б; и, наконец, если угол g + а окажется больше некоторого предельного для данного числа Маха значения, то перед телом возникает отсоединенный искривленный скачок уплотнения. Такая картина течения реализуется при весьма больших углах атаки (рис. 1,в).

Скачать в pdf «Руководство к лабораторным работам по аэрогазодинамике»