ОСНОВИ АЕРОДИНАМІКИ ТА ДИНАМІКИ ПОЛЬОТУ

частина І

АЕРОГІДРОГАЗОДИНАМІКА

Електронний посібник

ГОЛОВНА	ТЕОРЕТИЧНІ ВІДОМОСТІ	АНОТАЦІЯ
ДОДАТКИ	СПИСОК ВИКОРИСТАНИХ ДЖЕРЕЛ	УКЛАДАЧІ

1. ТЕОРЕТИЧНІ ОСНОВИ ДОЗВУКОВОЇ ТА НАДЗВУКОВОЇ АЕРОГІДРОГАЗОДИНАМІКИ

1.5. Основи теорії примежового шару

1.5.1. Загальні поняття про течію в'язкої рідини і газу

1.5.2. Структура примежового шару

1.5.3. Умови зміни структури примежового шару. Характеристика числа Рейнольдса

1.5.4. Фізична сутність тертя в примежовому шарі

1.5.5. Фізична сутність відриву газового потоку в примежовому шарі

1.5.6. Обтікання циліндра ідеальною і реальною рідиною

1.5.1. Загальні поняття про течію в'язкої рідини і газу

Примежовим шаром називається тонкий шар газу навколо обтічного твердого тіла, в якому швидкості руху частинок рідини змінюються від нульового значення до величини, рівної місцевій швидкості незбуреного потоку, тобто має місце градієнт швидкості за товщиною примежового шару () (рис. 72).

Внаслідок в'язкості газу близько розташовані до тіла шари газового потоку гальмуються. Гальмівна дія обтічного тіла в міру віддалення шарів газу від його поверхні поступово зменшується і на деякій відстані припиняється практично повністю.

Рис. 72. Схема течії в примежовому шарі

V_δ = 0,99 V_ід.0. ~ V_∞

де:

V_ід.₀. – швидкість, яку мали б частинки газу на межі примежового шару, якби газ був ідеальним.

Товщина примежового шару на поверхні профілю збільшується від носової частини обтічного тіла до хвостової (рис. 73).

Товщина примежового шару залежить від:

– форми обтічного тіла; положення тіла в газовому потоці;

– стану поверхні тіла (шорсткості поверхні);

– швидкості газового потоку; масової густини газу та ін.

Рис. 73. Схема зміни товщини примежового шару

по довжині профілю

Поблизу переднього краю обтічного тіла товщина примежового шару незначна і дорівнює кільком міліметрам, а в хвостовій частині профілю товщина шару збільшується і досягає приблизно 100 мм. Що менша швидкість потоку і рівніша поверхня тіла, то примежовий шар тонший.

Через різницю швидкостей руху струминок над виділеною частинкою і під частинкою виникає пара ковзних сил тертя , що призводить до появи моменту обертання, який спричинює обертальний рух частинок повітря, що сприяє утворенню вихорів (рис. 74).

Рис. 74. Схема виникнення вихрового руху в примежовому шарі

	Основною характеристикою примежового шару є градієнт швидкості:
, де: – різниця поздовжніх складових швидкостей руху сусідніх шарів потоку повітря, м/с; відстань між сусідніми шарами повітряного потоку по одній нормалі товщини примежового шару, мм.

Градієнт швидкості характеризує зміну швидкості потоку на 1 мм товщини примежового шару. Нерівномірність розподілу швидкостей за товщиною примежового шару зберігається і за обтічним тілом у вихровому сліді. Швидкість потоку у вихровому сліді в міру віддалення від обтічного тіла вирівнюється і стає рівною швидкості незбуреного потоку .

У примежовому шарі внаслідок в'язкості відбувається зміна основних фізичних параметрів газу: – швидкості, тиску, температури, масової густини (рис. 75).

Рис. 75. Характер зміни параметрів повітря за товщиною шару

де:

– зміна швидкості газового потоку за товщиною примежового шару відбувається внаслідок властивостей в'язкості, таким чином має місце градієнт швидкості;

– тиск газу залишається постійним за товщиною примежового шару, з огляду на невелику його товщину;

– температура шару збільшується з наближенням до обтічного тіла, внаслідок гальмування частинок газу. Кінетична енергія прямолінійного руху частинок газу в примежовому шарі переходить в теплову енергію хаотичного руху молекул газу, виникає ефект аеродинамічного нагріву поверхні тіла.

– розподіл масової густини за товщиною примежового шару здійснюється згідно з рівнянням стану газу за умови постійного тиску .

З наближенням до поверхні обтічного тіла масова густина газу зменшується.

Задачі

1) Визначити як зміниться масова витрата рідини за швидкості течії V = 70 см/c, масової густини ρ = 820 кг/м³, зміни діаметру трубопроводу від 25 см до 50 см.

2) При обтіканні крила повітряним потоком площа струменя зменшилась у 2 рази. Визначити швидкість струменя і швидкісний тиск у найвужчому перерізі, якщо швидкість польоту літака 480 км/год на рівні земної поверхні.

1.5.2. Структура примежового шару

Розглянемо обтікання твердого тіла газовим потоком. У спектрі обтікання можна виділити 4-и характерні зони течії в примежовому шарі (рис. 76):

Рис. 76. Схема структури примежового шару

Зона 1 – від переднього краю обтічного профілю і до його максимальної товщини. У цій зоні товщина шару мінімальна, течія шарувата, струминки газу між собою не перемішуються. Така течія називається ламінарною.

Зона 2 – це проміжок переходу ламінарної структури примежового шару в турбулентну. Лінія «П» – це лінія по товщині примежового шару переходу ламінарної структури в турбулентну.

Зона 3 – це проміжок примежового шару, де рух частинок газу обертально-поступальний з перемішуванням частинок газу по товщині примежового шару. Носить назву турбулентної течії.

Зона 4 – за межами обтічного тіла, носить назву спутного струменю (вихровий слід).

По мірі руху частинок газу вздовж поверхні тіла вплив в'язкості газу поступово призводить до руйнування ламінарної структури примежового шару, потім відбувається інтенсивне перемішування частинок газу за товщиною примежового шару і утворюється турбулентна течія в примежовому шарі. Згідно з фізичною природою виникнення ламінарного і турбулентного шарів, розподіл швидкостей потоку газу за товщиною примежового шару буде мати різний вигляд (рис. 77).

За ламінарної структури примежового шару рух газу відбувається без проникнення одного шару в інший.

Рис. 77. Схема структури газового потоку в примежовому шарі:

1 – ламінарний шар; 2 – турбулентний шар; 3 – ламінарний прошарок в турбулентному шарі; х_т – координата переходу ламінарної течії в турбулентну; h – товщина ламінарного підшару; l (b) – довжина пластини (хорда профілю)

Сила тертя залежить від інтенсивності зміни ковзної швидкості потоку за товщиною примежового шару, тобто від градієнта швидкості .

	Ковзну напругу тертя за ламінарного режиму течії можна визначити за формулою закону внутрішнього тертя І. Ньютона:
, де: – динамічний коефіцієнт в'язкості, Па⸳с.

У турбулентному примежовому шарі шарувата течія газу руйнується, частки газу, крім прямолінійного руху у напрямку потоку, мають обертальний рух і хаотичне переміщення по товщині примежового шару, в результаті чого частинки газу рухаються по складних траєкторіях. При цьому виникає додатковий опір тертя, пов'язаний з переходом частинок газу з одного режиму течії на інший, що призводить до зміни (зменшення або збільшення) кількості руху рідини.

	Ковзна напруга тертя за турбулентного режиму течії визначається:
, де: l – довжина шляху змішування частинок газового потоку, м; – масова щільність газу, кг/м^3.

Розглянемо відносну зміну швидкості течії по товщині примежового шару (рис. 78).

	Швидкість течії газового потоку за ламінарної і турбулентної структури течії можна визначити за формулами:
;

Рис. 78. Схема зміни товщини примежового шару від швидкості течії

Зміну товщини примежового шару і ковзної напруги тертя можна представити графічно по довжині плоскої пластини (рис. 79)

Рис. 79. Графіки залежності товщини і ковзної напруги

по довжині пластини

З формул і графічних залежностей випливає, що товщина примежового шару від носика пластини до хвостика збільшується пропорційно:

– за ламінарної структури течії,

– за турбулентної структури течії,

При цьому напруга тертя в примежовому шарі змінюється по мірі віддалення від носика обтічного тіла:

– за ламінарної структури течії

– за турбулентної структури течії

Задачі

1) Визначити товщину і ковзну напругу в примежовому шарі за ламінарної структури течії в місці максимальної товщини профілю, якщо координата х = 0,5 м, швидкість течії V = 120 км/год, висота польоту Н = 1000 м.

2) Визначити товщину і ковзну напругу в примежовому шарі за турбулентної структури течії в місці максимальної товщини профілю, якщо координата х = 0,5 м, швидкість течії V = 420 км/год, висота польоту Н = 2000 м.

1.5.3. Умови зміни структури примежового шару. Характеристика числа Рейнольдса

Перехід ламінарного режиму течії в турбулентний здійснюється в певній зоні або лінії. Так як ми розглядаємо двомірну течію, то замість зони будемо розглядати точку або лінію переходу ламінарного примежового шару в турбулентний. Знати положення точки переходу ламінарної течії в турбулентну дуже важливо, тому що опір тертя істотно залежить від типу примежового шару (рис. 80).

Так, наприклад, якщо число Рейнольдса , опір тертя пластини за турбулентної структури течії в 14 разів більше, ніж за ламінарної.

Рис. 80. Схема зміни структури примежового шару

Основним фактором, який дозволяє визначити положення точки переходу з одного режиму течії на інший, є число Рейнольдса.

Крім цього, на положення точки переходу впливають:

– стан поверхні обтічного тіла;

– розподіл нормального тиску по поверхні обтічного тіла;

– ступінь турбулентності набігаючого потоку.

За течії потоку від носика пластини до її хвостової частини число Рейнольдса збільшується через збільшення довжини пластини (координати х_Т). В ході експериментів встановлено, що ламінарний режим течії переходить в турбулентний за певного значення числа Рейнольдса . Це число прийнято називати критичним числом Рейнольдса . Відповідно положення точки переходу залежить від критичного числа Рейнольдса:

У дослідженнях встановлено, що якщо число Рейнольдса Re_кр = 2320, відбувається зміна структури примежового шару. Дослідним шляхом можна визначити координату точки переходу (х_Т) і критичне число Рейнольдса (Re_кр).

Величина критичного числа Рейнольдса (Re_кр) залежить від:

– шорсткості поверхні обтічного тіла; стисливості газу;

– співвідношення температури обтічного тіла і незбуреного газового потоку;

– ступеня турбулентності набігаючого потоку.

Знаючи величину критичного числа Рейнольдса (Re_кр), можна визначити положення точки переходу (х_Т) за різних швидкостей потоку і параметрів стану газу:

Відносне значення точки переходу можна визначити:

Як випливає з формули, точка переходу ламінарного режиму течії в турбулентний за збільшення швидкості потоку зміщується вперед, тобто збільшується зона турбулентної течії. Фізично число Re характеризує ступінь впливу сил в'язкості на сили нормального тиску під час руху тіл у в'язкому газовому середовищі і є відношенням сил тиску, пропорційних до сил в'язкого тертя, пропорційних .

Що більша в'язкість середовища (ν↑), то менше число Рейнольдса . Це означає, що за малих чисел Рейнольдса (Re) роль в'язкості в розгляді аеродинамічних явищ досить велика, за великих чисел (Re) – ця роль надзвичайно мала.

Задачі

1) Визначити коефіцієнт кінематичної в'язкості повітря і число Рейнольдса на висоті 8000 м, якщо коефіцієнт дінамічної в'язкості на цій висоті 1,457×10^-5 Н с/м², швидкість літака 420 км/год, діаметр фюзеляжу літака 5 м.

2) Визначити число Маха і число Рейнольдса на висоті 9000 м, якщо швидкість літака 900 км/год, коефіцієнт динамічної в'язкості на цій висоті 1,457 × 10^-5 Н с/м², хорда крила 1,5 м.

3) По трубопроводу діаметром d = 50 мм і довжиною l = 10 м рухається гас. Визначити тиск Н, за якого виникає зміна ламінарного режиму течії на турбулентний. Коефіцієнт кінематічної в’язкості гасу ν = 2,5×10^-6 м²/с.

4) Визначити діаметр трубопроводу, яким подається рідина, з витратами Q_w = 0,01 м³/с за умови забезпечення в ньому максимально можливої швідкості зі збереженням ламінарного режиму течії, коефіцієнт кінематічної в'язкості рідини ν = 1×10^-6 м²/с.

1.5.4. Фізична сутність тертя в примежовому шарі

У примежовому шарі відбувається передача енергії від рухомого тіла до газу внаслідок виникнення сил в'язкого тертя. Силу тертя можна визначити за формулою закону внутрішнього тертя І. Ньютона:

З формули випливає, що сила тертя переважно залежить від градієнта швидкості по товщині примежового шару навколо обтічного твердого тіла.

Рис. 81. Схема виникнення сили тертя

Так як градієнт швидкості за турбулентної структури течії більше, ніж за ламінарної, то сила тертя за турбулентної течії також більша, ніж за ламінарної (рис. 81):

тому

Силу тертя при двосторонньому терті плоскої пластини для ламінарної і турбулентної структури примежового шару можна визначити за формулами:

При цьому використовуються безрозмірні коефіцієнти двостороннього тертя пластини.

Зі збільшенням числа Re, коефіцієнт тертя пластини зменшується Для чисел Re, які використовуються в практичній аеродинаміці, коефіцієнт тертя пластини в ламінарному шарі значно менше, ніж у турбулентному.

	Коефіцієнт сили тертя профілю можна визначити за значенням коефіцієнта тертя пластини:
, де: Sп – площа двох сторін плоскої пластини, м^2; S – площа профілю, м^2.

Щоб зменшити силу тертя, необхідно намагатися зберегти ламінарний примежовий шар на якомога більшій частині поверхні обтічного тіла. Так, якщо числа Рейнольдса , коефіцієнт тертя за ламінарної структури течії приблизно в 6 разів менше, ніж за турбулентної (рис. 82).

Рис. 82. Графічна залежність коефіцієнта тертя С_fвід числа РейнольдсаRe

Задачі

1) Визначити силу тертя за ламінарного режиму течії на висоті Н = 3000 м, за швидкості польоту V = 420 км/год, площі крила S = 100 м², площі пластини S_п = 0,05 м², площі профілю S_пр = 0,1 м².

2) Визначити силу тертя за турбулентного режиму течії на висоті Н = 2000 м, за швидкості польоту V = 720 км/год, площі крила S = 100 м², площі пластини S_п = 0,06 м², площі профілю S_пр = 0,12 м².

1.5.5. Фізична сутність відриву газового потоку в примежовому шарі

Розглянемо обтікання об'ємного тіла повітряним потоком (рис. 83).

За обтікання тіла потоком від _т.1 до _т.2 тиск на верхній поверхні тіла знижується через збільшення швидкості, таким чином виникає негативний градієнт тиску за напрямком течії газу в примежовому шарі. Цей градієнт прагне прискорити рух частинок повітря в примежовому шарі, що сприяє збереженню його ламінарної структури. В _т.2 градієнт тиску збільшується і стає рівним .

Після проходження від _т.2 до _т.3 на задньому схилі об’ємного профілю виникає позитивний градієнт тиску , що на додаток до сил тертя призводить до гальмування потоку. Профіль швидкостей починає якісно змінюватися. В _т.3 під впливом позитивного градієнту тиску в нижніх шарах примежового шару потік як би призупиняється і за _т.3 по лінії «3-4» швидкість потоку стає рівною нулю.

Рис. 83. Схема відриву газового потоку в примежовому шарі

В ділянці між лінією «3-4» і поверхнею обтічного тіла утворюється ділянка зворотної течії. Притікання газу з двох сторін призводить до потовщення примежового шару і подальшого його відриву від поверхні профілю.

Тому на деякій ділянці профілю виникає зона відриву потоку, обмежена лінією «3-4» і поверхнею обтічного тіла. У цій зоні виникає інтенсивне вихростворення. При цьому змінюється картина розподілу тиску по поверхні профілю, що призводить до зміни напрямку рівнодіючої сил тиску. Зрив потоку призводить до різкого зменшення несучої здатності профілю крила і погіршенню стійкості і керованості ЛА.

Таким чином, в зоні зворотної течії виникає турбулентна течія, що викликає інтенсивне перемішування частинок повітря в примежовому шарі і призводить до підводу до нижніх загальмованих шарів додаткової кінетичної енергії і тим самим перешкоджає збільшенню зони зворотної течії і утворенню вихорів. Тому турбулентний примежовий шар стійкіший до відриву потоку від поверхні профілю, ніж ламінарний.

1.5.6. Обтікання циліндра ідеальною і реальною рідиною

Сутність парадоксу Ейлера-Даламбера

Розглянемо обтікання циліндра ідеальною рідиною (рис. 84):

Рис. 84. Схема обтікання циліндра ідеальною рідиною

За обтікання циліндра ідеальною рідиною точки А і С є критичними, тиск в цих точках має максимальне значення, а коефіцієнт тиску p = 1, сили тиску в цих точках рівні за величиною, але спрямовані в протилежні сторони. В точках В і D обтікання симетричне, виникає тиск розрідження однакового розміру, але спрямований в різні сторони.

Внаслідок симетричного обтікання тиск на поверхні циліндра в характерних точках є однаковим і симетричним щодо осей симетрії. Тому в нев'язкому середовищі циліндр не відчуває опору тиску. В цьому і полягає парадокс Ейлера-Даламбера.

Рис. 85. Схема обтікання циліндра реальною рідиною

Рис. 86. Схема зони відриву реальної рідини на циліндрі

За обтікання циліндра в'язким потоком газу:

– по-перше, діє сила тертя по ковзній до поверхні циліндра;

– по-друге, виникає сила тиску, обумовлена відривом потоку в критичних точках циліндра (_т.Е і _т.F).

Розглянемо рух газового потоку вздовж поверхні АВС, згідно з епюрою розподілу тиску на ділянці АВ градієнт тиску , що сприяє беззривному обтіканню. На ділянці ВС градієнт тиску стає позитивним , що сприяє відриву потоку від поверхні тіла. В деякій точці Е потік відривається і тиск виявляється меншим, ніж в _т. А. Тому через різницю тисків в передній і кормовій частинах циліндра виникає опір, викликаний зоною розрідження.

Сумарна сила опору циліндра дорівнює сумі сил тертя і тиску

Розмір ділянки зриву тіл, що погано обтікаються, і опорів за рахунок сил тиску залежить від числа Рейнольдса.

	Коефіцієнт лобового опору визначається за формулою:

Сутність в’язкої кризи

За малих чисел Рейнольдса коефіцієнт опору практично від них не залежить. Зі збільшенням швидкості потоку і числа Рейнольдса ламінарний режим течії переходить в турбулентний, що призводить до збільшення опору тертя і зменшення опору тиску розрідження (оскільки зменшується зона розрідження за циліндром), сумарний опір при цьому зменшується (рис. 87, 88).

Якщо число Рейнольдса , коефіцієнт лобового опору різко зменшується.

Явище різкого зменшення коефіцієнта опору (↓↓ за певних значень числа Рейнольдса, внаслідок перебудови газового потоку, називається в'язкою кризою.

Рис. 87. Графік залежності C_x = f (Re) за обтікання циліндра потоком реальної рідини

Середнє значення числа Рейнольдса (Re), за якого відбувається різке зменшення коефіцієнта опору, називається критичним числом Рейнольдса.

З дослідів випливає, що відрив ламінарного примежового шару від обтічного тіла розпочинається за невеликих градієнтів тиску, практично з початку кормової частини обтічного тіла.

Рис. 88. Схема виникнення в’язкої кризи

Зі збільшенням числа Рейнольдса примежовий шар стає турбулентним і для його відриву від поверхні тіла необхідний значно більший градієнт тиску. Найбільший градієнт тиску буде в точках ближче до _т.С. Це призводить до зменшення ділянки відриву. Після перестойки обтікання зі збільшенням числа Рейнольдса ділянка відриву трохи збільшується (↑). Але все ж сумарний опір за турбулентної течії при обтіканні циліндрів може бути меншим, ніж за ламінарної. Тому за певних умов обтікання тіл, що погано обтікаються, вигідно мати турбулентний примежовий шар.

Поняття і види керування примежовим шаром

Відрив примежового шару виникає через інтенсивне гальмування потоку поблизу поверхні тіла силами тертя. Тому, якщо штучно збільшити швидкість течії поблизу поверхні обтічного тіла, то відриву можна уникнути.

Збільшення швидкості течії газу в примежовому шарі можна досягти 3-ма способами (рис. 89):

– здуву примежового шару за допомогою струменю, потік в якому видувається з великою швидкістю на поверхню обтічного тіла;

– відсмоктування загальмованого шару потоку всередину обтічного тіла;

– видувом повітря через хвостову частину профілю.

Здув примежового шару викликає підведення додаткової кінетичної енергії до загальмованих частинок газу в примежовому шарі, при цьому збільшується швидкість течії частинок, зменшується тиск і усувається явище відриву потоку від поверхні профілю.

Відсмоктування примежового шару дає можливість відібрати частину загальмованого потоку, зменшити тиск і збільшити швидкість течії, що дозволить підтримувати беззривне обтікання до щілини відсмоктування за великих кутів атаки.

Видув струменя через хвостову щілину профілю викликає відсмоктування повітря з поверхні профілю і тим самим збільшує швидкість течії в нижніх шарах примежового шару і підвищує стійкість потоку до відриву від поверхні тіла.

Рис. 89. Схема керування швидкістю течії в примежовому шарі

Задачі

1) Літак летить на висоті Н = 8000 м. Яку швидкість буде показувати прилад показника швидкості і яка буде фактична повітряна швидкість, якщо повний тиск рівняється p* = 1,15 × 10⁵ Па.

2) Визначити повний і швидкісний тиск потоку, що діє на літак в польоті на висоті 5000 м, число Маха 0,9.

3) Визначити, як зміниться швидкісний тиск під час польоту літака на висоті 2000 м, якщо число Маха 0,75, а температура повітря змінюється від мінус 30⁰С до + 50⁰С.

Фізична сутність хвильового відриву в примежовому шарі

Розглянемо обтікання профілю крила реальним потоком газу з великою, але дозвуковою швидкістю. Так як в носовій частині профілю струмені потоку звужуються, то площа поперечного перерізу зменшується, а це призводить до збільшення швидкості і зменшення тиску. У хвостовій частині профілю струмені розширюються, площа поперечного перерізу збільшується, отже, швидкість руху потоку зменшується, а тиск зростає (рис. 90, 91).

На верхній поверхні профілю крила на дозвукових швидкостях руху виникають зони, в яких місцеві швидкості потоку досягають швидкості звуку (рис. 90).

Рис. 90. Схема зміни параметрів повітряного потоку на стрибку ущільнення в примежовому шарі

Так як за профілем швидкість потоку знову стає дозвуковою, то гальмування надзвукового потоку відбувається на умовній поверхні сильно ущільненого фронту газу, який називається стрибком ущільнення. У примежовому шарі швидкості по його товщині змінюються від 0 до V_δ, тому потік ніби розділяється на дві частини: зовнішню-надзвукову і внутрішню-дозвукову, отож, біля поверхні профілю місцева швидкість не може досягти надзвукої величини. Тому зона надзвукових течій і стрибок ущільнення не можуть досягти поверхні тіла профілю.

Рис. 91. Схема виникнення хвильового відриву в примежовому шарі

На стрибку ущільнення відбувається збільшення тиску . З огляду на різницю тисків перед стрибком і за ним, виникає зворотний потік газу в примежовому шарі назустріч основному набігаючому потоку. Цей зворотний потік відриває основний потік від поверхні профілю і виникає відрив потоку від поверхні профілю, який називається хвильовим зривом. При цьому відбувається ніби набухання примежового шару, збільшується його товщина і виникає зовнішній випуклий кут, який обтікається надзвуковим потоком. Обтікання надзвуковим потоком випуклого кута призводить до утворення додаткового косого стрибка ущільнення.

Таким чином, за великих дозвукових швидкостей течії через відрив потоку від поверхні профілю утворюється система двох стрибків ущільнення: косого та прямого. Таку систему стрибків прийнято називати -подібним «стрибком ущільнення».

Питання для самоконтролю

1. Фізична сутність примежового шару, характеристика і графічні залежності зміни параметрів рідини і газу за товщиною примежового шару. 2. Охарактеризувати структуру примежового шару і вплив геометричних і кінематичних параметрів на режим течії в примежовому шарі. 3. Умови зміни структури примежового шару, сутність критичного числа Рейнольдса. 4. Охарактеризувати фізичну сутність виникнення сили тертя в примежовому шарі. 5. Охарактеризувати фізичну сутність відриву потоку від поверхні тіла в примежовому шарі. 6. Охарактеризувати фізичну сутність явища «в’язка криза», навести графік залежності коефіцієнта опору від числа Рейнольдса. 7. Розкрити сутність і способи керування примежовим шаром. 8. Охарактеризувати взаємодію примежового шару і стрибків ущільнення, фізична сутність хвильового зриву потоку.

Попередня тема

На початок

Наступна тема