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

1.6. Стрибки ущільнення і характеристики розширення в газовому середовищі

1.6.1. Виникнення і розповсюдження звукових хвиль збурення в газовому середовищі

1.6.2. Основні рівняння рухомого газового потоку і зміна фізичних параметрів на стрибку ущільнення

1.6.3. Особливості обтікання надзвуковим потоком затуплених і ступінчатих циліндричних і конічних тіл

1.6.1. Виникнення і розповсюдження звукових хвиль збурення в газовому середовищі

Поняття про збурення газового середовища

Кожна виступаюча частина поверхні твердого тіла, що рухається в газовому середовищі з надзвуковою швидкістю, є джерелом збурень середовища, а саме: підвищення і зниження тиску, щільності, температури та інших параметрів газового потоку.

Слабкі збурення виникають при обтіканні малих за об’ємом тіл, шорсткої поверхні і невеликих зламів тіл поверхні, а також під дією слабких звукових вібраторів. Слабкі збурення – це сферичні хвилі стиснення і розрідження, які поширюються в газовому середовищі зі швидкістю звуку. Сильні збурення в газовому середовищі поширюються у вигляді характеристик розширення або у вигляді стрибків ущільнення.

Поширення слабких збурювань в середовищі

Поширення хвиль слабких збурювань середовища від нерухомих джерел збурення (V = 0).

У нерухомому середовищі від нерухомого точкового джерела збурення хвилі поширюються у вигляді концентричних сферичних хвиль, радіуси яких в часі збільшуються зі швидкістю звуку. Частота коливань становить 17 – 20 кГц, досягаючи людського вуха, вони стають чутними людиною (рис. 92).

Таким чином, звук – це процес поширення в пружному середовищі слабких збурювань у вигляді концентричних сферичних хвиль стиснення і розрідження.

	Використовуючи рівняння стану газу, отримаємо формулу швидкості звуку:
, для повітря

З формули випливає, що швидкість звуку, який поширюється в нерухомому середовищі, переважно залежить від її температури. Що вище температура середовища, то менше стисливість газу. Характеристикою стисливості середовища є число Маха .

Рис. 92. Схема поширення звукових хвиль

в нерухомому середовищі

Поширення слабких збурювань під час руху газового середовища зі швидкістю, меншою швидкості звуку (V < a).

Розглянемо, як зміниться картина поширення хвиль, якщо потік буде набігати на джерело збурювань зі швидкістю, меншою швидкості звуку (V < a). Хвилі кіл, радіуси яких збільшуються в часі, зносяться потоком і картина поширення хвиль залежить від співвідношення між швидкістю звуку і швидкістю газового потоку. Джерело збурювань переміщається зі швидкістю потоку (V), а радіуси кіл сферичних хвиль збільшуються зі швидкістю звуку (a).

Так як радіуси кіл сферичних хвиль збільшуються швидше, ніж зноситься потоком центр збурювань, то хвилі збурювань поширюються як по потоку, так і назустріч потоку, тому хвилі збурювань охоплюють весь простір, заповнений газом (рис. 93).

Рис. 93. Схема поширення звукових хвиль в рухомому середовищі, якщо V < a

Поширення слабких збурювань під час руху газового середовища зі швидкістю, рівною швидкості звуку (V = a).

Якщо газовий потік рухається зі швидкістю, рівною швидкості звуку (V = a), то збурення вперед проти потоку не поширюються, а хвилі збурювань охоплюють весь простір від площини «D-Е» і назад по потоку (рис. 94).

Рис. 94. Схема поширення звукових хвиль за швидкості потоку, рівної швидкості звуку (V = a)

Поширення слабких збурювань під час руху газового середовища зі швидкістю, більшою швидкості звуку (V > a).

У разі поширення слабких збурювань в надзвуковому потоці газу, швидкість руху центру джерела збурювань більше швидкості поширення хвиль. При цьому центр збурювань обганяє радіуси кіл сферичних хвиль, залишаючи їх позаду себе у вигляді розширюваного конуса збурювань (рис. 95).

При V ≥ a, сфера, що переміщається, весь час буде торкатися твірної конуса, половину кута розкриття конуса μ можна визначити із співвідношення: ;

Рис. 95. Схема поширення звукових хвиль в рухомому середовищі за швидкості потоку, більшої швидкості звуку (V> a)

Із трикутника ОАО₃ виходить, що ОА = 3V, ОО₃ = 3а, тому

Кут називається кутом збурювання, а конус – конусом збурювання, твірні конуса називаються лініями збурювань.

	Аналізуючи виникнення конуса збурювань, можна зробити висновки:
1. Малі збурювання в надзвуковому потоці газу поширюються тільки всередині конуса збурювання. У зв'язку з цим у надзвуковому потоці можна виділити дві зони:
– зону спокою, куди збурювання не потрапляють;
– зону збурювання, де поширюються збурювання від джерел збурювання.
2. Малі збурювання в надзвуковому потоці поширюються по лініях збурювань.

Таким чином, під час руху джерела малих збурювань з дозвуковою швидкістю збурювання від нього передаються як вперед, проти потоку, так і по потоку, а під час руху з надзвуковою швидкістю хвилі збурювань від джерела вперед проти потоку не поширюються.

За швидкості потоку, що дорівнює швидкості звуку, зона збурювань відокремлена від незбурюваної зони площиною «DE», перпендикулярною напрямку руху потоку.

Задача

Визначити число Маха і число Рейнольдса, якщо висота польоту літака Н = 2000 м, швидкість V = 450 км/год, динамічний коефіцієнт в'язкості μ = 1,2×10^-5 Па⸳с, площа прямокутного крила S = 25 м², розмах крила l = 15 м.

Поширення сильних збурювань в середовищі

Нехай газовий потік рухається вздовж горизонтальної площини двостороннього зовнішнього кута AOB з надзвуковою швидкістю (рис. 96).

В ході проведених досліджень в аеродинамічних трубах встановлено, що в широкому діапазоні кутів повороту потоку (ω ≈ до 30⁰ – 40⁰) течія газового потоку плавна безперервна.

Рис. 96. Схема виникнення і поширення характеристик збурень

Газовий потік в _т.О відхиляється від початкового положення. Злам зовнішнього кута в _т.О викликає появу сильних збурювань у вигляді радіальної характеристики ОС, яка нахилена до напрямку вектора незбурюваного потоку на кут:

Характеристика ОС є лінією збурювання, вздовж якої газодинамічні параметри газового потоку залишаються постійними. А на самій лінії відбувається зміна величин газодинамічних параметрів.

Після повороту потоку на кут ω рух його здійснюється уздовж другої сторони кута ОВ. При цьому швидкість потоку збільшується і стає більшою, ніж швидкість незбурюваного потоку, так як відбувається рух потоку в розширеному каналі М₁ > M. Збурення із _т.О поширюються по новій радіальній характеристиці ОС₁, нахиленій до вектору нового напрямку швидкості V_ОВ під кутомμ_1.

Поворот газового потоку від положення з радіальною характеристикою ОС до характеристики ОС₁ на кут ω розглядається як серія нескінченно малих поворотів поточних характеристик, які прямують одна за одною від початкового до кінцевого положення, рівного куту ω.

Таким чином, за наявності повороту потоку, точка повороту викликає появу сильних збурювань у вигляді характеристик збурювання, які є пучком радіальних ліній, що виходять з точки збурювання і крайні положення характеристик відхилені одна від одної на кут відхилення сторони двостороннього зовнішнього кута (ω).

Фізична сутність виникнення стрибків ущільнення

За обтікання твердого тіла газовим потоком зі швидкістю, більшою за швидкість звуку ( перед ним виникають звукові хвилі, які формують ударну хвилю. Поверхня, яка відокремлює збурений потік від незбуреного, називається фронтом ударної хвилі або стрибком ущільнення. На стрибку ущільнення відбувається стрибкоподібна зміна газодинамічних параметрів газового потоку: тиску, густини і температури (рис. 97).

Види стрибків ущільнення
Залежність форми стрибка від швидкості потоку
Залежність форми стрибка від форми тіла
Рис. 97. Схема форм стрибків ущільнення

Якщо кут нахилу стрибка ( до напрямку вектора швидкості незбуреного потоку β < 0⁰, то стрибок називається косим, а якщо то стрибок називається прямим.

Вид стрибка ущільнення залежить від форми обтічного тіла і числа Маха.

За обтікання надзвуковим потоком затупленого тіла або тіла, що погано обтікається, виникає від'єднаний комбінований криволінійний стрибок:

– перед тілом виникає від'єднаний прямий стрибок і далі по мірі віддалення від тіла кут нахилу стрибка зменшується, а його інтенсивність знижується;

– далі від тіла стрибок ущільнення розсіюється і перетворюється в хвилю слабких збурень.

За обтікання надзвуковим потоком загостреного тіла у вигляді конуса або клина виникає приєднаний косий стрибок ущільнення. На реальному ЛА за надзвукового обтікання стрибки ущільнення виникають в місцях стиковки крила, стабілізатора, вертикального кіля, підвісок та інших виступаючих частин ЛА.

За обтікання внутрішнього двостороннього кута в _т.О виникає стрибок ущільнення, де відбувається стиснення потоку з утворенням стрибка ущільнення ОС (рис. 98):

Рис. 98. Схема виникнення стрибка ущільнення

Газовий потік в _т.О відхиляється від початкового положення. Зміна зовнішнього кута в _т.О викликає появу сильних збурень у вигляді стрибка ущільнення ОС, який нахилений до напрямку вектора незбуреного потоку на кут β.

Після повороту потоку на кут ω, рух його здійснюється уздовж другої сторони кута ОВ. При цьому швидкість потоку зменшується і стає меншою, ніж швидкість незбуреного потоку, так як відбувається рух надзвукового потоку в звужувальному каналі М₁ < M.

За збільшення швидкості течії кут нахилу стрибка ущільнення зменшується і він наближається до поверхні обтічного тіла (↑ М → β → ω)

;

Кожна зміна напрямку обтічного тіла стає джерелом слабких збурень, які, поширюючись у просторі, накладаються одне на одного і утворюють характеристики збурення у відповідних точках (рис. 99).

Рис. 99. Схема утворення відокремленого стрибка ущільнення

За надзвукового обтікання плавного злому обтічного тіла в т. «1-0-2» виникають сильні збурення, які поширюються вгору у вигляді характеристик збурення, при цьому вони, накладаючись одне на одного, утворюють від'єднаний стрибок ущільнення. Форма стрибка залежить від форми утворювальної поверхні обтічного тіла.

Задачі

1) Коефіцієнт опору літака С_ха,₁ = 0,019. В процесі експлуатації і ремонту обшивки фюзеляжу літака коефіцієнт опору збільшився до С_ха,₂ = 0,024. Визначити на скільки збільшилась сила опору літака в польоті на висоті Н = 6 км, якщо швидкість V = 648 км/год, площа крила S = 140 м².

2) Коефіцієнт підйомної сили літака С_yа,₁ = 1,2. В процесі експлуатації і ремонту обшивки фюзеляжу літака коефіцієнт підйомної сили зменшився до С_yа,₂ = 0,8. Визначити у скільки разів зменшилась підйомна сила літака в польоті на висоті Н = 5000 м, якщо швидкість V = 650 км/год, площа крила S = 140 м.

1.6.2. Основні рівняння рухомого газового потоку і зміна фізичних параметрів на стрибку ущільнення

Рівняння рухомого газового потоку на стрибку ущільнення

Для розгляду якісного стану параметрів газового потоку позначимо їх: до стрибка – «без індексу», за стрибком – з індексом «1» (рис. 100).

Рис. 100. Схема зміни параметрів стану газового потоку на стрибку ущільнення

При переході через стрибок ущільнення змінюється швидкість не тільки за величиною, а і за напрямком. Кут повороту сторони внутрішнього двостороннього кута позначимо (ω). Розкладемо швидкість набігаючого потоку V на дві складові: нормальну і дотичну ().

	Розглянемо трикутник швидкостей і тоді отримаємо співвідношення:
Відповідно за стрибком ущільнення отримаємо наступні співвідношення:

Рух газу через стрибок ущільнення підпорядковується відомим законам механіки, а саме:

– закону збереження маси;

– закону збереження енергії;

– закону зміни кількості руху.

Задача

Визначити нормальні і дотичні швидкості течії перед стрибком ущільнення і після, якщо швидкість незбуреного потоку V∞ = 350 м/с, кут відхилення сторони внутрішнього двостороннього кута ω = 30⁰, а кут нахилу стрибка ущільнення β = 6⁰.

Рівняння збереження маси при переході через стрибок ущільнення

При переході через стрибок ущільнення потік не розривається. Тому згідно із законом збереження маси (рівняння нерозривності) секундна масова витрата газу через площу стрибка (S) залишається постійною:

Так як – площа стрибка не змінюється, то рівняння збереження маси на стрибку ущільнення матиме вигляд:

Рівняння зміни кількості руху на стрибку ущільнення

Рух газу через стрибок ущільнення відповідає закону про зміну кількості руху рухомої маси газу. Зміна кількості руху при переході через стрибок по нормалі до нього в секунду дорівнює:

,

так як , то отримаємо рівняння зміни кількості руху:

Зміни кількості руху вздовж стрибка ущільнення не відбувається:

, тоді

Рівняння збереження енергії на стрибку ущільнення

	При переході струменя газу через стрибок ущільнення загальний баланс енергії не змінюється внаслідок адіабатичного процесу, тому справедливе рівняння у вигляді:
, де: і – ентальпія газу перед стрибком ущільнення і за ним.

Зміни параметрів газу на стрибку ущільнення

1. Зміни нормальної складової швидкості

	Скористаємося рівнянням зміни кількості руху газового потоку і розділимо його складові на масу:
поділимо на , отримуємо:

	Після проведення відповідних перетворень отримаємо рівняння співвідношення нормальних швидкостей на стрибку ущільнення:
, або після перетворення де: – гранична швидкість.

Для прямого стрибка ущільнення:

Тоді формула спрощується і для прямого стрибка ущільнення має вигляд:

Якщо швидкість газового потоку перед прямим стрибком ущільнення більше швидкості звуку (а), то за прямим стрибком швидкість завжди буде дозвуковою і її значення можна визначити за формулою:

для прямого стрибка.

2. Зміни масової щільності газового пото.ку

Якщо відома нормальна складова швидкості за стрибком ущільнення, то можна визначити всі інші основні параметри газу за стрибком.

Для визначення співвідношення масової щільності використовуємо рівняння збереження маси газу: , звідси

	Після виконання необхідних перетворень отримаємо кінцеву формулу:
;

Таким чином, відношення масової густини при переході через стрибок ущільнення залежить лише від одного параметра .

Аналізуючи формулу, можна зробити висновок, що щільність газу не може збільшуватися безмежно, а прагне зі збільшенням числа Маха до деякої кінцевої межі:

Для повітря, якщо k = 1,4, тоді,згідно з наведеною формулою,

Задача

Визначити нормальну складову швидкості течії перед стрибком ущільнення і після, а також масову густину за стрибком ущільнення, якщо швидкість незбуреного потоку V_∞ = 400 м/с, кут відхилення сторони внутрішнього двостороннього кута ω = 5⁰, кут нахилу стрибка ущільнення β = 8⁰, політ здійснюється на висоті Н = 2000 м.

Зміна тиску і температури газового потоку на стрибку ущільнення

Використовуючи теорему механіки про імпульс сили:

Після проведення відповідних перетворень і підстановок отримаємо кінцеву формулу для визначення співвідношення тисків за стрибком ущільнення і до стрибка:

Зміна температури на стрибку ущільнення визначається, виходячи з рівняння стану газу: перед стрибком і за стрибком , тоді отримаємо:

Таким чином, можна зробити висновок, що відношення до і після стрибка ущільнення залежать лише від параметра .

Залежність основних параметрів від можна показати графічно (рис. 101).

Рис. 101. Графік залежності параметрів газового потоку від параметра

Принцип вимірювання числа Маха і швидкості надзвукового газового потоку

За швидкості польоту М < 1, принцип вимірювання числа Маха і швидкості (М і V) заснований на вимірюванні відносних тисків: повного до тиску незбуреного потоку – p*/p (рис. 102):

Рис. 102. Схема трубки ППТ за дозвукової і надзвукової течії

газового потоку

	За швидкості польоту М > 1 принцип вимірювання М і V заснований на вимірюванні відносних тисків: повного за стрибком ущільнення до тиску незбуреного потоку – :
, де: – коефіцієнт відновлення повного тиску.

Тоді визначення числа Маха здійснюється за формулою Релея (для прямого стрибка):

1.6.3. Особливості обтікання надзвуковим потоком затуплених і ступінчатих циліндричних і конічних тіл

Фізична картина обтікання затуплених тіл

Особливістю надзвукового газового потоку є те, що за криволінійною ударною хвилею є зони дозвукових швидкостей течії між обтічним тілом і фронтом ударної хвилі (рис. 103).

Рис. 103. Схема обтікання надзвуковим потоком затупленого тіла

За великих кутів відхилення потоку (що характерно для затуплених тіл) утворюється відокремлена криволінійна ударна хвиля. У міру віддалення від центральної лінії потоку стрибок ущільнення стає слабкішим, кут нахилу його зменшується, швидкість за косим стрибком залишається надзвуковою. Зони надзвукової і дозвукової течії розділяються поверхнею, на якій місцева швидкість течії дорівнює швидкості звуку.

Обтікання затуплених, ступінчатих циліндричних і конічних тіл

За обтікання надзвуковим потоком цилідричних частин з затупленим переднім краєм утворюється відокремлена ударна хвиля, і між тілом і ударною хвилею утворюються зони дозвукової, звукової і надзвукової течії (рис. 104).

Поділ цих швидкісних зон здійснюється по лініях А₁-А₁¹ і А₂-А₂¹¹. У _т.1 відбувається поворот потоку і течія здійснюється в як би розширюваному каналі, що супроводжується появою характеристик розширення, швидкість потоку на них збільшується.

Рис. 104. Схема обтікання надзвуковим потоком

ступінчатих частин тіла

Далі в _т.2 (переходу тіла від циліндричної частини до конічної) виникає поворот потоку, що супроводжується стисканням потоку, і як наслідок, виникає конічний стрибок ущільнення, швидкість потоку залишається надзвуковою. Далі в _т.3 від конічної частини поверхня тіла переходить в циліндричну частину, що викликає розширення потоку, що, в свою чергу, призводить до виникнення розгалудженої картини характеристик розширення. В _т.В місцевий надзвуковий потік стає рівним величині надзвукового незбуреного потоку.

Фізична сутність звукового удару

Під час польоту літака з надзвуковою швидкістю виникає складна картина стрибків ущільнення і характеристик розширення, які утворюються в різних точках фюзеляжу літака: в місцях зламу поверхні і від нерівностей поверхні ЛА (рис. 105).

Перша ударна хвиля від носової частини фюзеляжу літака поширюється в незбуреному середовищі. Наступні ударні хвилі поширюються в умовах підвищеного тиску і високої температури. Тому швидкість їх поширення збільшується, стрибки наздоганяють попередні ударні хвилі і зливаються в одну потужну головну ударну хвилю.

Рис. 105. Схема виникнення носової і хвостової ударних хвиль

Зниження тиску в хвостовій частині літака викликає зменшення масової густини і температури ↓ і ↓T, а отже, це викликає зменшення швидкості поширення ударних хвиль. Тому проміжні хвилі відстають від хвиль, що виникають в області підвищеного тиску і потім зливаються в могутню хвостову ударну хвилю. Через стрибкоподібну зміну тиску на головній ударній хвилі і на хвостовій ударній хвилі, виникає подвійний звуковий удар (хлопок). Що довше фюзеляж літака, то більше інтервал між першим і другим хлопками, викликаними ударними хвилями.

Інтенсивність звукового удару – хлопка – залежить від наступних факторів:

– висоти і швидкості польоту;

– маси, форми і розмірів літака;

– виду виконуваного літаком маневру.

Інтенсивність хлопка більшою мірою залежить від висоти польоту літака. Зазвичай польоти на надзвукових швидкостях польоту V > a здійснюються в спеціальних зонах або обмежуються висотами польоту.

Особливості гіперзвукової течії газового потоку

Польоти літаків при числах M > 4 умовно вважаються гіперзвуковими.

	Теорія гіперзвукових течій пов'язана з деякими особливостями обтікання твердих тіл в порівнянні з малими надзвуковими швидкостями:
– аеродинамічними, так як вони викликані необхідністю врахування значною мірою стисливості через великі значення чисел Маха;
– фізико-хімічними, так як газовий потік при гіперзвукових швидкостях володіє високими енергетичними можливостями.

Аеродинамічні особливості гіперзвукових швидкостей дозволяють:

– в одних випадках застосовувати спрощене рішення аеродинамічних задач, пов'язаних з взаємодією ЛА з газовим потоком за великих гіперзвукових швидкостей;

– в інших випадках значно їх ускладнити, так як метод лінеаризації диференціальних рівнянь руху, які застосовуються при моделюванні помірних надзвукових течій, не застосовують для гіперзвукових течій.

Фізико-хімічні ефекти в гіперзвуковому потоці пов'язані з утворенням зон з високими температурами. Як правило, вони виникають при переході гіперзвукового газового потоку через стрибки ущільнення, на яких кінетична енергія руху перетворюється в теплову. При цьому високі температури змінюють фізичні властивості газового середовища, а саме:

– за температури Т = 2500⁰К і помірних тисків починається дисоціація молекул кисню;

– за температури Т = 4000⁰К відбувається дисоціація молекул азоту;

– за температури Т = 7000⁰К відбувається іонізація атомів азоту і кисню, за подальшого збільшення температури відбувається іонізація молекул азоту.

Питомі теплоємності за таких високих температур стають не постійними величинами і не залежать від температури. Тому в дослідженнях не використовуються питомі теплоємності, отримані за постійних об’єму і тиску.

При гіперзвукових швидкостях неминучий сильний аеродинамічний нагрів обшивки ЛА. Тому максимальна швидкість польоту може обмежуватися не тільки з умов отримання максимальної підйомної сили, а й з умов максимально допустимого кінетичного нагріву обшивки ЛА.

Особливостями гіперзвукових течій є:

• Зі збільшенням числа Маха ↑M →↓ стрибки ущільнення наближаються до обтічної поверхні тіла, при цьому зменшуються області збурювань між стрибком і тілом. Це призводить до взаємодії стрибка і примежового шару. Головний стрибок обмежує збільшення товщини примежового шару. Це призводить до підвищення температури ↑T і зменшення масової густини ↓ρ і, як наслідок, до ↑ δ товщини примежового шару. При цьому створюється ефект збільшення товщини обтічного тіла, що призводить до викривлення ударної хвилі і збільшення тиску ↑p. • Малі зміни параметрів руху обтічного тіла призводять до суттєвих змін параметрів газуЯкщо число Маха M >> a, збурювані швидкості течії можуть бути одного порядку зі швидкістю звуку. • Через високі температури за головною ударною хвилею і в примежовому шарі можуть мати місце дисоціація та іонізація молекул газу, що призводить до зміни його термодинамічних властивостей.

Таким чином, для гіперзвукових течій методи дослідження аеродинамічних характеристик, застосовуваних для дозвукових і помірних надзвукових швидкостей течії газу, стають непридатними.

Розглядаючи обтікання тіл під невеликим кутом атаки (), рівняння руху можна спростити і отримати алгоритми наближеного визначення аеродинамічних характеристик ЛА за гіперзвукових швидкостей польоту.

Стиснення газового потоку проходить з утворенням стрибка ущільнення (рис. 106):

Рис. 106. Схема виникнення стрибка ущільнення

За збільшення швидкості течії кут нахилу стрибка ущільнення зменшується і він наближається до поверхні обтічного тіла (↑ М → β → ω)

При течії з розширеннями потоку поворот і розгін надзвукового потоку відбувається на одній характеристиці ОС ... ОС₁ (рис. 107):

Рис. 107. Схема виникнення характеристик розширення

За збільшення числа Маха:

У цьому випадку коефіцієнт тиску буде дорівнювати значенню:

Тоді можна визначити відносну зміну тиску, викликану зміною кута нахилу поверхні обтічного тіла:

Питання для самоконтролю

1. Виникнення і розповсюдження слабких збурювань у нерухомому середовищі і під час руху зі швидкістю, рівною швидкості звуку. 2. Виникнення і розповсюдження слабких збурювань в середовищі під час руху зі швидкістю, меншою та більшою швидкості звуку. 3. Виникнення і фізична сутність характеристик розширення потоку. 4. Фізична сутність виникнення стрибків ущільнення, їх види і форми. 5. Охарактеризувати рівняння збереження маси на стрибку ущільнення. 6. Охарактеризувати рівняння збереження кількості руху на стрибку ущільнення. 7. Охарактеризувати зміну нормальної складової швидкості повітряного потоку на стрибку ущільнення. 8. Охарактеризувати зміну масової густини на стрибку ущільнення. 9. Охарактеризувати зміну тиску і температури газового потоку на стрибку ущільнення. 10. Принцип визначення числа Маха і швидкості польоту за дозвукових і надзвукових швидкостей польоту. 11. Фізична картина і особливості обтікання затуплених і ступінчатих циліндричних і конічних тіл. 12. Фізична сутність виникнення і розповсюдження звукового удару під час польоту літака на надзвуковій швидкості.

Попередня тема

На початок

Наступна тема