💸 Как сделать бизнес проще, а карман толще?

Тот, кто работает в сфере услуг, знает — без ведения записи клиентов никуда. Мало того, что нужно видеть свое раписание, но и напоминать клиентам о визитах тоже. Проблема в том, что средняя цена по рынку за такой сервис — 800 руб/мес или почти 15 000 руб за год. И это минимальный функционал. Нашли самый бюджетный и оптимальный вариант: сервис VisitTime.
⚡️ Для новых пользователей первый месяц бесплатно. А далее 290 руб/мес, это в 3 раза дешевле аналогов. За эту цену доступен весь функционал: напоминание о визитах, чаевые, предоплаты, общение с клиентами, переносы записей и так далее.
✅ Уйма гибких настроек, которые помогут вам зарабатывать больше и забыть про чувство «что-то мне нужно было сделать».
Сомневаетесь? нажмите на текст, запустите чат-бота и убедитесь во всем сами!

Поляры самолета на различных числах М

Чтобы рассчитать летные характеристики самолёта в широком диапазоне чисел М, необходимо иметь сетку поляр, т.к. сжимаемость воздуха существенно влияет на аэродинамические коэффициенты С_{Y a} и C_{X a} . Каждой конфигурации самолета и каждому числу М полета соответствует определенная поляра самолета

До чисел М_∞ = 0, 5…0, 6 сжимаемость воздуха почти

не проявляется и для определения аэродинамических характеристик самолета достаточно одной поляры.

При М_∞ = 0, 7…0, 8 на больших углах атаки начинается волновой кризис, появляется дополнительное сопротивление X_{a в}, называемое волновым, поэтому на больших С_Y происходит отвал поляр.

При М_∞ = 0, 9…1, 1 развивающийся волновой кризис порождает волновое сопротивление на всех углах атаки и поляры смещаются вправо. Это свидетельствует
о значительном снижении аэродинамического качества самолета.

При М_∞ > 1, 1 поляры начинают смещаться влево, т.к. волновое сопротивление начинает уменьшаться.
А так как С_Y тоже уменьшается, то отвал поляр продолжает возрастать.

В диапазоне лётных углов атаки поляра самолёта может задаваться уравнением:

,

где — коэффициент лобового
сопротивления при C_Y =0.

А — коэффициент отвала поляры.

Значения и А берутся из графиков, которые строятся на основе обработки статистики.

Примерный вид этих графиков представлен на рис. 3.16.

Рис. 3.16. Зависимости и А от числа М полета

Коэффициент А в основном зависит от несущих свойств крыла и от возможности образования разрежения на передней кромке профиля крыла.

Значение А тем меньше, чем больше несущие свойства крыла и чем выше разрежение у передней кромки.

На дозвуковых скоростях при М_∞ < M величина коэффициента А минимальна и определяется по формуле:

A =

На сверхзвуковых скоростях величина коэффициента А увеличивается пропорционально .

Величина включает в себя две составляющие:

C_X0=С_{X тр}+С_{X в},

где Сх _тр — коэффициент силы трения;

Сх _в — коэффициент сопротивления давления, определяемый по формуле:

С_{X в}=

При _∞ ≤ М коэффициент лобового сопротивления = const.

при M_∞ > М вследствие возникновения и роста олнового сопротивления интенсивно увеличиваевтся, достигает максимума при М_∞ = 1, 05…1, 2, а затем уменшается обратно пропорционально величине .

при M_∞ ≤ М C_X0 уменьшается путем выбора совершенных аэродинамических форм и улучшении обработки поверхностей частей самолета, при М_∞ > М применяют меры по смягчению волнового кризиса.

Если поляра самолета задается уравнением, то максимальное аэродинамическое качество K_max определяется по формуле:

K_max=

K_max является одной из главных характеристик аэродинамического совершенства самолета.

Вопросы для повторения

1. Что такое звук как физическое явление?

2. От каких параметров среды зависит скорость звука? Напишите формулу.

3. Какие факторы влияют на сжимаемость потока?

4. Что такое число М?

5. Что называется удельным расходом воздуха?

6. Запишите уравнение неразрывности для сжимаемого потока.

7. Какие формы имеет уравнение Бернулли для сжимаемого потока?

8. Запишите формулу для определения динамической добавки давления.

9. Как изменяется температура при торможении сжимаемого потока? Запишите формулу для определения динамической добавки температуры.

10. Как изменяется давление , температура Т, плотность р и скорость звука а при адиабатическом увеличении скорости потока.

11. Какая скорость потока называется критической?

12. Как изменяется удельный расход при увеличении скорости потока? Начертите график.

13. Что представляет собой сопло Лаваля? Каково его назначение?

14. Как распространяются возмущения в сверхзвуковом потоке?

15. Что происходит при обтекании внутреннего тупого угла сверхзвуковым потоком?

16. Почему при обтекании внутреннего тупого угла сверхзвуковым потоком возникает скачек уплотнения.

17. Какие изменения происходят в сверхзвуковом потоке при прохождении через скачок уплотнения.

18. Что называется волновым сопротивлением и какова его природа?

19. Почему границей между сверхзвуковым и дозвуковым потоком всегда служат прямые скачки?

20. Какова физическая сущность явления волнового кризиса?

21. Какое число М называется критическим?

22. Почему с увеличением высоты полета уменьшается максимально допустимая скорость полета?

23. Чем опасно явление волнового кризиса?

24. Как возникает и к каким последствиям приводит явление волнового срыва потока?

25. С какой целью добиваются увеличения критического числа М?

26. Какими средствами достигается увеличение М и смягчение кризисных явлений?

27. Какой вид приобретает диаграмма распределения давлений по профилю крыла при образовании местной сверхзвуковой зоны и местного скачка уплотнения?

28. Какой вид имеет диаграмма распределения давлений по профилю крыла при сверхзвуковом обтекании?

29. Какие недостатки имеет стреловидное крыло?

30. Какими средствами можно предупредить появление концевых срывов потока?