1. 8.3. Распределение давления на поверхности
профиля в режиме трансзвукового обтекания
Лекция 24
M > M кр
Рис. 8.5. Распределение давления на поверхности профиля в режиме
трансзвукового обтекания при различных числах Маха
M∞

2. Рис. 8.6. Образование λ−образного скачка уплотнения

3. 8.4. Волновое сопротивление. Аэродинамические
характеристики профиля для трансзвукового режима
полета
Разность давлений
pп − p з
∆M > 0
При
Наличие
−
∆pв
−
−
∆M = M ∞ − M кр .
pп − pз = ∆pв
.
Xв .
При
M ∞ < M кр
−
X a = X тр + X p .
При
M ∞ > M кр
−
X a = X тр + X p + X в .
 =1
c xaв
Xв
Xв
=
=
q∞ S q∞ b
(8.1)

4. (
c xaв = A M ∞ − M кр
здесь
A ≈ 11
)3
M ∞ − M кр ≤ 0,15
(8.2)
M∞ ≈1
8.7. Распределение давления на поверхности обычного (а) и
суперкритического (б) профиля

5. c = 0,135
8.8. Зависимость коэффициента лобового сопротивления от числа Маха
для ламинарного и суперкритического профиля
M∞

6. Рис. 8.9. Зависимость коэффициента лобового сопротивления
профиля от числа Маха M ∞
M ∞ > M кр

7. 8.5. Проблема звукового барьера
Рис. 8.10. Зависимость коэффициента лобового сопротивления с xa
от числа Маха
M∞

8. Рис. 8.11. Экспериментальный самолет Bell XS-1