Набегающий поток

Cтраница 1

Набегающий поток ламинарный и переход происходит на задней кромке. [1]

Набегающий поток до скачка остается невозмущенным; за центральной частью скачка скорость газа становится дозвуковой, так что течение в целом является смешанным. [2]

Набегающий поток считается слабо сверхзвуковым, поэтому приращениями энтропии на ударной волне можно пренебрегать. [3]

Если набегающий поток на пучок труб значительно турбулизи-рован ( например, в результате резкого расширения после вентилятора или насоса), то коэффициент теплоотдачи может приниматься одинаковым для всех рядов труб. [4]

Маха набегающего потока до четырех он дает хорошие результаты. [5]

Маха набегающего потока) и характеристические соотношения (1.25) вдоль них выполнены, так как u V const и v Q. Таким образом, простая волна может непрерывно примыкать к сверхзвуковому поступательному потоку вдоль обращенной назад ( по потоку) или вперед ( против потока) характеристики. [6]

Случай набегающего потока при отсутствии штанги, на которой закреплен вытеснитель. [7]

Схемы для расчета параметров течения около острого конуса. [8]

У набегающего потока ( соответственно числа Моо УОО / ЙОО или относительной скорости Кх Уоо / о) - Определить рк можно, проведя из начала координат О касательную 0В к яблоковидной кривой так, как это показано на рис. 10.20, а. Если действительный угол конуса больше критического, то при помощи этой кривой формально нельзя исследовать обтекание конуса. [9]

Маха набегающего потока Ма, и постоянной адиабаты k играет в случае газового потока больших скоростей роль температурного фактора, о котором уже была речь в гл. [10]

Встреча набегающего потока с попятно движущейся в пограничном слое жидкостью приводит к резкому оттеснению линий тока от поверхности тела, к утолщению пограничного слоя и к отрыву его от поверхности тела. [11]

Температура набегающего потока равна 20 С; температура пластины поддерживается постоянной и равна 50 С. [12]

Зависимость ат шах от числа М полета для воздухозаборников с различным числом скачков. [13]

Торможение набегающего потока в сверхзвуковых воздухозаборниках осуществляется в специально организованной системе скачков уплотнения. Такие поверхности называют поверхностями торможения. [14]

Маха набегающего потока М и постоянной адиабаты k играет в случае газового потока больших скоростей роль температурного фактора, о котором уже была речь в гл. [15]

Страницы: 1 2 3 4 5