Воздействие - скачок - Большая Энциклопедия Нефти и Газа, статья, страница 2
Формула Мэрфи из "Силы негативного мышления": оптимист не может быть приятно удивлен. Законы Мерфи (еще...)

Воздействие - скачок

Cтраница 2


Напомним, что при околозвуковых режимах резко возрастают продольные градиенты давления. Повторный отрыв слоя происходит под воздействием скачка IV у выходной кромки.  [16]

Кроме того, иногда используются параметры, представляющие собой скорость нарастания и время установления выходного напряжения. Эти параметры определяются по реакции ОУ на воздействие скачка напряжения на входе.  [17]

18 Изменение коэффициента лобового сопротивления в зависимости от расхода вдуваемого газа G / при различных удлинениях центрального тела.| Изменение коэффициента лобового сопротивления в зависимости от расхода вдуваемого газа G - при различных удлинениях центрального тела. [18]

Замеренные средние значения давлений оказывались, по-видимому, завышенными из-за воздействия почти прямого головного скачка уплотнения, периодически возникающего перед телом.  [19]

Выше уже отмечалось, что при проектировании системы с конечным минимальным временем переходного процесса с нулевой установившейся ошибкой при воздействии скачка скорости реакция на единичную ступеньку получается неудовлетворительной. При этом время переходного процесса теоретически равно бесконечности.  [20]

21 Относительные амплитуды пульсаций статического давления на плоской стенке в точке А косого среза в зависимости от Б.. Решетка С-9012 А. [21]

Взаимодействие конденсационных и адиабатных скачков с пространственным пограничным слоем изучено еще недостаточно. Однако, учитывая, что в угловых зонах и на спинке профиля в зоне вторичных течений пограничный слой максимально дестабилизирован, можно предположить, что именно здесь возникают развитые отрывы слоя под воздействием конденсационных и адиабатных скачков.  [22]

23 Профили крыльев с острой передней кромкой. [23]

Помимо перераспределения давлений, которое в итоге влияет на величины аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет, при волновом кризисе нередко наблюдаются вибрации самолета. Они появляются вследствие двух причин: во-первых, скачок уплотнения, как правило, не стоит на одном месте, а непрерывно колеблется в продольном направлении, в связи с чем толчками изменяется величина аэродинамической силы крыла; во-вторых, при волновом кризисе наблюдается срыв потока с крыла, связанный с воздействием скачка уплотнения на пограничный слой.  [24]

25 Поле давлений во внешнем потоке. [25]

Функции F и G выражаются уравнениями ( 13) и ( 28); ради упрощения мы снова приравняли нулю ширину скачка уплотнения. При х-со давление возмущения равно нулю. По мере изменения G оно экспоненциально растет до точки падения скачка уплотнения. Под воздействием скачка уплотнения давление возмущения растет вначале скачкообразно, а затем экспоненциально.  [26]



Страницы:      1    2