# Aerodynamics for engineering students - part 6

## Tuy nhiên, đi từ khu vực cánh-tip, eqn (5,23) làm giảm khoảng eqn (4,103), một xấp xỉ tốt, C, phân phối thu được cho aerofoils đối xứng có thể được sử dụng cho các phần cánh. Đối với đầy đủ kết quả này được thể hiện chính thức ngay lập tức dưới đây. Tuy nhiên, nếu điều này là không quan tâm trực tiếp đến phần tiếp theo. | Compressible flow 297 If a disturbance of large amplitude . a rapid pressure rise is set up there are almost immediate physical limitations to its continuous propagation. The accelerations of individual particles required for continuous propagation cannot be sustained and a pressure front or discontinuity is built up. This pressure front is known as a shock wave which travels through the gas at a speed always in excess of the acoustic speed and together with the pressure jump the density temperature and entropy of the gas increases suddenly while the normal velocity drops. Useful and quite adequate expressions for the change of these flow properties across the shock can be obtained by assuming that the shock front is of zero thickness. In fact the shock wave is of finite thickness being a few molecular mean free path lengths in magnitude the number depending on the initial gas conditions and the intensity of the shock. One-dimensional properties of normal shock waves Consider the flow model shown in Fig. in which a plane shock advances from right to left with velocity Ml into a region of still gas. Behind the shock the velocity is suddenly increased to some value M in the direction of the wave. It is convenient to superimpose on the system a velocity of Ml from left to right to bring the shock stationary relative to the walls of the tube through which gas is flowing undisturbed at Ml Fig. . The shock becomes a stationary discontinuity into which gas flows with uniform conditions Pl pl Ml etc. and from which it flows with uniform conditions P2 P2 M2 etc. It is assumed that the gas is inviscid and non-heat conducting so that the flow is adiabatic up to and beyond the discontinuity. The equations of state and conservation for unit area of shock wave are State P _ P2 p T P2T2 Mass flow m Pl Ml P2U2 Pi P Pi pi a Pzpz Stationary shock b Fig. 298 Aerodynamics for Engineering Students Momentum in the absence of external and dissipative .

TÀI LIỆU LIÊN QUAN
29    80    0
5    85    1
3    78    0
29    262    18
7    124    0
3    211    0
119    151    2
4    171    7
4    172    5
8    98    1
TÀI LIỆU XEM NHIỀU
13    32381    1634
3    19320    204
25    18590    3682
20    16719    1473
16    15683    2475
14    14286    2539
37    13019    2802
1    11246    396
3    10908    211
23    10529    384
TỪ KHÓA LIÊN QUAN
TÀI LIỆU MỚI ĐĂNG
21    6    1    27-06-2022
31    4    1    27-06-2022
13    18    2    27-06-2022
27    26    1    27-06-2022
8    12    1    27-06-2022
19    11    1    27-06-2022
44    16    1    27-06-2022
17    1    1    27-06-2022
52    2    1    27-06-2022
10    17    1    27-06-2022
9    88    1    27-06-2022
8    26    1    27-06-2022
87    15    1    27-06-2022
24    41    2    27-06-2022
133    10    1    27-06-2022
11    4    1    27-06-2022
31    3    1    27-06-2022
7    15    1    27-06-2022
22    19    1    27-06-2022
80    37    3    27-06-2022
TÀI LIỆU HOT
3    19320    204
13    32381    1634
3    1474    75
580    3622    343
62    4354    1
584    1953    80
171    3968    620
2    1730    71
51    2461    150
53    3321    175
Đã phát hiện trình chặn quảng cáo AdBlock
Trang web này phụ thuộc vào doanh thu từ số lần hiển thị quảng cáo để tồn tại. Vui lòng tắt trình chặn quảng cáo của bạn hoặc tạm dừng tính năng chặn quảng cáo cho trang web này.