Задача 1

В сверхзвуковой аэродинамической трубе производится определение скорости воздушного потока на основе измерения полного давления р ^*, статического давления р и температуры торможения Т ^* газа. Давления измеряются с помощью трубки Прандтля-Пито, а температура с помощью термопары. При этом перед трубкой Прандтля-Пито и термопарой образуются отошедшие ударные волны, которые в центральной части (в области нулевых линий тока) близки к прямым скачкам уплотнения. Давления регистрируются ртутными манометрами. Определить полное и статическое давление, статическую температуру, скорость потока, число Маха М и приведенную скорость λ до и после отошедшей ударной волны, если показания манометров составили Δ р ^* мм рт. ст. и Δ р мм рт. ст. (см. табл. 3). Значение температуры торможения Т _н^* приведено в табл. 3. Принять значение давления окружающей среды В ₀= 760 мм рт. ст.

Задача 2

Сверхзвуковой воздушный поток обтекает плоский клин с углом ω₀ (значение ω₀/2 задано в табл. 3), ось симметрии которого совпадает с вектором скорости невозмущенного потока. Полагая, что параметры набегающего потока соответствуют условиям задачи 1, определить угол наклона скачка α к вектору скорости набегающего потока и все параметры газа за косым скачком уплотнения.