Enunciado

Sondas de pressão e de temperatura de estagnação estão localizadas sobre o nariz de uma aeronave supersônica. A 10700   m de altitude, um choque normal ocorre em frente às sondas. A sonda de temperatura indica T 0 = 215 ° C atrás do choque. Calcule o número de Mach e a velocidade do ar em relação ao avião. Encontre os pontos dos estados de estagnação e estático atrás do choque. Mostre o processo e os pontos dos estados de estagnação e estáticos em um diagrama T s .

Passo 1

Oi pessoal, tudo bem? Vamos analisar essa questão.

Usando a tabela A 3 para altitude de 10700   m , temos que:

T 1 = 219   K

E:

P 1 = 23,9   k P a

Assim, temos que:

T 1 T 01 = 0,4489

Logo, sabe-se que o número de Mach do escoamento será:

M 1 = 2,48

Passo 2

Considerando a equação para o número de Mach, podemos encontrar a velocidade de escoamento:

M 1 = v 1 c 1

Como c 1 = k R T 1 , temos que:

v 1 = 2,48 ⋅ 1,4 ⋅ 286,9 ⋅ 219

Logo:

v 1 = 736   m / s

Passo 3

Considerando a equação abaixo, temos que:

P 01 P 1 = 1 + k - 1 2 M 2 k k - 1

Substituindo os valores, encontramos:

P 1 P 01 = 0,06038

Logo:

P 01 = 395,8   k P a

Passo 4

Sabendo que, na saída encontra-se M 2 = 0,5149 .

De maneira análoga tem-se que:

P 2 P 02 = 0,5071

E:

P 2 P 1 = 1,009

Logo:

P 2 = 167,5   k P a

E:

P 02 = 201   k P a

Resposta

M 1 = 2,48

v 1 = 736   m / s

Ver Outros Exercícios desse livro