Основы проектирования измерительных приборов и измерительно - вычислительных систем

214 Число Маха , характеризующее отношение истинной воздушной скорости V к скорости звука a kgRT = , определяется как функция отно - шения полного давления к статическому давлению на данной высоте по - лета . При дозвуковой скорости полета уравнение для определения числа М имеет вид [21]: 1 1 дин п 2 2 М 1 1 1 1 1 k k k k p V p a k p k p − −             = = − = + −         − −             . (6.5) При сверхзвуковой скорости полета часть энергии набегающего воздушного потока тратится на образование ударных волн и скачков уп - лотнения перед приемником воздушных давлений и уравнение для опре - деления числа М принимает неявный вид [22]: ( ) 7 дин п 2,5 2 167 М 1 7 М 1 p p p p = + = − (6.6) Абсолютная температура наружного воздуха Т на высоте полета вычисляется как функция числа М и абсолютной температуры затормо - женного потока Т т , воспринимаемой приемником температуры , по фор - муле [21, 22]: ( ) т 2 1 0, 2 M Т Т N = + ξ , (6.7) где N – коэффициент качества приемника температуры торможения ; ξ – коэффициент торможения воздуха , значение которого в зависимости от конструктивных особенностей приемника температуры и места его ус - тановки колеблется в пределах 0,98 ÷ 1,02. Истинная воздушная скорость V может быть определена по форму - ле , аналогичной (6.4), в которой полное , динамическое и статическое дав - ления , а также температура наружного воздуха измеряются непосредст - венно на данной высоте полета : 1 1 дин п 2 1 1 2 1 1 1 k k k k p k k p V gRT gRT k p k p − −                 = + − = −             − −                 . (6.8)