При расчете неконструктивных условий двигателя нам необходимо знать неконструктивные характеристики, такие как сопротивление присадки на входе . В книге Уоррена Ф. Филлипса « Механика полета » его выражение было получено как отношение между набегающим потоком и числом Маха на входе. Далее при расчете лобового сопротивления в одном из примеров (2.6.1) число Маха на входе. считается постоянным на уровне 0,6, тогда как полет ускоряется от 0 Маха до расчетного числа Маха.
Отсюда следует, что на входе Маха нет. кое-как удалось добиться как 0,6 даже на взлете, это практически возможно? Если нет, то как на самом деле рассчитывается лобовое сопротивление при полете с различными числами Маха набегающего и входного потока?
Воздухозаборники сверхзвуковых самолетов регулярно контролируют (снижают) число Маха двигателя (на входе в компрессор) во время полета. Это делается либо с помощью воздухозаборника 2D-рампы (как у Concorde), либо с центральным корпусом (как у МиГ-21).
Эти впускные отверстия преобразуют входящий сверхзвуковой поток в дозвуковой поток, образуя ударные волны на пути воздушного потока.
Источник: sturgeonshouse.ipbhost.com
В дозвуковых условиях воздухозаборники выполняют две функции:
В крейсерском режиме диффузия набегающего потока на вход компрессора.
На взлете ускорение статического воздуха до состояния на входе в компрессор.
Таким образом, в принципе, конструкция впускного отверстия может быть оптимизирована таким образом, чтобы число Маха было постоянным (с некоторыми отклонениями) во всем рабочем диапазоне двигателя.
Однако в вашем случае я думаю, что это упрощающее предположение, сделанное для проблемы.
Ян Худек