Альбом течений жидкости и газа - Ван-Дайк М.
Скачать (прямая ссылка):
ловная ударная волна не может присоединиться к этому клину в воздухе и обеспечить тем самым коническое поле, показанное на фото 228, до тех пор, пока число Маха не превысит значения 1,4. [Ashke-nas, Bryson, 1951], любезно предоставлено Н. Ash-kenas
160
12. Обтекание барьера однородным потоком при де те области отрыва, которые возникают на пре-Re = 0,014. Визуализация с помощью алюминие- дыдущем снимке перед выступом и за ним. [Тапе-вого порошка в глицерине показывает в чистом ви- da, 1979]
13. Линии тока при обтекании дуги полукруга. При числе Рейнольдса, равном здесь 0,031, картина линий тока не претерпевает ощутимых изменений, когда направление потока обращается. Центры пары вихрей внутри каверны находятся на расстоянии 0,52 диаметра, что хорошо согласуется с решением в приближении Стокса. Алюминиевый порошок, диспергированный в глицерине, освещается световым ножом. [Taneda, 1979]
16
259. Комбинация конуса с цилиндром в сверхзвуковом свободном полете.
Комбинация цилиндра с конусом, имеющим полуугол раствора 12,5 , выстреливается в воздух при М = = 1,84. На небольшом расстоянии за вершиной конуса пограничный слой становится турбулентным и порождает волны Маха, видимые на этой теневой фотографии. Фото А. С. Charters
260. Безударная головная часть тела.
При числе Маха, равном 2,1, вогнутая носовая часть этого тела вращения обеспечивает плавное сжатие, требуемое для безударного диффузора. Головная ударная волна образуется только на некотором расстоянии от тела, создавая осесимметричный аналог течения, показанного на фото 227. К сожалению, при выстреле кончик тела погнулся, что привело к образованию там слабой ударной волны. Фото из Transonic Range, U. S. Army Ballistic Research Laboratory
261. Комбинация цилиндра с ожнвалом в свободном нолей* при М = 2,58. Эта теневая фотография демонстрирует с замечательной подробностью структуру с вс рх звукового обтекания длинного тела вращения под малым углом атаки: первоначально прямую головную волну, идущую от конического заострении конечного размера, слабые ударные волны, порождаемые шероховатое! мо
носовой части, утолщающийся турбулентный пограничный слой на цилиндрической средней части тела, оееры разрежения у начала конической хво-сювой части, а также у основания тела и, наконец, нестационарные ударные волны, идущие от нестационарного турбулентного следа. Фото из Transonic Range, U. S. Army Ballistic Research laboratory
163
Щш
262. Пластинка с плоской передней частью при М = 2,0. При выполнении этого снимка шлирен-методом кромка ножа была горизонтальной, поэтому все, что сверху представляется светлым, снизу выглядит темным. Щели в середине пластинки не оказывают влияния на течение воздуха. Искривленная линия непосредственно вниз по потоку за отошедшей головной ударной волной представляет пересечение этой волны с пограничными слоями на стеклянных боковых стенках аэродинамической трубы. В угловой точке происходит отрыв пограничного слоя, а его вторичное присоединение отмечается образованием косых ударных волн. [Mair, 1952], любезно предоставлено N. Johannesen
263. Цилиндр с плоской передней частью при М = 2,0. Сравнение с предыдущим снимком показывает, что расстояние отхода головной ударной волны для осесимметричного тела примерно вдвое меньше, чем для плоского тела того же поперечного сечения при том же числе Маха. Во всех остальных отношениях структура течения остается примерно такой же-видна точка отрыва и косая ударная волна в месте обратного присоединения. Головная волна пересекает пристеночные пограничные слои по двум кривым линиям справа. [Johannesen, 1958]
264. Цилиндр, движущийся при М = 2,77 в углекислом газе. Интерферограмма в полосах конечной ширины показывает круговой цилиндр в свободном полете. Видна головная волна, располагающаяся несколько ближе к плоской поверхности, чем на предыдущем снимке, что связано, во-первых, с большей величиной числа Маха свободного потока и, во-вторых, с меньшей величиной показателя адиабаты, равного 4/3 для углекислого газа в отличие от 7/5 для воздуха. Видна также ударная волна в точке вторичного присоединения пограничного слоя, за которой имеется вторая косая ударная волна, идущая от выступа на цилиндре. Фото из Air Flow Branch, U. S. Army Ballistic Research Laboratory
265. Цилиндр, движущийся при M = 3,6 в воздухе. На теневой фотографии показан круговой цилиндр в свободном полете при небольшом отрицательном угле атаки. Кажущаяся расплющенность переднего торца объясняется на самом деле оптическим искажением. Видно, что косая ударная волна, идущая от точки обратного присоединения пограничного слоя, сливается с волной, идущей от следа. На больших расстояниях эти волны образуют хвостовую часть всплеска давлений от N-образ-ной волны, показанной для случая сферы на фото 269 и характерной для любого объекта в сверхзвуковом полете. Фото А. С. Charters
165
266. Шар, движущийся при М = 1,53.
На теневой фотографии показан шар диаметром 1/2 дюйма, схваченный при его движении в воздухе. За тем участком головной волны, который находится непосредственно перед шаром вдоль его поверхности вплоть до угла 45°, течение дозвуковое. На угле примерно 90° ламинарный пограничный слой отрывается, создавая косую ударную волну, и быстро становится турбулентным. Флюктуирующий след порождает систему слабых возмущений, постепенно сливающихся во вторую ударную волну. Фото А. С. Charters
