Как идентифицировать ударные волны и волны разрежения по представлению числа Маха?

2 Маха

Это изображение является представлением числа Маха для М ∞ "=" 2.0 Я новичок в CFD и аэродинамике высоких скоростей. Я пытаюсь проанализировать это изображение, в частности, чтобы понять, почему скорость уменьшается за задней кромкой.

На следующем изображении я попытался идентифицировать ударные волны (1 и 3) и волны расширения (2) при изменении направления потока. Однако после волны расширения скорость должна увеличиться, а здесь это не так, поэтому моя интерпретация должна быть ложной. Как?

анализировать

Спасибо

Ответы (1)

Ваш аэродинамический профиль движется на сверхзвуковой скорости около 2 Маха.

  1. Сначала поток сталкивается с головным скачком уплотнения. Вдали от передней кромки носовой скачок превращается в косой скачок. Вы можете ясно видеть число Маха, быстро уменьшающееся после удара.

  2. После прохождения наиболее толстого места профиля начинается волна разрежения за счет постепенного увеличения угла расширения. Вы можете видеть увеличение Маха, вплоть до 2,2 Маха.

  3. На задней кромке поток сталкивается с углом сжатия, если рассматривать след как границу. Здесь встречается косой удар. Так как косой толчок менее мощный, чем обычный толчок, то хорошо видно, что Мах уменьшается не так сильно, как после поклона.

почему вообще есть ударная волна на задней кромке? с точки зрения молекул воздуха они равны 0 махам. Внезапно объект натыкается на них с mach2, молекулы воздуха не могут уйти с дороги, поэтому возникает ударная волна. В носовой части находится воздух, поэтому ударная волна не возникает на поверхности объекта. Если имеется ударная волна на задней кромке, это должно означать: воздух паразитного пограничного слоя на объекте движется быстрее, чем мах1 по отношению к воздуху в области (2) на приведенной выше диаграмме.
@eliu "с точки зрения молекул воздуха, они 0 махов"? Вы думаете от точки зрения внешнего наблюдателя, что здесь не совсем уместно. По отношению к аэродинамической поверхности набегающий поток движется со скоростью 2 Маха. Точно так же, непосредственно примыкая к границе аэродинамической поверхности, поток неподвижен по отношению к аэродинамической поверхности, хотя, сидя на земле, вы увидите, как он движется со скоростью 2 Маха.
Я пытаюсь понять это с точки зрения наблюдателя. По крайней мере, это улучшает мое понимание. Поскольку это подчеркивает тот факт, что это воздух, который в одиночку тащил самолет, врезавшийся в неподвижный воздух. Это основная причина ударной волны. И стационарный воздух был ускорен таким внезапным образом, что вызвало огромное сопротивление и звуковой барьер. Но я думаю, что ваш ответ подтвердил мою «разбивающуюся» идею.
Расширение начинается сразу после ударной волны из-за вогнутого контура аэродинамического профиля. В самом толстом месте скорость окружающего воздуха уже восстанавливается, и поток еще больше ускоряется. Вся поверхность является источником одного большого вентилятора расширения. Также было бы неплохо упомянуть пограничный слой, так как он хорошо виден.
Кто-нибудь захочет рассмотреть возможность проведения анализа со сверхзвуковой конструкцией аэродинамического профиля. Эти данные, кажется, показывают большое сопротивление при скорости 2 Маха. Где будет CP с этим конкретным аэродинамическим профилем?
Как идентифицировать ударные волны и волны разрежения по представлению числа Маха?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v