От Pokrovsky~stanislav
К Игорь С.
Дата 04.04.2008 15:34:28
Рубрики Прочее; Манипуляция;

Re: Так и...


>Ни фига не понял, но наверное в этом что-то есть.

>Вообще-то, я вам постоянно и предлагал проверить закон непрерывности потока с учетом плотности. Не знаю, почему вы отказываетесь.

Вот что значит - не пытаться разобраться в вопросе. Зад со стула не поднять, чтобы посмотреть в библиотеке собственного же НИИ хорошую книгу, на которую дана ссылка. Лойцянский "Механика жидкости и газа"

Это не Покровский отказывается проверять, а Игорь С. отказывается признавать справедливость законов природы. НАСА он доверяет больше.

Именно, что измерение угла косого скачка уплотнения -тождественно проверке выполнения справедливости закона сохранения непрерывности потока для условий американского полета. Причем как раз с учетом изменения плотности, описываемого ударной адиабатой Гюгонио.
При декларируемой американцами скорости - закон сохранения непрерывности потока - получается как бы несправедлив.

На гораздо больших высотах 90-100 км все выполняется и для головных частей баллистических ракет, и для метеоритов. А вот для американской ракеты Сатурн-5 - не выполняется.

Хотя, как только Покровский измеряет скорость иными средствами(по отставанию облачков), так все становится на свои места. При скорости 1050-1150 м/с уголок конуса вполне законный. Не противоречащий ничему, кроме декларированных НАСА цифр.
От Игорь С.
К Pokrovsky~stanislav (04.04.2008 15:34:28)
Дата 04.04.2008 17:06:23

Ходим по кругу?


>>Ни фига не понял, но наверное в этом что-то есть.
>
>>Вообще-то, я вам постоянно и предлагал проверить закон непрерывности потока с учетом плотности. Не знаю, почему вы отказываетесь.
>
>Вот что значит - не пытаться разобраться в вопросе. Зад со стула не поднять, чтобы посмотреть в библиотеке собственного же НИИ хорошую книгу, на которую дана ссылка. Лойцянский "Механика жидкости и газа"

>Это не Покровский отказывается проверять, а Игорь С. отказывается признавать справедливость законов природы. НАСА он доверяет больше.

>Именно, что измерение угла косого скачка уплотнения -тождественно проверке выполнения справедливости закона сохранения непрерывности потока для условий американского полета. Причем как раз с учетом изменения плотности, описываемого ударной адиабатой Гюгонио.
>При декларируемой американцами скорости - закон сохранения непрерывности потока - получается как бы несправедлив.

Насколько я понимаю (пока без чтения литературы, из самых общих соображений) в законе сохранения непрерывности потока должно участвовать что-тот типа скачка давлений.

>На гораздо больших высотах 90-100 км все выполняется и для головных частей баллистических ракет, и для метеоритов. А вот для американской ракеты Сатурн-5 - не выполняется.

Идем по кругу. Объясните, почему давление у Сатурна-5 такое же как у головных частей и метеоритов. Давайте в этом месте остановимся и разберемся. Я ради этого дела даже открою Математическую энциклопедию на соотвествующей странице

Все выше написанное является моим мнением
От Pokrovsky~stanislav
К Игорь С. (04.04.2008 17:06:23)
Дата 04.04.2008 19:14:54

Re: Ходим по...

>Идем по кругу. Объясните, почему давление у Сатурна-5 такое же как у головных частей и метеоритов. Давайте в этом месте остановимся и разберемся. Я ради этого дела даже открою Математическую энциклопедию на соотвествующей странице

Укажу. в чем некорректность вопроса.

Не должно быть того же давления. И не требуется. Требуется, чтобы ничего не происходило с законом изменения внутренней энергии газа - с ударной адиабатой. Чтобы РАЗНООБРАЗНЫЕ скачки перед различными телами, нормально описывались с ее помощью.

Вот для движения в воде или в вакууме на высотах более 100 км ударную адиабату применять уже некорректно.
От Pokrovsky~stanislav
К Игорь С. (04.04.2008 17:06:23)
Дата 04.04.2008 19:04:01

Re: Ходим по...

>Насколько я понимаю (пока без чтения литературы, из самых общих соображений) в законе сохранения непрерывности потока должно участвовать что-тот типа скачка давлений.

Да.

>>На гораздо больших высотах 90-100 км все выполняется и для головных частей баллистических ракет, и для метеоритов. А вот для американской ракеты Сатурн-5 - не выполняется.
>
>Идем по кругу. Объясните, почему давление у Сатурна-5 такое же как у головных частей и метеоритов. Давайте в этом месте остановимся и разберемся. Я ради этого дела даже открою Математическую энциклопедию на соотвествующей странице

Не знаю, чем Вам поможет Математическая энциклопедия.
Просто перед другими объектами, летящими в еще более разреженной атмосфере на высоте 90-100 км возникают скачки уплотнения, в которых воздух сжимается в соответствии с той же ударной адиабатой. Соответственно -разогревается, светится. И спектр свечения соответствует расчетной температуре и скорости. Т.е. закон обтекания с образованием прямых скачков уплотнения, подчиняющихся ударной адиабате, - работает.

В косом скачке уплотнения эта же ударная адиабата Гюгонио связывает плотности и давления перед скачком и за скачком.
Поскольку ракета летит на тех высотах, где указанное соотношение справедливо, на тех скоростях, для которых оно справедливо, то, следовательно, все оценки углов, возникающих из учета этого соотношения и уравнения непрерывности, - должны быть справедливы и для Сатурна-5.

Более того, в моей статье приведена экспериментальная интерферограмма обтекания клина с углом 10 градусов как раз на скорости, соответствующей заявленной НАСА. И интерферограмма подтверждает, что угол на данной скорости соответствует расчетному. Это очень важно. При высоких скоростях за скачком происходят заметные диссоциация и ионизация, способные в принципе несколько изменить соотношение Cp/Cv. Но, как видим, при 7-9 Мах все остается в силе. Все в рамках теории.

А следовательно, наблюдаемый угол 23-26 градусов означает либо нарушение законов природы, либо требует существенно более низкой скорости. А больших конических поверхностей с углом полураствора градусов 17, задающих доворот трубок тока вдоль них на значительной части длины ракеты, - просто не существует. Все мыслимые большие поверхности, в том числе и поверхности пограничного слоя - много острее.
От Игорь С.
К Pokrovsky~stanislav (04.04.2008 19:04:01)
Дата 04.04.2008 23:43:23

Re: Ходим по...

>>Насколько я понимаю (пока без чтения литературы, из самых общих соображений) в законе сохранения непрерывности потока должно участвовать что-тот типа скачка давлений.

>Да.

>>>На гораздо больших высотах 90-100 км все выполняется и для головных частей баллистических ракет, и для метеоритов. А вот для американской ракеты Сатурн-5 - не выполняется.
>>
>>Идем по кругу. Объясните, почему давление у Сатурна-5 такое же как у головных частей и метеоритов. Давайте в этом месте остановимся и разберемся. Я ради этого дела даже открою Математическую энциклопедию на соотвествующей странице

>Не знаю, чем Вам поможет Математическая энциклопедия.

Ну, там для начального ознакомления вполне приличная статья по математической теории ударных волн.

>Просто перед другими объектами, летящими в еще более разреженной атмосфере на высоте 90-100 км возникают скачки уплотнения, в которых воздух сжимается в соответствии с той же ударной адиабатой. Соответственно -разогревается, светится. И спектр свечения соответствует расчетной температуре и скорости. Т.е. закон обтекания с образованием прямых скачков уплотнения, подчиняющихся ударной адиабате, - работает.


>В косом скачке уплотнения эта же ударная адиабата Гюгонио связывает плотности и давления перед скачком и за скачком.
>Поскольку ракета летит на тех высотах, где указанное соотношение справедливо, на тех скоростях, для которых оно справедливо, то, следовательно, все оценки углов, возникающих из учета этого соотношения и уравнения непрерывности, - должны быть справедливы и для Сатурна-5.

>Более того, в моей статье приведена экспериментальная интерферограмма обтекания клина с углом 10 градусов как раз на скорости, соответствующей заявленной НАСА. И интерферограмма подтверждает, что угол на данной скорости соответствует расчетному. Это очень важно. При высоких скоростях за скачком происходят заметные диссоциация и ионизация, способные в принципе несколько изменить соотношение Cp/Cv. Но, как видим, при 7-9 Мах все остается в силе. Все в рамках теории.

>А следовательно, наблюдаемый угол 23-26 градусов означает либо нарушение законов природы, либо требует существенно более низкой скорости. А больших конических поверхностей с углом полураствора градусов 17, задающих доворот трубок тока вдоль них на значительной части длины ракеты, - просто не существует. Все мыслимые большие поверхности, в том числе и поверхности пограничного слоя - много острее.

Давайте сначала предоставим vld разобраться с вашей геометрией. Пауза. А я пока немного познакомлюсь с ударными волнами, зоной ударного перехода и его шириной и прочим.

Все же, наивный вопрос, если предположить, что нечто увеличивает давление за ударной волной р1, должен ли измениться от этого угол и если да, то как?

Все выше написанное является моим мнением
От Pokrovsky~stanislav
К Игорь С. (04.04.2008 23:43:23)
Дата 05.04.2008 02:14:21

Re: Ходим по...

>Все же, наивный вопрос, если предположить, что нечто увеличивает давление за ударной волной р1, должен ли измениться от этого угол и если да, то как?

Трубка тока воздуха после прохождения скачка идет параллельно поверхности клина. Это и есть направление результирующего вектора скорости.

Откройте мою статью, там есть отснятый рисунок со схемой скоростей и их компонент - из Лойцянского. При пересечении косого скачка тангенциальная компонента скорости потока не изменяется, а меняется нормальная. За скачком плотность воздуха больше, соответственно, из условий непрерывности, нормальная к скачку составляющая несколько уменьшается. Как раз и получается доворот направления результирующей скорости.
От Игорь С.
К Pokrovsky~stanislav (05.04.2008 02:14:21)
Дата 05.04.2008 10:53:44

Лойцянского, боюсь, будет недостаточно...

>>Все же, наивный вопрос, если предположить, что нечто увеличивает давление за ударной волной р1, должен ли измениться от этого угол и если да, то как?
>
>Трубка тока воздуха после прохождения скачка идет параллельно поверхности клина. Это и есть направление результирующего вектора скорости.

>Откройте мою статью, там есть отснятый рисунок со схемой скоростей и их компонент - из Лойцянского.

Да видел я его. Он не имеет отношения к делу. У нас не клин, и условия обтекания не соответствуют рассматриваемым Лойцянским.

Можете взять рис. 127 из Ландавшица т.6 Нет там никакой параллельности.

>При пересечении косого скачка тангенциальная компонента скорости потока не изменяется, а меняется нормальная. За скачком плотность воздуха больше, соответственно, из условий непрерывности, нормальная к скачку составляющая несколько уменьшается. Как раз и получается доворот направления результирующей скорости.

Вот именно. Т.е. поворот направления обулавливается скачком давлений. Если р1 изменилось, то поворот будет другим. Соответственно и направление фронта уданой волны (если рассуждать наивно) будет (может быть) другим.

Блин, наверное придется все же взять Лойцянского, хотя не хотелось тратить на это время...

Все выше написанное является моим мнением
От Pokrovsky~stanislav
К Игорь С. (05.04.2008 10:53:44)
Дата 05.04.2008 11:36:15

Re: Лойцянского, боюсь,

>Можете взять рис. 127 из Ландавшица т.6 Нет там никакой параллельности.

Понимаете, тут вот какая штука. Расчеты для обтекания кругового конуса сложны и приблизительны.

Но зато про них очень хорошо известно, что при той же скорости около конуса формируется скачок уплотнения с МЕНЬШИМ углом, чем при той же скорости на клине.
Так что оценка скорости по углу около клина позволяет получить верхнюю оценку скорости. Т.е. сказать: при данном угле скачка скорость выше быть не может. Ниже - может.

А сам клин хорош тем, что дает хорошую физическую картинку - откуда у чего ноги растут. В конечном итоге считаются те же трубки тока и устанавливаются связи на основании той же ударной адиабаты Гюгонио. Только делать это приходится не один раз - на скачке, - а непрерывно - по ходу плавного изменения числа Маха потока, прошедшего через скачок уплотнения.

У меня под рукой тома 6 Ландавшица нет, но в том же Лойцянском теория скачка уплотнения на конусе и методики его расчетов - тоже есть.

Но я - сторонник разумной достаточности. Приближение клина позволяет достаточно наглядно показать связь углов со скоростью набегания потока - по имеющимся в том же Лойцянском практическим номограммам. И при этом для скорости ракеты дает гарантированно немножко завышенный результат.
А просто на сложные формулы никто и смотреть не будет.


>>При пересечении косого скачка тангенциальная компонента скорости потока не изменяется, а меняется нормальная. За скачком плотность воздуха больше, соответственно, из условий непрерывности, нормальная к скачку составляющая несколько уменьшается. Как раз и получается доворот направления результирующей скорости.
>
>Вот именно. Т.е. поворот направления обулавливается скачком давлений. Если р1 изменилось, то поворот будет другим. Соответственно и направление фронта уданой волны (если рассуждать наивно) будет (может быть) другим.

>Блин, наверное придется все же взять Лойцянского, хотя не хотелось тратить на это время...

> Все выше написанное является моим мнением
От Игорь С.
К Pokrovsky~stanislav (05.04.2008 11:36:15)
Дата 05.04.2008 21:27:58

Вы ошибаетесь

>А просто на сложные формулы никто и смотреть не будет.

Станислав, вы определитесь с тем, что и кому вы хотите доказать. Если тем, кто на "сложные формулы и смотреть не будет" - это одно. Если специалистам - совсем другое.

Если клин так просто считать, можете получить как измениться угол при источние массы/давления на некотором расстоянии за скачком? Вы же сами писали, что при достаточном мощном источнике угол вообще будет направлен в другую сторону. Какой источник необходим для получения углов, получающихся у вас?

(пока не будем обращать внимание на то, правильны ли ваши геометрические выкладки, считаем их правильными)

Все выше написанное является моим мнением
От Pokrovsky~stanislav
К Игорь С. (05.04.2008 21:27:58)
Дата 05.04.2008 23:56:11

Re: Вы ошибаетесь

>Вы же сами писали, что при достаточном мощном источнике угол вообще будет направлен в другую сторону.

Если я такое писал, то я не просто ошибался, - я писал крутой пьяный бред.

А пьянство на Руси - не бог весть какой грех. Лишь бы в трезвом уме не настаивать на глупости.

Впрочем, подозреваю, что либо написанное относилось к существенно иному случаю, т.е. по крайней мере не к прямолинейному конусу, либо Вы не так поняли, либо писал вообще не я.

Типа: слишком многие вещи я и в невменяемом состоянии не смогу проговорить неправильно. Пример(я сейчас круто нетрезв):

1 кал = 4.1868 Дж
1 эл. заряд = 1.602*10^-19 кулона
Постоянная Больцмана 1.38*10^-23 [СИ]
А.е.м.=1.67*10^-27 кг
Масса электрона 9.108*10^-31 кг
Постоянная Планка(деленная на 2 пи) = 1.05*10^-34 [СИ]
....
(все - не заглядывая в справочники, просто из памяти, и таких цифр, включая константы для материалов - я могу написать сотни: плотности, коэф. линейного расширения, температуры плавления... термоЭДС такой-то пары металлов - все из числа важнейших)- ничего специально не запоминал. Все само собой легло в память - в связи с необходимостью постоянного владения цифрами.

Это как в культуре прежних времен "Отче наш" - сквозь пьяный туман - без намека на ошибку.
От Дядюшка ВВ
К Pokrovsky~stanislav (05.04.2008 23:56:11)
Дата 06.04.2008 02:21:43

Re: Вы ошибаетесь

Пъяному Покровскому - задачка от 7-40.

http://forums.airbase.ru/2008/04/t60991,18--Idiot-Klub-3.1214.html?#p1487748


От Pokrovsky~stanislav
К Дядюшка ВВ (06.04.2008 02:21:43)
Дата 06.04.2008 10:33:29

Re: Вы ошибаетесь

>Пъяному Покровскому - задачка от 7-40.

Передайте 7-40 привет и пожелание - не отвлекаться на задачки для 10 класса, а сосредоточиться на объяснении того, как американцам удалось достичь Луны, продемонстрировав на активном участке явно недостаточную скорость.

И еще: у нас остался незакрытым вопрос с камерой сгорания Ф-1. Чертежиков с толщинами элементов, позволяющих провести поверочный теплофизический расчет температуры на стенке - нету. Вопрос о странном применении никелевого жаропрочного сплава никуда не делся, а изготовление корпуса камеры диаметром масштаба метра под давление 60 атмосфер из тонюсенькой фольги в мировой инженерной практике является как бы... не общепринятым.


От Pokrovsky~stanislav
К Игорь С. (05.04.2008 21:27:58)
Дата 05.04.2008 23:25:54

Re: Вы ошибаетесь

>>А просто на сложные формулы никто и смотреть не будет.
>
>Станислав, вы определитесь с тем, что и кому вы хотите доказать. Если тем, кто на "сложные формулы и смотреть не будет" - это одно. Если специалистам - совсем другое.

Да бросьте Вы.
Я лучше и специалистам буду втолковывать словами. В виде неубиенных физических и логических утверждений.

А формулы они после этого и сами посмотрят - когда поймут суть (я формулы тоже имею в виду - но я-то полтора десятка лет как худо-бедно в теме или хотя бы на подступах к ней).
Формулы - это ведь та же пространственно-физическая логика, преобразованная в математические значки. Дивергенция - суть поток вектора(напряженности электрического поля, напрмер) через поверхность в пределе для бесконечно малых объемов. Ротор - циркуляция вектора(напряженности магнитного поля, например) вокруг бесконечно малого объема. Градиент - производная какой-то физической величины по направлению максимального ее изменения. Математика - есть всего-лишь формализованные отражения наиболее общих для природы физических(а теперь уже и гуманитарных) принципов.

Просто слишком часто и слишком для многих за значками теряется их физическая суть. И тогда формулы становятся скучными, пресными и ни о чем не говорящими даже специалистам.

>Если клин так просто считать, можете получить как измениться угол при источние массы/давления на некотором расстоянии за скачком? Вы же сами писали, что при достаточном мощном источнике угол вообще будет направлен в другую сторону. Какой источник необходим для получения углов, получающихся у вас?

При наличии и существенном влиянии источника массы/давления, расположенного точечно, прямолинейная конфигурация образующей скачка уплотнения - невозможна. Превышение давления у скачка уплотнения - приводит к его прорыву. Именно это и происходит на начальных стадиях "взрыва". Когда из области за первоначальным скачком уплотнения прорываются гигантские "протуберанцы", сам косой скачок уплотнения при этом упраздняется. И аэродинамический фронт превращается в прямые скачки уплотнения на фронте сферически, цилиндрически, веретенообразно...- сложно развивающегося "взрыва".

Если продукты "взрыва"(работы РДТТ), являющегося источником массы/давления, перестали двигаться вперед быстрее ракеты, несмотря на подпор связанных с ракетой воздушных масс, а начали тормозиться, следовательно, давление в этих содержащих дымовые частицы облачках - снизилось до атмосферного. И продолжает снижаться(!) - за счет охлаждения. Если при этом выстраиватся новый конус скачка уплотнения с длинной прямолинейной образующей, то это означает, что от начала конуса и до конца прямой линии скачка уплотнения нет существенных посторонних влияний, способных искривить этот конус.

А он именно выстраивается. Очередные(все более удаленные в радиальном направлении от оси) линии тока испытывают реакцию своих соседей со стороны ракеты, несколько тормозятся, сжимаются - и доворачивают. При этом дымовые частицы, имеющие определенную инерцию по сравнению с газами, задерживаются по сравнению с газами на доли секунды - и декорируют возникающий скачок.

Условие прямолинейности скачка - в одинаковом довороте всех линий тока на одинаковый угол, связанный с одинаковостью давлений по обе стороны скачка. Либо мы имеем дело с невероятной божественной реализацией установления удивительной равномерности давлений и плотностей вещества в только что сферически разлетавшемся облаке - на расстояниях в сотню метров(а внутри сферической УВ весьма крутая радиальная неоднородность по давлению и плотности). Либо просто влияние давлений этого облака - сошло в нуль. Последнее как раз элементарно и 100%-но физически естественно - за счет охлаждения излучением и за счет перераспределения энергии из поступательных степеней свободы во вращательные и колебательные.

Если бы реакция остаточных газов была существенной, конус не мог бы выстраиваться прямолинейно. Он искривлялся бы выпуклостью к хвосту ракеты.
Наоборот, сзади ракеты, когда кончается влияние конусной поверхности, линии тока перестают испытывать реакцию соседей со стороны оси конуса, выпрямляются - и начинается преобразование скачка уплотнения в параболоид(или нечто на него похожее). - Выпуклость - наружу.
От Игорь С.
К Pokrovsky~stanislav (05.04.2008 23:25:54)
Дата 06.04.2008 18:01:15

Выделим основное

>Просто слишком часто и слишком для многих за значками теряется их физическая суть. И тогда формулы становятся скучными, пресными и ни о чем не говорящими даже специалистам.

Вас никто не заставляет терять суть. Но дьявол - в деталях. Ладно - это потом.

>>Если клин так просто считать, можете получить как измениться угол при источние массы/давления на некотором расстоянии за скачком? Вы же сами писали, что при достаточном мощном источнике угол вообще будет направлен в другую сторону. Какой источник необходим для получения углов, получающихся у вас?

>При наличии и существенном влиянии источника массы/давления, расположенного точечно, прямолинейная конфигурация образующей скачка уплотнения - невозможна. >Превышение давления у скачка уплотнения - приводит к его прорыву. Именно это и происходит на начальных стадиях "взрыва". Когда из области за первоначальным скачком плотнения прорываются гигантские "протуберанцы", сам косой скачок уплотнения при этом упраздняется. И аэродинамический фронт превращается в прямые скачки уплотнения на фронте сферически, цилиндрически, веретенообразно...- сложно развивающегося "взрыва".

Давайте к деталям. Вы рассматриваете только две ситуации: пренебрежимо малое влияние источника (прямолинейная конфигурация скачка уплотнения) и превалирующее влияние источника. Я понимаю, что вам так удобно, ибо именно в этих двух случаях можно все объяснить на пальцах, без вычислений. Но возникает пара мелких вопросов.

1) Чему равна константа (мощность источника), отделяющая первое решение от второго.

2) Что происходит при промежуточных значения константы? Почему невозможно решение, когда близость к прямой формы скачка сохраняется, но сам угол меняется.

>Если продукты "взрыва"(работы РДТТ), являющегося источником массы/давления, перестали двигаться вперед быстрее ракеты, несмотря на подпор связанных с ракетой воздушных масс, а начали тормозиться, следовательно, давление в этих содержащих дымовые частицы облачках - снизилось до атмосферного. И продолжает снижаться(!) - за счет охлаждения. Если при этом выстраиватся новый конус скачка уплотнения с длинной прямолинейной образующей, то это означает, что от начала конуса и до конца прямой линии скачка уплотнения нет существенных посторонних влияний, способных искривить этот конус.

>Если бы реакция остаточных газов была существенной, конус не мог бы выстраиваться прямолинейно. Он искривлялся бы выпуклостью к хвосту ракеты.

Станислав, если я правильно понял, то прямолинейсть существует только для клина. Для конуса и любой более сложной поверхности прямолинейности нет. Счиаем доказанным, что ракеты никакой не было, а был летящий клин? :о)

И еще раз повторяю вопрос, на который вы так и не ответили.

Если клин так просто считать, можете получить как изменится угол при источние массы/давления на некотором расстоянии за скачком?

Так можете получить или нет?

И еще раз - вам не кажется, что ваше предыдущее изложение было до крайности упрощенным? Вы сейчас как-то вспонимаете еще кучу промежуточных рассуждений, необходимых для получения окончательного вывода, причем ошибка в любом из этих рассуждений ставит под вопрос всю конструкцию вашего решение. Ваше решение становится все менее и менее очевидным.


Все выше написанное является моим мнением
От Pokrovsky~stanislav
К Игорь С. (06.04.2008 18:01:15)
Дата 06.04.2008 20:49:47

Re: Выделим основное

>Давайте к деталям. Вы рассматриваете только две ситуации: пренебрежимо малое влияние источника (прямолинейная конфигурация скачка уплотнения) и превалирующее влияние источника. Я понимаю, что вам так удобно, ибо именно в этих двух случаях можно все объяснить на пальцах, без вычислений. Но возникает пара мелких вопросов.

>1) Чему равна константа (мощность источника), отделяющая первое решение от второго.

Давление на фронте источника должно быть больше давления за исследуемым скачком уплотнения. В нашем случае при измеренной мной скорости это приблизительно в 2 раза больше давления окружающей среды.
Для случая обтекания на скорости по варианту НАСА - не берусь заниматься вычислениями
Скорость движения нагоняющей УВ от источника должна быть не ниже скорости звука в разогретом воздухе за исследуемым скачком. - Иначе скачок про эту УВ просто никогда не узнает.

>2) Что происходит при промежуточных значения константы? Почему невозможно решение, когда близость к прямой формы скачка сохраняется, но сам угол меняется.

а) возмущение от точечного источника добирается до разных точек скачка уплотнения с конечной скоростью за разное время
б) как только возмущение от источника достигло скачка, оно дожимает воздух в этом скачке - и само это место становится источником плоской УВ, прорывающей косой скачок.
в)сферически распространяющееся возмущение от точечного источника с ростом расстояния быстро теряет как скорость, так и давление на фронте. Т.е. приход возмущений к точкам скачка уплотнения, находящимся не на кратчайшем расстоянии происходит с опозданием и с быстро убывающей амплитудой возмущения.

В итоге - именно протуберанец. Острый прорыв при практически невозмущенных соседних участках. Приблизительно как на следующей теневой фотографии из моих экспериментов:

[18K]



За фронтом УВ(большая дуга) образовалась область повышенного давления в моем случае инициированная нагревом лазерным импульсом. Эта область неохотно распространяется назад от первичной УВ - там воздух уже остывший, скорость звука невелика. Но зато достаточно быстро распространяется по горячей зоне вдоль фронта УВ. Но как только она достигает фронта первичной УВ, дожимает ее, - вперед вырывается острый протуберанец сжатых и сильно нагретых газов. Фотоаппарат не фиксирует быстро перемещающуюся новую УВ пока она не затормозится далеко впереди фронта первичной УВ. При этом прочие участки первичной УВ даже не возмущаются.

Т.е. в областях за скачками уплотнения возникают условия сильных положительных обратных связей, при которых происходит не "устаканикание" возникающих возмущений, а наоборот, неоднородности как бы "взрываются".

>Станислав, если я правильно понял, то прямолинейсть существует только для клина. Для конуса и любой более сложной поверхности прямолинейности нет. Счиаем доказанным, что ракеты никакой не было, а был летящий клин? :о)

Если б действительно правильно поняли, то последующих слов не было бы. А поняли Вы - неправильно. Рисунок с прямолинейной образующей скачка около конуса(правый рисунок) - я посылал


[73K]





>И еще раз повторяю вопрос, на который вы так и не ответили.

>Если клин так просто считать, можете получить как изменится угол при источние массы/давления на некотором расстоянии за скачком?


Отвечаю: НИКАК. Источник массы/давления - просто локально прорвет этот скачок. При малой мощности - впереди скачка и затормозится и рассосется. А будучи достаточно мощным и расширившись после прорыва - просто его уничтожит. - Перекроет и изменит(причем неравномерно по отношению к скачку) набегающую среду. Разогреет, превратит в движущуюся с разными скоростями в разных точках.


>И еще раз - вам не кажется, что ваше предыдущее изложение было до крайности упрощенным? Вы сейчас как-то вспонимаете еще кучу промежуточных рассуждений, необходимых для получения окончательного вывода, причем ошибка в любом из этих рассуждений ставит под вопрос всю конструкцию вашего решение. Ваше решение становится все менее и менее очевидным.

Мои рассуждения как раз очень просты: конус не может преобразоваться в другой конус, потому как для этого необходима слишком специальная перестройка скоростей и давлений в непосредственной близости от скачка, вероятность которой нуль. Такой же нуль у вероятности сохранения этой искусственной конфигурации давлений на протяжении нескольких кадров кинозаписи. Речь идет о вероятностях масштаба вероятности всем молекулам воздуха самопроизвольно собраться в одной половине комнаты.

И это все рассуждения. Других не нужно. И ошибаться здесь просто негде.

А вот база под этими примитивными рассуждениями - и вправду серьезная. Настолько серьезная, что является предметом для тяжеловесных монографий. А исследования по этим вопросам еще 45-50 лет назад были на уровне самого передового фронта науки. Ректор МФТИ в мою бытность на нем О.М.Белоцерковский занимался вопросами скачков уплотнения при обтекании конуса в первой половине 60-х.

Но эта база уже разработана. И подтверждена экспериментально в аэродинамических трубах и в реальных полетах. И я на эту базу ссылаюсь. Больше от меня как бы ничего и не требуется - если говорить об обосновании оценки скорости по углу скачка.

А все остальные мои объяснялки - попытки хоть как-то раскрыть сложность такой самопроизвольной перестройки конуса человеку, якобы попытавшемуся чего-то узнать про скачки из Математической энциклопедии. Но к настоящему времени, даже посмотрев на специально отправленный мной рисунок, не уловившим, что вокруг конуса образуется конический скачок с прямолинейными образующими.
И при этом указанный человек, еще ни в чем по теме не разобравшись, пытается уже выстраивать собственную игру по дискредитации логики оппонента: дескать, как у Покровского все сложно - а вдруг где что не так?

Еще раз поясняю: все мои длинные объяснялки - есть попытки растолковать простые выводы из сложной, но проверенной, ставшей классикой 20 века науки. Растолковать человеку, который не нашел в себе сил окунуться в указанную науку, но уже пытается с ней спорить, думая по незнанию, что спорит со мной и моими личными результатами.

От Pokrovsky~stanislav
К Pokrovsky~stanislav (05.04.2008 11:36:15)
Дата 05.04.2008 11:55:49

Клин и конус

Вот, кстати, картинка, демонстрирующая различие между клином и конусом.


[73K]



Явно видно, что при меньшей скорости(1.65 М против 1.9 М) угол скачка уплотнения при конусе(правый рисунок) - меньше