>Да, речь о самих РДТТ. С моментом ошибся. Вношу поправку ... 'зонтик' уже еще находится в процессе раскрывания закрывания и, следовательно, демонстрирует больший угол ...
Но время работы РДТТ тоже уже вышло. В течение 4-5 кадров перед этим моментом облако дымов, опережавших ракету только отстает и совершает медленные эволюции формы. Т.е. это облако уже никакими струями сзади не поддавливается.
>Зато хорошо иллюстрируется на практике.
>Рассмотрим часть фото
>
>[20K]
>Заметно, что при приближении к более плотной области дымов (2) скачок изменяет угол. Область дымов (1) также обладает более плотная по сравнению с (0) стало быть также способна развернуть скачок. На сколько именно - зависит от плотности.
Здесь тоже ошибка понимания происходящего. К концу срабатывания РДТТ уже запускаются двигатели второй ступени. Хорошо ли, плохо ли они работают(создают ли серьезную тягу) - это другой вопрос. Главное - в торец цилиндра первой ступени с близкого расстояния ударяет струя газов двигателей второй ступени. Перед первой ступенью формируется прямой скачок уплотнения. Здесь газы очень сильно сжаты по сравнению с окружающими. И газ из этой "пробки" перед первой ступенью - растекается в радиальном направлении. Понятно, со скоростью масштаба скорости звука в этой пробке. По отношению к окружающей среде - с существенно сверхзвуковой скоростью. Образуется новый скачок уплотнения, движущийся за второй ступенью и пересекающий ее косой скачок там, где мы это видим.
Растекание вбок облегчено в зоне горячего(разогретого при прохождении косого скачка) медленно отстающего воздуха за косым скачком уплотнения. Расширение здесь практически перпендикулярно телу ракеты.
После прорыва косого скачка струя начинает сталкиваться с невозмущенным воздухом, отдавать ей свой импульс в направлении движения ракеты, - и быстро тормозится. Поэтому происходит достаточно резкий изгиб скачка назад.
Вот такая картинка.
Косой скачок не преломился, а был пересечен прямым от расходящихся вбок струй газов второй ступени.
Несколько иное положение около иглы. Там мы видим угол границы светящейся области достаточно острым - гораздо острее, чем необходимо для обтекания обтекателя командного модуля. Мы знаем, что там, в неровности между началом иглы и обтекателем командного модуля Аполлона - есть малоподвижный пограничный слой, который должен достаточно продолжительное время удерживать в себе дымовые частицы. Вот эти не рассосавшиеся из указанного промежутка дымовые частицы мы и видим. По мере их вытягивания потоком из пространства около иглы, игла будет выглядеть все более и более тонкой. Понятно, что все это происходит в масштабе времени двух-трех кадров - порядка 0.1 секунды.
Таким образом рассуждения о плотности дымов оказываются совершенно не связанными с углами скачков уплотнения как вблизи иглы, так и вдали. Добавлю, что сами рассуждения о том что повышенная плотность дымов может влиять на движение больших воздушных масс - в нашем случае некорректно. Просто по фразеологии. Влиять могут декорированные дымами более плотные струи газов или сжатого воздуха. Сама же видимая плотность дымов - есть понятие сугубо оптическое. Суммарное сечение частиц в видимом нами слое. Боковые фрагменты переднего фронта облака, по которым мы в первой статье определяли скорость, в момент, запечателеный камерой, летят вперед еще со скоростью несколько сот метров в секунду. И при этом довольно прозрачны. Хотя воздух, окружающий их, серьезно сжат. А давно затормозившиеся дымы сзади этих фрагментов -выглядят заметно плотнее. Просто более толстый слой, рассеивающий свет. Да и частиц побольше. остывшие пары воды конденсируются на ионах и частичках сажи.
>Если взять за основу косой скачок с декорирующими дымами внутри и понемногу увеличивать их плотность то дымы от чисто декорирующих функций рано или поздно перейдут к роли самостоятельного источника возмущений увеличивая тем самым угол отклонения потока и следовательно угол косого скачка.
Обращаю внимание. Речь идет о кадре, соответствующем отставанию облака. Бесформенная газодымовая масса уже несколько кадров отступает и уже отстала от головы ракеты на целый корпус. При этом ее скорость еще вполне сверхзвуковая.
Если дымовое облако за косым скачком уплотнения имеет такую упругость(давление), что способно изменять направление движения поступающего воздуха, то почему вдали от корпуса ракеты образующийся скачок плавным образом не перешел в скачок на фронте бесформенной части?
Вопрос риторический. Сразу даю ответ.
Посмотрите на схему формирования косого скачка на клине - там просто проще, чем на конусе. Но сути не меняет. Воздух, набегающий на скачок, имеет не изменившуюся тангенциальную(вдоль границы скачка) составляющую и несколько уменьшенную нормальную к скачку составляющую. Если бы упругость дымов повлияла на формирование угла конуса, то в любом случае дымы были бы немедленно оттеснены от скачка назад. И скачок мы просто не увидели бы. Во всяком случае граница дымов быстро сдвигалась бы к хвосту ракеты, постоянно меняя конфигурацию.
Видимый скачок объясняется тем, что из малоподвижного, находящегося в равновесии с обтекающим потоком пограничного слоя, как из источника понемножку, по мере обмена воздухом между потоком и пограничным слоем, вытягиваются дымовые частицы - и огромной тангенциальной составляющей потока развозятся вдоль скачка.
Дальнейшее тоже попадает под разбор.
>Которые в конечном итоге соединяются около оси ракеты в общий фронт. Место прорыва фронта косого скачка - с весьма неплохой точностью соответствует точке касания сферы с центром на РДТТ и конуса косого скачка.
Вот здесь я поправлю самого себе. Второпях днем сглотнул часть фразы.
С центром, подразумевается, не на тормозных РДТТ, а на РДТТ осадки топлива второй ступени.
В момент начала работы РДТТ первой ступени, РДТТ осадки топлива еще работают. Струи сталкиваются. И из этого места расходится приблизительно сферический в системе ракеты взрыв, который и прорывает в 8 точках косой скачок уплотнения.
>Нет, пользовался оригинальным роликом. Приведу пример поподробнее.
>
>[32K]
На этом конкретном кадре 45 градусов получились ввиду ошибки. Если рассмотрите внимательно, то увидите, что происходит изгиб. Конус начинается не на кончике ракеты, а чуть дальше. Покраничный слой около иглы еще не очистился от дымов и выглядит достаточно солидно. А потому провоцирует ошибку.
Покажите еще кадр с 70-75 градусами.
Я тоже поначалу получал разные углы, но потом в каждом случае разбирался, что приводит к кажущемуся искажению.
>Понятно. Также можно обратиться например к http://galspace.spb.ru/index100.html (Ракетно-космическая система «Сатурн-5-Аполлон»: схема строения и размеры) и получить этот угол как atan((10.1-3.9)/2/(25+0.9+17.8-10))*180/pi = 5.3 градуса.
>Однако почему вершина угла на крае командного отсека, а не на верхушке - разве КМ с углом отклонения 30(!) градусов не влияет на формирование линий потока?
Влияет, но только на начало. И только с учетом имеющегося перед ним пограничного слоя.
Почему только на начало? - те же самые рассуждения, что и во второй статье. Иначе пограничному слою вблизи ракеты пришлось бы уходить слишком далеко от корпуса. Или образуется огромное пространство, в которое почему-то не желает отклоняться воздух.
>Кроме того, неровности могут удачно заштукатуриться, а могут и неудачно, ухудшив аэродинамику и увеличив угол эквивалентного конуса. Вообще, если все неровности можно всегда считать заштукатуренными нет нужды в аэродинамических трубах и моделирующих программах. А поскольку аэродинамические трубы существуют, значит не все так примитивно. Тем более в статье выполняется оценка сверху, а, значит, брать нужно с запасом на подобные неприятности - градусов 10. 6(5.3!) градусов выглядит скорее оценкой снизу - меньше намерить уже нельзя.
Ну Вы же сами увидели. Можно было намерить 5.3 градуса.
Относительно аэродинамических труб. Конечно же все не так примитивно.
Более того, в моих рассуждениях есть скрытый, но очень важный момент. Если аэродинамические трубы существуют, если ракета прошла через обкатку аэродинамики в трубе, то ее поверхность обтекания с учетом работающего пограничного слоя, должна сглаживать все основные выступы.
Дальнейшие, опять-таки скрытые, рассуждения. Игла предназначается для рассекания набегающего потока. И тем самым снимает лишнюю нагрузку с обтекателя командного модуля. И именно поэтому он со своими ЗВЕРСКИ большими градусами почти не участвует в формировании потока. Его практически выключила из этого процесса игла. Иначе мы бы имели на этом обтекателе не косой, а прямой скачок уплотнения, который ракета толкала бы перед собой.
В реальности же этот обтекатель имеет перед собой пограничный слой от вершины иглы. Маленький по размеру прямой скачок уплотнения на вершине иглы - растекается в стороны, и тормозясь, формирует параболу, вдоль которой и отклоняется набегающий на командный модуль поток. И по ходу движения приобретает направление по отношению к ракете - такое же, как у основного потока, т.е. - в лоб. Не приведи господь, чтобы наперекосяк - возникнут совершенно ненужные турбулентности, которые будут серьезно тормозить ракету.
Ну и еще мелочь.
Я уже не первый раз слышу: "Неужто так просто?" - Типа, не может быть так просто.
На самом деле очень НЕ ПРОСТО. Простыми, логически связными, представимыми в простых образах - оказываются конечные решения.
Потому что это не зазубренный параграф из учебника. Это результат долгого пути.
Я не сомневаюсь в положении и свойствах пограничного слоя - потому что за свою жизнь насмотрелся теневых и интерференционных картинок. А смотрел я на них - потому как мне это нужно было для работы, для создания собственными руками своих интерференционных и теневых установок.
Понимание, почему и как возникают протуберанцы, - вы видели, уменя - на базе собственных экспериментов, вошедших в диссертацию. Но это были не эксперименты, которые назначил делать научный руководитель, а через три года аспирантуры - все уже защищено. Между первыми прикидками плана этих экспериментов в 1988 и их началом - прошло два года(правда, включавших учебу и защиту диплома). Два года щупал предмет исследования уже экспериментально - и развивал установку. Правда, при этом ездил в экспедиции. И занимался кучей других задач.
Еще через четыре(правда, совсем тяжелых, 1992-1995) года - стало доходить, что у меня на самом деле получилось. Еще через два года глубокой теоретической обработки собственного экспериментального материала -это стало главой диссертации. Окончательная редакция и защита в 1998. Итого - 10 лет.
А теперь еще полтора - работа над вопросом по ракете.
Для того, чтобы уверенно говорить о законе сохранения импульса на фронте облака, мне нужно было измерить положение протуберанцев и убедиться, что они находятся именно там, где надо. Тогда и прочие представления о фронте верны. И я сидел, высчитывал углы, рисовал фронты. Считал синусы и косинусы для скоростей... И только после этого в каше "взрыва" - появляется строгая логика, что откуда и почем.
Которая в изложении кажется вполне простой - как для первокурсников.
Простота здесь кажущаяся. Это простота и логичность конечной самосогласованной модели.
