>>1. Заметно, что двигатели уже работают и согласно статье этот 'косой скачок' очень скоро преобразится в плоский, предположительно раскрывшись при этом как зонтик. Почему бы тогда не предположить, что на этом кадре 'зонтик' уже находится в процессе раскрывания и, следовательно, демонстрирует больший угол нежели предсказывает хорошо проработанная теория?
>
>Грубая ошибка оценки полетного момента. Срабатывание РДТТ по графику полета и по киносъемке происходит после выключения маршевых двигателей Ф-1, - если о них речь.
>Если речь о самих РДТТ, то кадр имеет четкие аналоги среди кадров киносъемки. И относится ко времени после выключения РДТТ и серьезного торможения фронта облака. Кадры 214, 215 ролика(см. первую статью "Попасть на луну американцы не могли" с раскадровкой)
Да, речь о самих РДТТ. С моментом ошибся. Вношу поправку ... 'зонтик' уже еще находится в процессе раскрывания закрывания и, следовательно, демонстрирует больший угол ...
>Сам тезис о возможности плавного перехода из состояния с косым скачком уплотнения в состояние с прямым скачком уплотнения через промежуточные состояния с аналогами косого скачка, но только при бОльших углах, - является совершенно безосновательным с точки зрения теории.
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.
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.
Здесь речь не о сильных струях РДТТ, а скорее о давлении декорирующих дымов в конусе по сравнению с 'забортным', впрочем струи РДТТ ничуть не помешают. Вот еще пример.
[116K]
Аналогии: область (2) - плотная струя РДТТ (1) - менее плотная область дымов (0) - весьма разреженный воздух, который сам по себе образовал бы куда более острый клин.
>От противного. Пусть возможно существование каких-либо конфигураций струй газов, которые случайным образом смогли бы так распределиться по длине косого скачка, что могли бы синхронно и сохраняя линейность границы перемещать этот скачок, увеличивая тем самым его угол. Но это означало бы, что на увеличению расстояния от РДТТ соответствует и увеличение давления газов от того же самого источника. Т.е. газы не расширяются, а наоборот концентрируются. Физических причин для этого нет. Предположение не верно.
>А как происходит это на практике, мной показано во второй статье. В тех местах скачка уплотнения(независимо, косого или прямого), где УВ догнало дополнительное возмущение, - возникает новый очаг развития "взрыва" - локальный. Возникает прорыв. Именно благодаря таким прорывам и образуется видимая хорошо на виде сзади конфигурация звезды из протуберанцев. 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. По ролику для А-11 это может быть просто проверено с учетом коэффициента искажения размеров вдоль и поперек движения 1.57.
>>2. Погрешности. Измерив углы, образованные линиями на кадре я получил вместо обозначенных 52 и 20 градусов скорее 49.5 и 21. Что приводит к половине угла косого скачка уплотнения ~21.5 градуса вместо 'не менее 22.5' в статье. Какова погрешность измерения? Нельзя ли выложить фото без нанесенных на нем линий? Согласно приведенной номограмме от скорости, скажем 5 Махов Сатурн отделяет всего пара-тройка градусов, поэтому даже небольшая погрешность весьма существенна.
>
>Выложил:
>[103K]
Спасибо.
>>3. Еще про измерения
>>Угол скачка в статье дополнительно измеряется по следующим кадрам (№ 192,207,213,214):
>>
>>[11K]
>
>>на которых он обозначается от 66 до 68 градусов
>>Вот части кадров № 192,214,216, увеличенные, развернутые и раскрашенные в разные цвета :)
>>
>>[20K]
>
>>Без измерений заметно, что различия куда больше 2 градусов.
>>Навскидку измерил 70-75 на первом и 45 градусов на двух следующих.
>>Учитывая "Из сопоставления видимых на кинокадрах длины и диаметра ракеты получена величина искажения тангенса угла, составляющая 0.65-0.75" для 45 градусов и 0.65 получаем пол-угла 15 градусов и скорость ~10 Махов...
>
>Боюсь, что у Вас что-то с процедурой. В частности это могут быть ошибки многократных преобразований. Я брал кадры непосредственно из ролика, размещал их без каких-либо редукций в CorelDraw - и средствами программы измерял углы. После этого уже демонстрационную картинку превращал в имеющий малый объем jpg файл, уменьшив картинку еще и в размере.
>Вы пользуетесь этими файлами. И, вероятно, отсюда расхождения.
>Постараюсь в ближайшее время(завтра-послезавтра) выложить исходные файлы, чтобы Вы работали именно с ними, а не с редуцированными. Сейчас - просто некогда. Отвечаю буквально на бегу.
Нет, пользовался оригинальным роликом. Приведу пример поподробнее.
[32K]
>>4. Впрочем 10 Махов это по первой статье. Во второй объясняется, что угол отклонения потока на самом деле 6 градусов. "Между обтекателем командного модуля Аполлона-11 и началом цилиндрической второй ступени образуется «заштукатуренная» пограничным слоем неровность, работающая в потоке как цилиндр с углом полураствора 6 градусов. "Откуда такая цифра?? Длина 3 ступени вместе с иглой отнесенная к ширине второй? Хотя бы без иглы надо взять - получится ~8. И потом там же сложная поверхность - такой метод для нее слишком примитивен. По фотографии незаметно что скачок абсолютно прямой, а не загибающийся (правда, линии мешают). Плюс там уже есть работающие двигатели, которые легко 'разогнут' его обратно. В общем про заштукатуренный цилиндр с углом полураствора 6 градусов как-то неубедительно.
>
>Угол 6 градусов получен просто измерением угла программными средствами по картинке ракеты на стартовой площадке. Просто и бесхитростно. Сама картинка с измеренным углом:
>[102K]
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? С учетом этого будет 8.5 градуса. 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.
Re: про углы... - Pokrovsky~stanislav30.08.2008 00:41:12 (34, 11579 b)
_Ugly.gif "Ugly.gif")
_Ugly2.gif "Ugly2.gif")
_45vs66.gif "45vs66.gif")