¿Cómo identificar ondas de choque y ondas de expansión en una representación del número de mach?

máquina 2

Esta imagen es una representación del número de Mach para METRO ∞ = 2.0 Soy muy nuevo en CFD y aerodinámica de alta velocidad. Estoy tratando de analizar esta imagen, específicamente para comprender por qué la velocidad disminuye detrás del borde de fuga.

En la siguiente imagen, he tratado de identificar las ondas de choque (1 y 3) y las ondas de expansión (2) cuando cambia la dirección del flujo. Sin embargo, después de una onda de expansión, la velocidad debería aumentar y no es el caso aquí, por lo que mi interpretación debe ser falsa. ¿Cómo?

analizar

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Respuestas (1)

Su perfil aerodinámico viaja supersónico a alrededor de Mach 2.

  1. Primero, el flujo se encuentra con un arco de choque. Lejos del borde de ataque, el arco de choque se transforma en un choque oblicuo. Puede ver claramente que el número de Mach disminuye rápidamente después del impacto.

  2. Después de pasar por el punto más grueso de la superficie aerodinámica, la onda de expansión comienza debido al ángulo de expansión que aumenta gradualmente. Puede ver que Mach aumenta, hasta alrededor de Mach 2.2.

  3. En el borde de fuga, el flujo encuentra un ángulo de compresión si considera la estela como un límite. Aquí, se encuentra un choque oblicuo. Dado que la descarga oblicua es menos potente que una descarga normal, puede ver claramente que Mach no disminuye tanto como después de la reverencia.

¿Por qué hay una onda de choque en el borde de fuga? desde el punto de vista de las moléculas de aire, son 0 mach. De repente, el objeto choca contra ellos con mach2, las moléculas de aire no pueden salir del camino, por lo que hay una onda de choque. Hay aire atrapado en el área del arco, por lo que la onda de choque no ocurre en la superficie del objeto. Si hay una onda de choque en el borde posterior, debe significar: el aire de la capa límite parásita en el objeto viaja más rápido que mach1 con respecto al aire en la región (2) en el diagrama anterior.
@eliu "desde el punto de vista de las moléculas de aire, ¿son 0 mach"? Estás pensando desde el punto de vista de un observador externo, lo cual no es realmente relevante aquí. Con respecto al perfil aerodinámico, la corriente libre viaja a Mach 2. Del mismo modo, inmediatamente adyacente al límite del perfil aerodinámico, el flujo está detenido con respecto al perfil aerodinámico, aunque sentado en el suelo lo verá moviéndose a Mach 2.
Estoy tratando de entender esto desde el punto de vista del observador. Al menos mejora mi comprensión. Como recalcar el hecho de que es el aire que fue arrastrado solo por un avión chocando contra el aire estacionario. Esa es la causa fundamental de la onda expansiva. Y el aire estacionario se aceleró de manera tan repentina que provocó la inmensa barrera de arrastre y sonido. Pero creo que su respuesta confirmó mi idea de "estrellamiento".
La expansión comienza justo después del arco de choque debido al contorno cóncavo de la superficie aerodinámica. En el punto más denso, la velocidad ambiente ya se recupera y el flujo se acelera aún más. Toda la superficie es la fuente de un gran ventilador de expansión. Además, sería bueno mencionar la capa límite, ya que es claramente visible.
¿Alguien desearía considerar hacer el análisis con un diseño de perfil aerodinámico supersónico? Estos datos parecen mostrar mucha resistencia a Mach 2. ¿Dónde estaría el CP con ese perfil aerodinámico en particular?
¿Cómo identificar ondas de choque y ondas de expansión en una representación del número de mach?
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