Wie erkennt man Stoßwellen und Expansionswellen an einer Darstellung der Machzahl?

Mach 2

Dieses Bild ist eine Darstellung der Machzahl für M ∞ = 2.0 Ich bin sehr neu in CFD und Hochgeschwindigkeitsaerodynamik. Ich versuche, dieses Bild zu analysieren, insbesondere um zu verstehen, warum die Geschwindigkeit hinter der Hinterkante abnimmt.

Auf dem folgenden Bild habe ich versucht, Stoßwellen (1 und 3) und Expansionswellen (2) zu identifizieren, wenn sich die Richtung der Strömung ändert. Nach einer Expansionswelle sollte die Geschwindigkeit jedoch zunehmen und das ist hier nicht der Fall, also muss meine Interpretation falsch sein. Wie?

analysieren

Danke

Antworten (1)

Ihr Tragflächenprofil bewegt sich mit etwa Mach 2 in Überschallgeschwindigkeit.

  1. Zunächst trifft die Strömung auf einen Bugstoß. Abseits der Eintrittskante verwandelt sich der Bugstoß in einen schrägen Stoß. Sie können deutlich sehen, dass die Machzahl nach dem Schock schnell abnimmt.

  2. Nach Passieren der dicksten Stelle des Schaufelblattes beginnt die Expansionswelle durch allmählich zunehmenden Expansionswinkel. Sie können sehen, wie Mach zunimmt, bis hin zu etwa Mach 2,2.

  3. An der Hinterkante trifft die Strömung auf einen Kompressionswinkel, wenn man den Nachlauf als Grenze betrachtet. Hier trifft man auf einen Schrägstoß. Da der schräge Stoß weniger stark ist als ein normaler Stoß, können Sie deutlich sehen, dass Mach nicht so stark abnimmt wie nach dem Bogen.

Warum gibt es überhaupt eine Stoßwelle an der Hinterkante? aus Sicht der Luftmoleküle sind sie 0 Mach. Plötzlich stößt das Objekt mit Mach2 gegen sie, Luftmoleküle können nicht ausweichen, also gibt es eine Schockwelle. Im Bugbereich ist Luft fixiert, sodass die Stoßwelle nicht an der Oberfläche des Objekts auftritt. Wenn es eine Stoßwelle an der Hinterkante gibt, muss dies bedeuten: Die parasitäre Grenzschicht Luft auf dem Objekt bewegt sich schneller als mach1 in Bezug auf Luft in Region (2) im obigen Diagramm.
@eliu "aus Sicht der Luftmoleküle sind sie 0 Mach"? Sie denken von einem externen Beobachter aus, was hier nicht wirklich relevant ist. In Bezug auf das Profil bewegt sich der Freistrom mit Mach 2. Ebenso steht die Strömung unmittelbar neben der Profilgrenze in Bezug auf das Profil still, obwohl Sie sie sich bewegen sehen, wenn Sie auf dem Boden sitzen Mach 2.
Ich versuche, dies aus der Sicht des Beobachters zu verstehen. Es erweitert zumindest mein Verständnis. Wie es die Tatsache betont, dass dies die Luft ist, die allein von einem Flugzeug gezogen wurde, das in stehende Luft stürzt. Das ist die grundlegende Ursache der Schockwelle. Und die ruhende Luft wurde so plötzlich beschleunigt, dass der immense Luftwiderstand und die Schallmauer verursacht wurden. Aber ich denke, Ihre Antwort hat meine "abstürzende" Idee bestätigt.
Die Expansion beginnt aufgrund der konkaven Kontur des Schaufelblatts direkt nach dem Bugstoß. An der dicksten Stelle wird bereits wieder Umgebungsgeschwindigkeit erreicht und die Strömung beschleunigt sich weiter. Die gesamte Oberfläche ist die Quelle eines großen Expansionsventilators. Außerdem wäre es schön, die Grenzschicht zu erwähnen, da sie deutlich sichtbar ist.
Würde jemand in Erwägung ziehen, die Analyse mit einem Überschall-Tragflügeldesign durchzuführen? Diese Daten scheinen bei Mach 2 viel Luftwiderstand zu zeigen. Wo wäre der CP mit diesem bestimmten Profil?
Wie erkennt man Stoßwellen und Expansionswellen an einer Darstellung der Machzahl?
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