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Schlieren Imaging: una tecnica per visualizzare le caratteristiche del flusso supersonico

Panoramica

Fonte: Jose Roberto Moreto, Jaime Dorado e Xiaofeng Liu, Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale, San Diego State University, San Diego, CA

I caccia e i proiettili militari possono volare a velocità incredibili che superano la velocità del suono, il che significa che viaggiano a una velocità supersonica. La velocità del suono è la velocità alla quale un'onda sonora si propaga attraverso un mezzo, che è di 343 m/s. I numeri di Mach vengono utilizzati per misurare la velocità di volo di un oggetto rispetto alla velocità del suono.

Un oggetto che viaggia alla velocità del suono avrebbe un numero di Mach di 1,0, mentre un oggetto che viaggia più velocemente della velocità del suono ha un numero di Mach maggiore di 1,0. Gli effetti di comprimibilità dell'aria devono essere contabilmente spiegati quando si viaggia a tali velocità. Un flusso è considerato comprimibile quando il numero di Mach è maggiore di 0,3. In questa dimostrazione, il flusso supersonico di Mach 2.0 su un cono verrà analizzato visualizzando la formazione di onde d'urto e onde di compressione in flusso comprimibile utilizzando un sistema Schlieren.

Procedura

1. Visualizzazione delle onde d'urto utilizzando un sistema di imaging schlieren

  1. Attivare le torri essiccatorie per disidratare l'aria. Ciò garantirà che il flusso d'aria non contenga umidità e impedirà la formazione di ghiaccio quando la temperatura locale nella sezione di prova scende a causa del flusso supersonico.
  2. Aprire la sezione di prova e fissare il modello a cono semiangolare di 15° alla struttura di supporto.
  3. Controlla se la sezione di test è libera da detriti o al

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Risultati

In questa dimostrazione, un cono con un mezzo angolo di 15 gradi è stato sottoposto a un flusso supersonico a Mach 2.0. Nella Figura 3 si osservano una scia d'urto e una ventola di espansione sopra il cono. Teoricamente, una scossa obliqua dovrebbe formarsi sulla superficie del cono con un angolo di 33,9°. L'angolo sperimentale è stato misurato in 33,6°, come mostrato dalla linea rossa nella Figura 3B. Rispetto ai dati teorici, l'errore percentuale è risultato inferiore all'1%. Inolt...

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Visualizing the Shock Wave in Supersonic Flow Over a Cone

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