На 99-ой секунде полёта ракеты-носителя Сатурн-5 миссии Аполлон-11, возник волновой срыв пограничного слоя из-за поперечного вдува дренажных газов, сбрасываемых из газовой подушки бака горючего, в сверхзвуковой набегающий поток.
Этот факт может пополнить копилку реальных значений скорости полёта американской "лунной" ракеты.
Да. Помимо довольно туманного и горячо любимого защитниками НАСА так называемого эффекта Прандтля-Глауэрта существуют и другие явления, говорящие о скорости полёта ракеты.
Узнать эту скорость можно без применения сложных расчётов, только на основании того, что
- ламинарный пограничный слой срывается под воздействием скачков уплотнения при числе Маха набегающего потока М=1,2,
- турбулентный – при М=1,3.
При этом причина появления скачков уплотнения не имеет никакого значения.
Если при этом волновым срывам потока сопутствуют какие-либо процессы, визуализирующие эти события, то по ним можно определить в какой момент времени летательный аппарат достигает скоростей полёта М=1,2 и М=1,3.
Поясню это на примере стартов ракет-носителей Falkon-9.
На первых ступенях этих ракет имеются обтекатели посадочных опор. В полёте на их задней поверхности образуются вихревые зоны из-за волновых срывов потока. Вихри в этой зоне начинают перебрасывать из донной области продукты не полного сгорания газогенераторов турбонасосных агрегатов вверх. В итоге пламя догорающих газов заполняет всю зону отрыва (этот процесс и делает видимым момент волнового срыва потока).
Это демонстрируют яркие кадры, приведённые Интересующимся и Алексеем Волковым.
В данном случае при взаимодействии набегающего потока с обтекателем посадочной опоры происходит следующее:
- Набегающий поток огибает внешний угол АВС, то есть разворачивается и ускоряется в веере волн разрежения (течение Прандля-Майера).
- Затем он налетает на площадку поверхности обечайки хвостового отсека, которая лежит в своеобразной "треугольной" ложбинке, образованной задней вогнутой поверхностью обтекателя. В результате осуществляется обтекание внутреннего тупого угла ВСD с появлением скачка уплотнения. Этот скачок и порождает волновой срыв потока
Для демонстрации способа определения скорости полёта ракеты в момент появления волнового срыва потока можно взять несколько видеороликов.
Видео: Blastoff! SpaceX launches Euclid 'dark universe' space observatory, nails landing
youtu.be/kdt9fh7C8oI?si=SpRI3ocgI4GB4Lrs&t=75
Видео: 'Go Falcon, Go Dragon' | Watch SpaceX Falcon 9 launch
youtu.be/WzMyyRAOPyM?si=PqlXSfXGQJFq_sot&t=70
В том числе и два видео от читателей канала
Видео: SpaceX Falcon Heavy launches classified USSF-67 Space Force mission, nails landings
Ссылку на него любезно предоставил Алексей Душичев
youtu.be/BfERkhu4CU4?si=1wvEYHjvwlUazmzd&t=86
Ссылку на видео ниже прислал Интересующийся
youtu.be/xsuxInPU4zc?si=7YDRVX-qVnKtlMrq&t=76
Добавлю небольшое пояснение к физике процесса:
Ракета летит с некоторым углом атаки, поэтому со стороны набегающего потока на обтекателях посадочных опор, расположенных с наветренной стороны (они обращены в нижнюю сторону), реализуется ламинарное течение, а на обтекателях с противоположной подветренной стороны – турбулентное.
Скорость набегающего, под некоторым углом атаки, потока можно разложить на осевую и поперечную составляющие. Поперечная составляющая скорости обуславливает деление поверхности ракеты на две зоны: обращённую вверх - турбулентную, и смотрящую вниз - ламинарную.
Теперь посмотрим, как теория соотносится с практикой. Значения скоростей звука на зафиксированных высотах полёта брались из ГОСТ 4401 - 73 "Стандартная атмосфера".
Сперва происходит отрыв ламинарного пограничного слоя на обтекателях обращённых вниз при М=1,2. Этот момент виден по заползанию огня на заднюю поверхность обтекателя посадочной опоры.
Скорость полёта 1233 / 3,6 = 342,5 м/с.
Скорость звука на высоте 10,6 км - 296,912 м/с.
Число Маха М = 342,5 / 296,9 = 1,15.
Определённая по стоп-кадру скорость полёта М = 1,2 отличается от реальной скорости М = 1,15 на (│1,2 - 1,15│ / 1,15) · 100% = 4%.
Тоже самое по стоп-кадру из другого видеоролика
Скорость звука на высоте 9,2 км - 302,99 м/с.
Число Маха М = 358 / 303 = 1,18.
Определённая по стоп-кадру скорость полёта М = 1,2 отличается от реальной скорости М = 1,18 на 1,6%.
На поверхности же "верхних" обтекателей, в турбулентном погранслое, срыв потока происходит на скорости полёта при М=1,3.
Скорость полёта 1340 / 3,6 = 372,2 м/с.
Скорость звука на высоте 12,0 км - 295,065 м/с.
Число Маха М = 372,2 / 295,1 = 1,26.
Определённая по стоп-кадру скорость полёта М = 1,3 отличается от реальной скорости М = 1,26 на 3,1%.
Другой пример из следующего видео
Скорость полёта 1372 / 3,6 = 381,1 м/с.
Скорость звука на высоте 10,3 км - 298,225 м/с.
Число Маха М = 381,1 / 298,2 = 1,28.
Определённая по стоп-кадру скорость полёта М = 1,3 отличается от реальной скорости М = 1,28 на 2,3%.
И, наконец, стоп-кадр из видеоролика, ссылку на который предоставил Алексей Душичев
Скорость полёта 1413 / 3,6 = 392,5 м/с.
Скорость звука на высоте 11,4 - км 295,065 м/с.
Число Маха М = 392,5 / 295,1 = 1,33.
Определённая по стоп-кадру скорость полёта М = 1,3 отличается от реальной скорости М = 1,33 на 2,3%.
В общем всё как по учебникам.
Наверно, уже достаточно отвлекаться от знаменитой "лунной" ракеты на картинки взлётов носителей Илона Маска.
Пора снова обратить взор на детище штурбанфюрера SS.
На ракете Сатурн-5 тоже происходит волновой срыв набегающего потока при его взаимодействии с поперечной струёй дренажных газов.
Возникает он, естественно, за мгновение до начала продвижения огня из донного пространства вверх, вдоль корпуса ракеты. Этот момент виден в кинохронике на 99-ой секунде полёта по такому признаку: в объятиях огня исчезает один из аэродинамических рулей (на кадре - с верхней стороны ракеты).
youtu.be/9GVpoSrqMMg?si=VzqOY-Fz1ncHnklg&t=1296
Следовательно, скорость Сатурн-5 на 99-ой секунде полёта соответствует либо М=1,2 либо М=1,3.
Поскольку зона отрыва расположена с верхней стороны, то скорее всего происходит турбулентный срыв потока. К тому же, ранее было определено, что скорость М=1,2 была достигнута ракетой на 96-ой секунде полёта.
Из всего этого следует, что Сатурн-5 миссии Аполлон-11 на 99-ой секунде полёта развил скорость М=1,3.
Для пересчёта этой скорости в размерность [м/с] допустим, пока, что высота полёта в этот момент времени соответствует отчётной – 20827 м.
Тогда скорость звука по ГОСТ 4401 - 73 "Стандартная атмосфера" на этой высоте 295,6 м/с
и тогда действительная скорость ракеты-носителя Сатурн-5 миссии Аполлон-11 на 99-ой секунде полёта всего то 384,3 м/с.
По отчётам НАСА она должна составлять почти в два раза большую величину - 750 м/с.
P.S.
Вообще, все возможные виды волнового срыва газового потока происходят при воздействии скачков уплотнения на пограничный слой. Это единственное, что их объединяет. Сами же скачки уплотнения при этом могут иметь разное происхождение. Например, волновые срывы потоков возникают:
1. На околозвуковых скоростях полёта при местном превышении скорости звука (М=0,7 … 1,2) на поверхностях летательных аппаратов (волновой кризис).
2. При падении на обтекаемую поверхность скачка уплотнения от соседнего тела, находящегося в том же потоке (падающий скачок уплотнения)
3. При обтекании внутреннего тупого угла (в частности, конический переход от цилиндрической части ракеты меньшего диаметра к цилиндрической части большего диаметра)
4. При обтекании, выступающих в поток, элементов конструкции.
5. При входе висячего скачка уплотнения в сверхзвуковую часть сопла, работающего на режиме перерасширения.
6. При поперечном вдуве недорасширенной струи газа в сверхзвуковой набегающий поток.
ГОСТ 4401 - 73 "Стандартная атмосфера" можно посмотреть (скачать) по ссылке
https://docs.yandex.ru/docs/view?tm=1703587147&tld=ru&lang=ru&name=4294719722.pdf&text=%D0%93%D0%9E%D0%A1%D0%A24401-73%20%22%D0%A1%D1%82%D0%B0%D0%BD%D0%B4%D0%B0%D1%80%D1%82%D0%BD%D0%B0%D1%8F%20%D0%B0%D1%82%D0%BC%D0%BE%D1%81%D1%84%D0%B5%D1%80%D0%B0%22&url=https%3A%2F%2Ffiles.stroyinf.ru%2FData2%2F1%2F4294719%2F4294719722.pdf&lr=117175&mime=pdf&l10n=ru&sign=c26c58610cfdf03dd4f1f0bb8ba15ba7&keyno=0&serpParams=tm%3D1703587147%26tld%3Dru%26lang%3Dru%26name%3D4294719722.pdf%26text%3D%25D0%2593%25D0%259E%25D0%25A1%25D0%25A24401-73%2B%2522%25D0%25A1%25D1%2582%25D0%25B0%25D0%25BD%25D0%25B4%25D0%25B0%25D1%2580%25D1%2582%25D0%25BD%25D0%25B0%25D1%258F%2B%25D0%25B0%25D1%2582%25D0%25BC%25D0%25BE%25D1%2581%25D1%2584%25D0%25B5%25D1%2580%25D0%25B0%2522%26url%3Dhttps%253A%2F%2Ffiles.stroyinf.ru%2FData2%2F1%2F4294719%2F4294719722.pdf%26lr%3D117175%26mime%3Dpdf%26l10n%3Dru%26sign%3Dc26c58610cfdf03dd4f1f0bb8ba15ba7%26keyno%3D0
