Ну, если детишки знают лучше что ставить взамен твердотельной аэродинамической иглы, чем представители Institute for Pure and Applied Mechanics и NASA Langley Research Center
Hampton, VA, тогда конечно, да.
Подождем, когда J-20, J-31 (Китай), X-2 (ATD-X) (Япония), Flygsystem 2020 (Швеция) и другие, закончат испытания и уберут свои ПВД с прибамбасами.
Как же остальные не догадались сразу их поставить ПЕРЕД ИСПЫТАНИЯМИ?:)

Подождем, когда J-20, J-31 (Китай), X-2 (ATD-X) (Япония), Flygsystem 2020 (Швеция) и другие, закончат испытания и уберут свои ПВД с прибамбасами.
ххххххххххххххххх
- ?? Вот же окончательный вариант J-20 - УЖЕ убрали:
https://pbs.twimg.com/media/DI ...

Как же остальные не догадались сразу их поставить ПЕРЕД ИСПЫТАНИЯМИ? :)
ххххххххххххххххх
- ?? Все догадались, все ставили:
http://fly.historicwings.com/w ...
https://upload.wikimedia.org/w ...
https://3.bp.blogspot.com/-2ii ...
https://media.defense.gov/2015 ...
http://www.popsci.com/sites/po ...
https://upload.wikimedia.org/w ...

и все потом убирали:
http://nationalinterest.org/fi ...
http://media.defenceindustryda ...
https://upload.wikimedia.org/w ...
http://pop.h-cdn.co/assets/16/ ...
http://nationalinterest.org/fi ...
https://i.ytimg.com/vi/RfIi-KA ...

Хорошо, убедили. Детишки рулят:) Будем считать, что самолетам первой волны стратегической концепции "высоко-низко-высоко", таким как Р020/НМ-1 "Игла" и Fairey Delta 2, которые во главу угла ставили максимальную сверхзвуковую скорость и высоту, пришли сверхзвуковые самолеты концепции "низко-низко-низко", которым присущи маневренность и техническая оснащенность.
Означает ли это, что не идет подготовка (или уже произошла) к появлению сверхзвуковой авиации новой концепции "земля-космос/субатмосфера-земля", где будет востребована аэродинамическая игла, созданная на новых физических принципах, для достижения гиперзвуковых скоростей?
Перефразируя сказанное, применительно к теме: Согласны ли Вы с результатами исследований Institute for Pure and Applied Mechanics и NASA Langley Research Center, которые утверждают, что игла на носу отодвигает фронт волнового аэродинамического сопротивления и тем самым, снижает вызванные этим последствия?

KLN-90B
Пехота рулит? То есть имелось ввиду не "оживало Кармана", а таки пуля Спицера?
==-
понятия не имею, что такое пуля Спицера. Оживальное тело оно просто тело, а не тело Теодора фон.


И читали это будучи под шафе?
===
вообще не читал, картинки посмотрел и таблицу в конце. Но цитировать надо правильно. Не вот так

On one hand, sharp slender forebodies design reduces the drag and ensures longer ranges and more economic flights. However, they are more vulnerable to aerodynamic heating. On the other hand, blunt forebodies produce more drag, however, they are preferred as far as aeroheating is concerned...

а вот так

Among a variety of design requirements, reducing the drag and aeroheating on hypersonic vehicles is the most crucial one. Unfortunately, these two objectives are often conflicting. On one hand, sharp slender forebodies design reduces the drag and ensures longer ranges and more economic flights...

Из первого предложения спецом для Вас слово перепечатываю ЗАГЛАВНЫМИ буквами ключевое слово - HYPERSONIC.

Девушка задала простой вопрос, Вы его превратили в переливание из пустого в порожнее уже на 6 страниц.

Согласны ли Вы с результатами исследований Institute for Pure and Applied Mechanics
===
это отечественное учреждение: Институт теоретической и прикладной механики, ИТПМ СО РАН

...которые утверждают, что игла на носу отодвигает фронт волнового аэродинамического сопротивления и тем самым, снижает вызванные этим последствия?
хххххххххххххх
- Конечно согласен, несомненно, но есть пара "но":
1. Игла должна быть БОЛЬШААААЯ (и ещё с набалдашником, как на всех красивых картинках).
2. Всё это больше актуально для воздушно-космических аппаратов, для гиперзвука.

Для обычных, "нормальных" сверхзвуковых истребителей - оно не актуально, о чём горячо свидетельствует вся текущая мировая практика.
Поэтому предлагаю, "отделив мух от котлет", этот пустой, бессмысленный и никому не нужный базар прекратить, - при создании любого ЛА, включая X-43A и X-51, на которых нет никаких специальных выдвинутых игл, просто очень острый нос, конструкторы обладают всем арсеналом знаний для того, чтобы включать такие элементы как игла, или не включать, - СООБРАЗУЯСЬ СО ВСЕМ КОМПЛЕКСОМ ТРЕБОВАНИЙ ИМЕННО К ДАННОМУ ЛА:
https://www.youtube.com/watch? ...
https://www.youtube.com/watch? ...

Ребят, может вам мультик 1969
года до конца посмотреть, там
сказано, КАК свести волновое
сопротивление практически к нулю,
на сверх звуке.

Кэпочевидность? Упоминание про новосибирцев Головичева и Третьякова откуда мной взято?
Пуля Спицера или остроконечная форма "тонкое оживало" это у пехоты. Нормальное "оживало Кармана" используется в аэрокосмической технике. Выделенный Вами заглавными буквами HYPERSONIC есть часть сверхзвукового режима полета и в контексте вопроса это принципиального значения не имеет, так же как и то, пассажирский или военный это самолет.
А цитата приведена мною верно и выражает суть ответа на вопрос поставленный ТС.

"There have been a number of efforts devoted towards reducing both the drag and the aeroheating by modifying the flowfield ahead of the vehicles nose. Of these techniques, using spikes is the simplest and the most reliable technique.
Был предпринят ряд мер, направленных на сокращение как сопротивления, так и аэродинамического нагрева путем изменения поля воздушного потока перед носом объекта. Из этих мер использование аэродинамической иглы является самым простым и надежным методом."

Для используемых в наиболее распространенном сверхзвуковом диапазоне (включая часть дозвукового) от 0, 95 до 2, 21 Маха были испытаны формы обтекателя широко используемые в авиации.
Все остальные приведенные здесь доводы, конечно, имеют важное, но второстепенное значение не влияющее на суть обозначенной проблемы.

KLN-90B
Кэпочевидность? Упоминание про новосибирцев Головичева и Третьякова откуда мной взято?
===
на кой ляд тогда писать название моего родного института по-английски? ))


Нормальное "оживало Кармана" используется в аэрокосмической технике.
===
используется огромное число оживальных форм и выделять среди них "оживало Кармана" есть очевидная бессмыслица.


Выделенный Вами заглавными буквами HYPERSONIC есть часть сверхзвукового режима полета и в контексте вопроса это принципиального значения не имеет, так же как и то, пассажирский или военный это самолет.
===
Гиперзвук это отдельный режим полета. И это имеет в контексте вопроса принципиальное значение. Спрашивали не о воздушно-космических самолетах и не о ракетной технике, а о сверхзвуковом самолете. Теперь назовите какой-нибудь такой самолет максимальным Махом до 4 с Вашими иглами. Вообще какой-нибудь назовите с иглами. Их нет. За очевидной бессмысленностью затеи.

На гиперзвуке же есть свои проблемы, связанные с тем, что заостренные тела поимеют скачок уплотнения на этом остром месте, там они и прогорят. Приходится тупить, расплачиваясь сопротивлением. Вот для уменьшения сопротивления иглы и ставят (или выдув организуют, или по-иному изгаляются). Но всё это не имеет ни малейшего отношения к полету в сверхзвуковом диапазоне скоростей. "Движение конуса Маха" это вообще терминология полуграмотных идиотов.

Мною не случайно упомянута аэродинамическая игла на новых физических принципах. В тех трех источниках, которые я привел ранее, еще говорится и об игле сформированной излучением из специального устройства. Отсюда следует, что размер и наличие "набалдашника" иглы является важным, но не критичным для его формирования параметром.
Кроме того, хотя и говорится о гиперзвуке, диапазон скоростей в которых были проведены исследования, начинается с 0, 95 Маха, т.е. дозвукового режима.
Правда, не знаю, как мы будем объяснять девушке про размер и его значение:)

при создании любого ЛА, включая X-43A и X-51, на которых нет никаких специальных выдвинутых игл, просто очень острый нос, конструкторы обладают всем арсеналом знаний для того, чтобы включать такие элементы как игла, или не включать, - СООБРАЗУЯСЬ СО ВСЕМ КОМПЛЕКСОМ ТРЕБОВАНИЙ ИМЕННО К ДАННОМУ ЛА
====
Дядь Миш, посыл правильный в общем, но есть неточности ))) Ни на Х-43, ни на Х-51 носы не острые. Они притупленные, просто это не очень заметно на картинках. Вот тут вроде бы видно по-лучше

https://www.militaryfactory.co ...

а на сверхзвуке по теплу проблем куда меньше и хорошо иметь именно острые кромки. Недаром Старфайтеру крыло сделали с носком таким тонким, что люди чуть не резались, как говорят (байки, наверное, Старфайтера в живую не видал, хотя очень хотел, времени не хватило, не успел в музей сходить). Че-то там у него радиус закругления около полмиллиметра, емнип.

диапазон скоростей в которых были проведены исследования, начинается с 0, 95 Маха, т.е. дозвукового режима
====
естественно. Еще не придумали, как скачком с 0 скорости очутиться на М=10. Поэтому конфигурацию изучают во всем диапазоне скоростей, и на, условно, 50 м/с тоже изучают, хотя крейсерский режим большой Мах.

Очевидность??!! Да ещё и кэп!?

Отнюдь! Ось конуса параллельна секущей плоскости (земле)? Но истчо в младших классах нашей конно-балетной школы училка говорила, что это гипербола. А парабола это когда секущая плоскость параллельна образующей конуса.

Вот ведь незадача! Нешто училка врала?

Но истчо в младших классах нашей конно-балетной школы училка говорила, что это гипербола. А парабола это когда секущая плоскость параллельна образующей конуса.
=======
Эта пять :)))
Хотя к теме
никаким боком

Да я и не сомневалась в этом Вашем ответе. )))) Тут даже и шатенкам понятна ошибочность «подсчётов» по картинке А. Попова.
Несоответствие даже определению конуса Маха. Там и «возмутитель» не точечный, да и сам поток возмущён сработавшими вперёд тормозными двигателями 1 ступени. А их тяга как у Союзов. Пусть и кратковременно. Высокотемпературный поток обогнал Сатурн-5. Или во всяком случае окружил. Скорость звука пропорциональна кв. корню из температуры в кельвинах…
Так что туфтень голимая у А. Попова. Как впрочем и многое другое у него.

А вот наш «знаток» считает эту картинку наиглавнейшим доказательством сами знаете чего. )))
Кроме того «знаток» с помощью циркуля и линейки по фотографии двигателя Ф-1 определил его тягу. Она получилась у него вдвое меньше, чем заявленная. А отсюда он сделал совершенно справедливый и никем не опровергнутый вывод: Сатурн -5 был до половины заполнен пенопластом. Для лёгкости. Не шучу. Именно так и написал. Вот только цвет пенопласта он не указал. ))))) Может и жОлтый.
Но это уж так, к слову…

К секущим плоскостям…

Вот уж воистину «Во многой мудрости много печалей» (С) Соломон. )))))


Ну какие секущие плоскости? Какое бесконечное множество решений?
Здесь всего лишь угол между прямой и плоскостью. Скажем угол между, как Вы справедливо выразились в другом посте, условной продольной осью самолета и плоскостью лобового стекла. Он один одинственный, что вытекает из определения. Или, что то же самое, угол между прямой, параллельной вектору движения самолёта в нормальном полёте и плоскостью стекла.
57, 73* откуда взяли? Я, пожалуй, даже бы даже согласилась на 90*-57, 73*=…

В первом приближении…)))))

Извините. Описка. У Вас 54, 73*

-Дяденька лётчик. Сколько будет дважды два.
-Пять.
-А учительница говорит четыре.
-А я взял поправку на ветер.

К сожалению, сейчас нет времени объяснить подробнее. Через несколько суток вернемся к этому вопросу. Ждут копи царя Соломона:)

Копи Соломона?
О! Значит не судьба. Через несколько суток буду:

«…Взбираться ввысь, на Эклизи-Бурун,
Ползти во мрак пещер под Чатыр-Дагом…».

Ну и т.д. )))))

Вернусь где-то после 20. Всем спасибо и пока. Узнала много интересного.

Ваши рассуждения не верны в принципе. Примем систему ортогональных плоскостей проекций XYZ с центром "О", где фронтальная, горизонтальная и профильная плоскости совпадают соответственно, с плоскостями симметрии фюзеляжа и воздушного потока. Когда первый раз поворачиваем круг относительно горизонтальной оси А (ОХ), мы получим плоскость ЧАСТНОГО положения заданной кругом (или окружностью). И в этом случае, да, существует единственный линейный угол между горизонтальной плоскостью проекции и плоскостью, заданной кругом. Повернув круг относительно вертикальной оси В еще раз на 45* получаем плоскость ОБЩЕГО положения по отношению к ортогональным плоскостям, от которых мы ведем исчисление угла наклона плоскости. И в данном случае исчисление угла производят немного по другому, т.к. величина линейного угла наклона плоскости относительно принятой системы проекций представляет некое множество, границами которого служат геометрические размеры круга.
Обратимся к первоисточникам, к "соломоновой мудрости":)
http://edu.tltsu.ru/er/book_vi ...
Чтобы определить угол наклона плоскости общего положения нужно определить линию ската.
"Таким образом, угол наклона плоскости к горизонтальной плоскости проекций - это угол между горизонтальной проекцией линии ската этой плоскости и её натуральной величиной".
http://edu.tltsu.ru/er/book_vi ...
Дальнейшее изложение представляет собой пару страниц вычислений и вспомогательных геометрических построений. Изложу лишь начало. Необходимо провести условную линию пересечения плоскости заданной кругом и горизонтальной плоскостью проекции (тут нужно пространственное воображение). Определяем точку С1 на окружности и соединяем ее с центром "О" круга. Из точки пересечения В1 окружности с осью В опускаем перпендикуляр к отрезку ОС1 и получаем отрезок ОС2 - это и есть линия ската. Осталось спроецировать на профильную плоскость отрезок ОС2 и получаем его проекцию ОС3. Линейный угол с вершиной в С3 образованный линией В1С3 и осью ОХ, и есть искомый угол наклона плоскости общего положения. Но, даже без вычислений, из приведенных геометрический построений, понятно, что величина этого угла больше 45*, но менее 90*.

"...Определяем точку С1 на окружности и соединяем ее с центром "О" круга. Из точки пересечения В1 окружности с осью В опускаем перпендикуляр к отрезку ОС1..."


КЛН, Вас же просили - попроще))). А если Саша ввела бы в условия задачки не круг, а скажем, прямоугольник? Речь же об угла наклона фонаря?
Ключевое слово - плоскость. А не форма очертания этой плоскости.
Даю ещё подсказку: угол падения равен углу отражения.;)
Под каким углом встречный поток будет "отскакивать" от ПЛОСКОСТИ стекла фонаря, имеющего наклоны по 45 и "туда" и "сюда"?

Проще? Частные случаи этой задачи изучают в школе на уроках геометрии, более сложные на 1-м курсе технического вуза на предметах начертательной геометрии. На пальцах и камешках такие вещи не объяснишь. И вопрос не в том куда и как "отскакивает" воздушный поток, а определение угла наклона плоскости общего положения. И потом, правило "угол падения равен углу отражения" не применимо для аэродинамики.
Как я уже показал выше, в частном случае - если заданную геометрическую фигуру (квадрат, ромб, круг) повернуть на 45* относительно горизонтальной оси (прямой уровня), получим угол наклона плоскости по отношению к горизонтальной плоскости в те же 45*.
И положение меняется, если даже немного повернуть на любой угол относительно вертикальной оси. Она превращается в плоскость общего положения для которой есть специальные правила определения линейного угла. Это не мною придумано. В большинстве случаев на практике это даже не плоскости, а криволинейные поверхности (фонарь истребителя) заданные специальным математическим алгоритмом.

Кстати, приведенная ранее мною Ваша цитата к объяснению с камешками - это был сарказм. Детишки, конечно, рулят, но форум то авиационный, предполагающий минимальную базовую подготовку.

Как я уже показал выше, в частном случае - если заданную геометрическую фигуру (квадрат, ромб, круг) повернуть на 45* относительно горизонтальной оси (прямой уровня), получим угол наклона плоскости по отношению к горизонтальной плоскости в те же 45*.

ХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХ

На этом и можно ставить точку.

Всё остальное просто вздор)).

Не совсем вздор. Когда-то очень давно, лет тридцать назад, до появления всяких САПР и прочих компьютерных прибамбасов приходилось сталкиваться с криволинейными поверхностями типа "оживало Кармана", но только в более сложной форме для ЛА немного другого типа. Чтобы "объяснить" чертеж машине приходилось разбивать профиль на множество точек с плоскостями, для которых нужно было высчитывать угол наклона плоскости к условному вектору "аэродинамического потока". У поверхности имелись отдельные несимметричные выступы, плоскости которых образовывали участки плоскостей общего положения и не только плоскостей, но и стандартных фигур с известным алгоритмом. С высчитыванием углов возникали головоломки почище этой и отговоркой "здесь читать, здесь не читать, а здесь рыбу заворачивали" от машины было не отскочить.

С высчитыванием углов возникали головоломки почище этой и отговоркой "здесь читать, здесь не читать, а здесь рыбу заворачивали" от машины было не отскочить.

ХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХ

А не надо ничего высчитывать, достаточно начерталку знать и не плодить лишних сущностей).
Угол наклона плоскости (стекла) относительно горизонтали ПОСТОЯНЕН и равен 40 градусам в нашем примере. И угол стреловидности этого самого стекла никакого отношения к 40* не имеет. Это два совершенно разных угла, никого "совместного" синуса в 30* тут нет и быть не может.
Остальное вздор))

Поправка на ветер:) Это все мужики (не только дяденьки летчики) интуитивно с детства знают, вот только объяснить девочке (девушке) про угол наклона и поворота на... пальцах, довольно сложно. Картинки рисовать надоть.

Совершенно верно. Лазерный луч и зеркало. Так даже нагляднее.

Лови зайчик определяй угол между прямым и отражённым. 90* минус полугла и будет искомым углом между лучом и плоскостью зеркала.

Уже на ходу почти. Включила пространственное воображение и пространственно повоображала. )))))
Полусогласна с Вами. При двойном повороте на 45* угол возможно будет больше 30*, но никак не больше 45*.

Чисто умозрительно. По площади проекции. Проекция круга на плоскость перпенд. потоку. Поворот на 45* вокруг горизонт. оси даст эллипс с одной полуосью 0, 707 от диаметра. Площадь равна 0, 707 от плщ. круга. Поворот вокруг вертикали на 45* даст наклонный эллипс. Вертикальная полуось от 0, 707 увеличится, но не до диаметра, а меньше. (До диаметра возрастёт только при повороте на 90*.) А горизонтальная полуось равная диаметру уменьшится. Произведение не будет больше 0, 707, а значит и площадь не может быть больше, чем при однократном повороте на 45*.

С другой стороны. Если повернуть круг вокруг нормали к земле на 90*, т.е. ребром – угол к потоку будет равен нулю. Эллипс выродится в прямую. Площадь равна нулю. Так что поворот вокруг вертикальной оси может только уменьшать угол. Сколько будет при 45* надо считать… Сейчас нет времени. Да и просто думать лениво.


КЛН. А по конусу Маха для Сатурн -5. Лично Вас что не устраивает в версии хотя бы А. Попова . Сложная аэродинамическая конфигурация источника возмущений? Ведь конус виден только в пределах длины корпуса ракеты, а надо бы далеко за…

Или неопределённость газодинамического состояния окружающей среды. Всё-таки это ж момент когда вверх саданули тормозные РДТТ и газы и аэрозоли явно обогнали ракету?
В двух словах. Может ещё успею прочитать.

Пост выше KLN-90B. Закрутилась совсем.

Нарисуйте на листке бумаги прямую линию с двух сторон и согните лист по перпендикуляру. Покрутите полусогнутый лист относительно направления взгляда - горизонтальной оси. Мысленно проецируйте одну из сторон "луча" на профильную плоскость и полученный угол с горизонталью сравнивайте с "оригинальным углом". Это даст Вам понимание того, почему проекция линии с горизонталью может больше натурального. Просто проекция "оригинального угла" меньше, но не имеет практического смысла. Ее не привяжешь к принятой системе ортодоксальных проекций. Это, конечно, очень примитивно, "на камешках и веревочках", но как сумел:)
С Сатурном-5 позже. Там помнится были нюансы, надо восстановить в памяти.

Ортогональных, воопще...:)

КЛН. А по конусу Маха для Сатурн -5. Лично Вас что не устраивает в версии хотя бы А. Попова . Сложная аэродинамическая конфигурация источника возмущений? Ведь конус виден только в пределах длины корпуса ракеты, а надо бы далеко за…

Или неопределённость газодинамического состояния окружающей среды. Всё-таки это ж момент когда вверх саданули тормозные РДТТ и газы и аэрозоли явно обогнали ракету?
В двух словах. Может ещё успею прочитать.
***
Эта тема с Сатурном-5 и расчетами А.И. Попова напрямую связана с тем, что мы рассматривали до этого - про влияние аэродинамической иглы на сверхзвуковую скорость и аэродинамическое сопротивление. Попов в своих рассуждениях, на мой взгляд, допускает ошибку, считая, что фронт ударной волны совпадает с конусом Маха. Он измеряет половину косого угла границы аэродинамического скачка уплотнений и подставляет его значение в формулу для вычисления угла конуса Маха, рассчитывая скорость РН.
sin φ = u/v, где u — скорость звука в среде, v — скорость ЛА (число Маха: M = v/u, sin φ = 1/M.)
Однако, он не учитывает размер САСа (системы аварийного спасения) для Сатурна-5. А его размер 25 метров с начальным диаметром 6, 61м, при общей длине РН Сатурн-5 - 363 ft (110м) , диаметре 1-й ступени = 33 ft (10 м), и отношения длины к диаметру = 11.
http://c7.alamy.com/comp/EX6RY ...
Получив угол shoke wave Ө=19, 4* с фотографии и приняв усредненную скорость звука для высоты 67 км, u = 350 м/сек, он получил скорость РН Сатурн-5 при числе M=3, равную v=1, 05 км/с, что отличается от заявленной НАСА скорости v=2, 4 км/с относительно окружающего воздуха.
Если бы он принял реальную скорость звука на высоте 66, 1 км в u = 308, 13 м/сек, то получил бы еще меньшее значение. На этом основании, он приходит к своим ошибочным выводам.
http://www.manonmoon.ru/articl ...
По номограмме НАСА при Shock-wave angle Ө= 37, 2*, при Cone semivertex angle (половинный угол вершины конуса обтекателя)a=32, 6*, определяем скорость как v=7, 8 М
http://f22.ifotki.info/org/a33 ...
А при угле Ө=38, 6* должна получаться скорость 3М. Таким образом, подставляя в формулу для конуса Маха указанные значения мы должны получить совпадение с данными номограммы, а этого не происходит:
1) V= u/sinӨ= 0, 282/sin 37.2*=0, 282/0.6045991149= 0, 282х 1, 65М= 0, 466 км/с, где u = 0, 282 км/сек для высоты 80км.
2) V= u/sinӨ= 0, 308/sin 38.6*=0, 308/0.6238795967= 0, 308х 1, 60М= 0, 493 км/с
Отсюда получается, что либо врет НАСА, либо формула конуса Маха не применима для данного Shock-wave angle Ө . И это не конус Маха.
Перед запуском Сатурна-5 к Луне, НАСА провела испытания на масштабных макетах головной части носителя с системой САС и получила результаты из которых видно как влияет аэродинамическая игла системы САС на углы фронта ударной волны.
http://oai.dtic.mil/oai/oai?ve ...
http://radikal.ru/lfp/s012.rad ...
Так может дело в угле конуса Маха, который образуется на конце иглы?
Это можно проверить. Угол φ конуса Маха при скоростях близких к 8М приближен к половинному углу образованного осью системы САС и радиусом основания конуса обтекателя.
Тогда tg φ = (6, 61/2)/25, φ= arctg 0.1232= 7.02*, sin φ =0.1222746961, M=1/0.1222746961= 8, 17М
Как видно из результата, предположение оказалось верным. Для М=3 этот угол конуса Маха будет равен φ= arcsin 0.3333= 19, 4* и повторяет видимый косой угол Ө границы скачка уплотнения на конусе обтекателя на фотографии реального запуска Сатурна-5, только на конце иглы, вполне подтверждая результаты испытаний НАСА на макете. ИМХО, конечно.

Спасибо КЛН. Вникну уж когда вернусь. А ведь конус ещё и виден почему-то. После 20-го вернусь.
Ещё раз всем спасибо.

Не забудьте о том, что когда вы глядите на картинки со свякими скачками, полученные с помощью обычной камеры, вы глядите не на сами скачки, а на волны расширения за скачками в которых давление стремительно падает и происходит конденсация паров воды. Именно это и видят люди. Сами скачки не видимы. Точнее, они видимы с помощью, например метода Шлирена, но человеческим глазом их не увидеть. Толщина скачка около 200 нанометров всего. Как например здесь. Сверхзвуковая пуля, но скачка не видно, потому как скорость всего около одного Маха. И перепад давления не достаточен для конденсации.

https://www.youtube.com/watch? ...

А вот здесь видно. Это, кстати и есть метод Шлирена.

https://www.youtube.com/watch? ...

Вот еще пример. Как видите на игле практически не видно скачка. Он очень слабый. Зато на элементах конструкции он сильный. Вот за ними и пойдут волны раширения, что вы и увидите на обычной фотографии.

https://www.youtube.com/watch? ...

https://www.youtube.com/watch? ...

Кстати, вертикальные волны, что идут за пулей на 0.05, слегка изогнутые, это звуковые волны. Это наша с вами скорость звука))) Так, кстати, дистанционно можно померять температуру в воздухе, без всяких термопар и на растоянии и в любой момент времени. Меряешь скорость продвижения волны по картинке и потом, для воздуха, скорость = (1.4*287*T)^0.5; бах и темепратура в кармане)))

Вот кстати пример скачка на элементах конструкции. А игла впереди, как бы вообще не при делах)
https://postimg.org/image/ipof ...
***
Если Вы попытаетесь по методу Попова рассчитать скорость РН Ares IX по приведенной Вами фотографии, то сможете сами убедиться в ошибочности "логики рассуждений", которые делали ранее касательно косого угла скачка на элементах конструкции и конуса Маха.
https://en.wikipedia.org/wiki/ ...
Границы конуса Маха, в отличие от "реальных" границ косого угла скачка уплотнений это больше умозрительная физико-математическая конструкция. Сомневаюсь, что даже скорость пули можно рассчитать по углу на приведенном выше видео. Shock-wave angle Ө даже навскидку лежит в пределах от 60* до 80*, и понятно что полученный результат вряд ли будет соответствовать ТТХ патрона.

Всегда пожалуйста:) То, что мы видим в жизни и то что происходит на самом деле, не всегда совпадает. Это касается и других сфер деятельности человека. Удачи.
Ленточку не забрасывайте, полезная штука:)

https://postimg.org/image/ipof ...

армордилл все правильно выше уже написал. На этой картинке нет скачков уплотнения, их обычная камера не видит, теплер нужен или теневой прибор.

А игла впереди, как бы вообще не при делах)
====
она при делах, да не при тех. На картинке за ее конусом видно по конденсации небольшой веер волн разрежения. Но там расширение потока небольшое. А вот в указанных стрелками местах поток расширяется сильно. И видим серьезную конденсацию.
http://savepic.net/9838374.jpg

Границы конуса Маха, в отличие от "реальных" границ косого угла скачка уплотнений это больше умозрительная физико-математическая конструкция. Сомневаюсь, что даже скорость пули можно рассчитать по углу на приведенном выше видео. Shock-wave angle Ө даже навскидку лежит в пределах от 60* до 80*, и понятно что полученный результат вряд ли будет соответствовать ТТХ патрона.
====
Зачем Вы опять выдумываете? все просто, как...
http://savepic.net/9846566.jpg

Если эти рассуждения верны, то угол невидимых границ конуса Маха должен соответствовать, как предполагает армордилл, видимым границам звуковых волн хотя бы в приближении.

Тогда, осталось подтвердить свои рассуждения о том как "все просто" простым вычислением. Я вверху показал как это делается. Подтверждайте:)

Для того, чтобы расчитать скорость полета иглы или другого острого обьекта, что формирует косой скачек, надо знать две вещи.

а) Угол между скачком и горизонтальной плоскостью (гамма)
б) Угол наклона поверхности, что вызывает скачет (альфа) - называется deflection angle.

Картинка здесь.

https://s26.postimg.org/dv6jpv ...

Пистолетная пуля имеет не косой скачет, а разновидность прямого скачка (bow shock) и поэтому не при делах. Автоматные пули могут тоже иметь прямой скачек, а могут и не иметь. Тут надо смотреть в каждом случае.

Но если мы говорим об именно косых скачках на обьектах типа игла, то все прекрасно сходится с практикой и никаких умозрительных физико-математических конструкций здесь нет. Это стандартные расчеты конусов для ПВРД (RAMJET), для конусов того же Миг-21 и ижи с ними. Для определенного числа М и для определенного deflection angle, наклон косого скачка будет однозначно определен этими двумя параметами.

Если с примерной точностью можно определить угол конуса Маха, то М=1/sin(угол маха). Или в нашем случае, BLASIUS посчитатл, угол = 58

М = 1/(sin(58)) = 1.179. Похоже на правду.

Я же цитату Вашу привел про РН Ares IX: "Вот кстати пример скачка на элементах конструкции. А игла впереди, как бы вообще не при делах"
Вот и докажите, что игла не при делах.
А с вычислением скорости пистолетной пули полученный результат больше похож на подгонку под желаемое. Почему взят угол 58*, а не 45* или 80*? На видео несколько положений угла скачка уплотнений. Где ТТХ патрона? С чем сравнивать?
Но, нас интересует влияние аэродинамической иглы на скорость объекта, в частности РН Ares IX. Вы предложили свое объяснение - Вам и доказывать:)
Могу подсказать, что в инете достаточно много данных для вычислений скорости по этому РН по методике, что Вы применили для пистолетной пули - по фотографии. Когда будете считать, то поймете насколько Вы ошибаетесь:)

Для примера: ТТХ пистолета ГШ-18. калибр 9х19. Начальная скорость до 600 м/с.
Расчет по приведенным данным. Скорость воздуха при 15*С на уровне моря: 340, 29м/с.
М = 1/(sin(58)) = 1.179.
sin φ = u/v, где u — скорость звука в среде, v — скорость ЛА (число Маха: M = v/u, sin φ = 1/M.)
v= 340, 29х1, 179= 401, 2 м/с. Расхождение с ТТХ ГШ-18 в 1, 5 раза. Многовато:)

Я угол не брал. Я констатировал число, что привел БЛАУЗИУС. По картинке тяжело определить положение, поэтому, нужны два угла, о чем я написал выше.

Влияет ли игла на скорость??? Может на силу сопротивления, я правильно понимаю вопрос?

А Вы здесь что вычисляли? М = 1/(sin(58)) = 1.179
Силу сопротивления или скорость?:)

Здесь скорость по углу конуса Маха, что в общем случае не верно. Только в одном случае конус Маха совпадет с косым скачком в случаях weak shock wave (weak solution). Поэтому, я и написал про углы скачков и геометрию.

Или вы решили посчитать скорость по углам волн Маха? Так а где вы их взяли? Волны Маха это волна со скоростью равной локальной скорости звука. На картинках полета пуль, это не волны Маха, это скачки. Угол волны Маха всегда меньше чем угол косого скачка. Это волны Прандтля — Майера в котором локальное число М меняется и не связано не явно со скоростью обьекта.

Я же считаю скорость обьекта, только по скачкам и геометрии обьекта. Только в этом случае будет правильный результат.

и не связано не явно со скоростью обьекта.

и не связано явно со скоростью обьекта.

Что значит "здесь скорость по углу конуса Маха, что в общем случае не верно"?
Хотите сказать, что формула v = u/sin φ не верна? Или верна, но соглашаетесь, что конус Маха больше умозрительная физико-математическая конструкция, а видим мы границы скачков уплотнения? И величина угла конуса Маха всегда меньше угла косого скачка?
Тогда разве, при увеличении сверхзвуковой скорости не уменьшается угол конуса Маха, а его вершина не сдвигается по аэродинамической игле? И понятно, что вычислять скорость РН по видимому углу скачка уплотнения, как это делает А. Попов для Сатурн-5 нельзя.
А ведь на макетах при 8М угол скачка на конусе обтекателя еще достаточно велик (37, 2*), и соответственно, по логике угол конуса Маха тоже. Значит дело не только в угле вершины обтекателя?
Но, тогда надо согласится и с тем, что при определенных сверхзвуковых скоростях угол конуса Маха будет близок к углу образованному осью аэродинамической иглы и радиусом конуса обтекателя (7.02*). Тогда по этому углу и скорости воздуха на данной высоте можно приблизительно рассчитать скорость РН? Если Вы согласны с такой трактовкой, то согласитесь, что Ваша формулировка "А игла впереди, как бы вообще не при делах", в принципе не верна?
Таким образом, по параметрам подобия полученным в аэродинамической трубе для РН Сатурн-5, можно рассчитать скорость и для РН Ares IX для определенной высоты? Ведь у них сходная геометрия САС.
https://www.universetoday.com/ ...
http://i.dailymail.co.uk/i/pix ...

я не знаю (и знать не хочу) что тут за вычисления скорости Сатурна 5, но для пуль все просто. Ударная волна на достаточно большом расстоянии от тела ослабевает и угол ее наклона становится близок к углу Маха синус=1/М, потому, что на "большом" расстоянии поворачивать поток не нужно. Критерий "большого расстояния" - ну, несколько калибров в данном случае.

http://savepic.net/9860956.jpg

по картинке вдали от пули оцениваем угол, Мах и скорость. Пистолеты имеют начальные скорости 300-500 м/с типично. У ТТ 420.

скачков уплотнения обычная камера не видит совсем.

http://savepic.net/9860956.jpg

кстати, картинка неплохо показывает две ударные волны, которые дадут N-волну звукового удара на земле (если бы это был самолет).