Visualizzazione del flusso di colorante superficiale: un metodo qualitativo per osservare le linee di flusso nel flusso supersonico

Surface Dye Flow Visualization: A Qualitative Method to Observe Streakline Patterns in Supersonic Flow

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Surface Dye Flow Visualization: A Qualitative Method to Observe Streakline Patterns in Supersonic Flow

8.4: Cross Cylindrical Flow: Measuring Pressure Distribution and Estimating Drag Coefficients

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October 13, 2017

Overview

La visualizzazione del flusso intorno o su un corpo è uno strumento importante nella ricerca aerodinamica. Fornisce un metodo per studiare qualitativamente e quantitativamente la struttura del flusso e aiuta anche i ricercatori a teorizzare e verificare il comportamento del flusso del fluido. La visualizzazione del flusso può essere suddivisa in due categorie: visualizzazione fuori dalla superficie e visualizzazione del flusso superficiale. Le tecniche di visualizzazione del flusso fuori dalla superficie comportano la determinazione delle caratteristiche del flusso attorno al corpo di interesse. Includono, ma non sono limitati alla velocimetria dell’immagine delle particelle (PIV), all’imaging di Schlieren e alla visualizzazione del flusso di fumo. Queste tecniche possono fornire dati qualitativi e quantitativi sul flusso intorno a un corpo. Tuttavia, queste tecniche sono generalmente costose e difficili da configurare. Le tecniche di visualizzazione del flusso superficiale, d’altra parte, comportano il rivestimento del corpo di interesse con un colorante per studiare il flusso sulla superficie. Queste tecniche, che sono più invasive nella pratica, includono la visualizzazionedelflusso del colorante e, più recentemente, utilizzano vernici sensibili alla pressione, che forniscono un’immagine dettagliata del flusso sulla superficie del corpo. Ciò consente ai ricercatori di visualizzare diverse caratteristiche di flusso, tra cui bolle laminari, transizioni dello strato limite e separazione del flusso. La visualizzazione del flusso del colorante, la tecnica di interesse nell’esperimento corrente, fornisce un quadro qualitativo del flusso superficiale ed è uno dei metodi di visualizzazione del flusso superficiale più semplici ed economici, in particolare per visualizzare i flussi gassosi su un corpo.

In questo esperimento, il comportamento del flusso superficiale su sei corpi è studiato nel flusso supersonico. I modelli di streakline sono ottenuti utilizzando la tecnica di visualizzazione del flusso del colorante e i percorsi del flusso, il grado di attaccamento e separazione del flusso e la posizione e il tipo di shock sono identificati e studiati dalle immagini di flusso.

Principles

Nella visualizzazione del flusso del colorante, le particelle fluide sono contrassegnate con un colorante per ottenere il percorso tracciato dalle particelle all’introduzione del flusso. Il colorante è una miscela semi-viscosa di particelle di colorante fluorescente e olio. Il colorante fluorescente colora le particelle fluide e le illumina quando sono eccitate da una fonte di luce UV, e l’olio aiuta a mantenere i modelli di flusso sulla superficie, anche dopo che il corpo non è più esposto al flusso. La tecnica di visualizzazione del flusso del colorante fornisce un modo molto semplice, economico e rapido per analizzare i modelli di flusso su qualsiasi superficie.

A seconda del metodo di imaging, la visualizzazione del flusso del colorante può essere utilizzata per trovare le linee striate come risultato del flusso del fluido. Se l’immagine viene scattata con un’esposizione prolungata, il colorante può essere utilizzato per tracciare il percorso intrapreso da una singola particella fluida mentre si muove nel flusso. Nella tecnica utilizzata nell’esperimento corrente, tutte le particelle fluide che passano attraverso un punto o un’area sono contrassegnate con un colorante e la linea che unisce tutte le particelle tinte dopo che il corpo è stato posto in un flusso attivo è la linea striata. Qui, un singolo fotogramma catturato alla fine dell’esperimento di visualizzazione del flusso fornisce informazioni sufficienti per studiare il flusso superficiale generale sul corpo. La visualizzazione del colorante tramite linee striature, oltre a fornire dettagli sul movimento del flusso lungo la superficie, aiuta anche a identificare le caratteristiche del flusso superficiale. L’utilizzo della visualizzazione del colorante nel flusso supersonico può identificare la separazione del flusso, la formazione di shock e il movimento del flusso attraverso la superficie del corpo, tutte caratteristiche che aiutano a ottimizzare aerodinamicamente il corpo.

Procedure

Osservare le linee striature nel flusso supersonico
1. Mescolare il colorante fluorescente in polvere e l’olio minerale in una ciotola di plastica. Aggiungere piccole quantità di olio minerale al colorante a incrementi, mescolando continuamente fino ad ottenere una miscela semi-viscosa. La miscela non deve essere che cola.
2. Montare la puntura sopra la camera di prova supersonica della galleria del vento e bloccarla in posizione. In questa dimostrazione è stata utilizzata una galleria del vento supersonica con un 6 in x 4 nella sezione di prova e un intervallo di numero di Mach operativo da 1,5 a 4, come mostrato nella Figura 1. Il numero di Mach viene variato regolando l’impostazione del blocco (modificando il rapporto di area della sezione di test).
3. Avvitare il modello di cuneo 2D sul supporto di puntura e fissare la direzione del cuneo in modo che la superficie del cuneo sia rivolta verso le pareti laterali trasparenti della sezione di prova della galleria del vento. Tutti i modelli sono mostrati nella Figura 2.
4. Utilizzare un pennello per applicare una quantità sufficiente della miscela di coloranti sul modello. Assicurarsi che il colorante non goccioli fuori dal modello. Vedere la Figura 3 per riferimento.
5. Regolare l’impostazione del blocco per il numero di Mach free-stream desiderato.
6. Chiudere e fissare i pannelli della galleria del vento.
7. Esegui la galleria del vento per 6 secondi.
8. Al termine della corsa, fai brillare una luce UV sul modello per illuminare il colorante. Cattura l’immagine streakline con una fotocamera.
9. Regolare l’angolo di attacco o il numero di Mach in base alla matrice di prova elencata nella Tabella 1 per il modello e ripetere i passaggi 1.4 – 1.9.
10. Ripetere i passaggi 1.3 – 1.9 per tutti i modelli elencati nella Tabella 1.
11. Quando tutti i modelli sono stati testati, chiudere la galleria del vento e smantellare il set-up.

Figura 1. Galleria del vento supersonica di spurco.

Figura 2. Modelli in galleria del vento (da sinistra a destra) cuneo 2D, cuneo 3D, cono, corpo del naso smussato, sfera e missile.

Tabella 1. Matrice di test.

Modello	Impostazione angolo di attacco (q) o numero di Mach (M)
Cuneo 2D 10°	θ = 0, 12 e -12°
Cuneo 3D 10°	θ = 0, 12 e -12°
Cono	θ = 0, 13 e -13°
Corpo del naso smussato	θ = 0, 11 e -11°
Missile	θ = 0 e 11°
Sfera	M = 2, 2,5 e 3

Figura 3. Immagine rappresentativa del colorante fluorescente dipinto sul cuneo 2D.

La visualizzazione del flusso attorno a un autobody è fondamentale per comprendere e quantificare la struttura del flusso, nonché per teorizzare il comportamento del flusso del fluido. Un tipo di visualizzazione del flusso è chiamata visualizzazione del flusso superficiale che utilizza un fluido tinto per osservare il percorso tracciato dal flusso del fluido attorno a un oggetto.

La visualizzazione del flusso del colorante comporta il rivestimento del corpo di interesse con un colorante per osservare i modelli di flusso lungo la superficie del corpo. Il colorante è una miscela semi-viscosa di particelle di colorante fluorescente e olio. La natura altamente viscosa dell’olio aiuta a mantenere i modelli di flusso sulla superficie del corpo. Mentre il colorante fluorescente ci consente di visualizzare questi modelli sotto una luce UV.

Se l’immagine viene scattata con un’esposizione prolungata, il colorante può essere utilizzato per tracciare il percorso intrapreso da una singola particella fluida mentre si muove nel flusso. Quando le particelle fluide marcate con colorante passano attraverso un punto o un’area, possiamo osservare la linea che unisce tutte le particelle tinte. Questo è chiamato la linea striatura.

Nel flusso supersonico, queste linee striatie possono essere utilizzate per identificare il punto di separazione del flusso, la formazione di shock e il movimento del flusso attraverso la superficie.

Ora diamo un’occhiata più da vicino al flusso sopra la sfera. Il flusso attaccato appare come linee striate lisce e la direzione delle linee striate ci dice la direzione del flusso sulla superficie. La separazione del flusso può essere identificata come la regione in cui il colorante si aggregiona e appare più luminoso. Questo perché il colorante oltre il punto di separazione del flusso è indisturbato.

Nel flusso supersonico, possiamo anche osservare la formazione di onde d’urto sulla superficie del corpo come sulle pinne di un missile mostrato da una sottile curva luminosa. Possiamo anche usare questa tecnica per identificare le deformità su una superficie come evidenziato dalle regioni in cui le linee striate sono disturbate.

In questo laboratorio, dimostreremo la tecnica di visualizzazione del flusso del colorante utilizzando diversi corpi esposti al flusso supersonico.

Per questo esperimento, useremo una galleria del vento supersonica con un intervallo di numero di Mach operativo di 1. 5 a 4. Questa galleria del vento ha un 6 in x 4 nella sezione di prova. Il numero di Mach viene variato regolando la sezione del blocco. In altre parole, modificando il rapporto di area della sezione di test. Testeremo e osserveremo le linee striate attorno a diversi modelli: un cuneo 2D, un cuneo 3D, un cono, un corpo del naso smussato, una sfera e un missile.

Per iniziare l’esperimento, mescolare la polvere colorante fluorescente e l’olio minerale in una ciotola di plastica. Aggiungere piccole quantità di olio minerale al colorante a incrementi mescolando continuamente fino a quando la miscela è semi-viscosa e non sottile e che cola.

Ora, monta la puntura sopra la camera di prova della galleria del vento e bloccala in posizione. Quindi, avvitare il modello di cuneo 2D sul supporto per puntura. Fissare la direzione del cuneo in modo che la superficie del cuneo sia rivolta verso le pareti laterali trasparenti della sezione di prova.

Usa un pennello per applicare uno spesso strato di colorante sulla superficie del modello assicurandoti che non ci sia così tanto che gocciola. Quindi regolare l’impostazione del blocco per raggiungere il numero di mach del flusso libero desiderato. Regola l’angolo di attacco alfa a 0° utilizzando un livello digitale.

Ora, chiudi e fissa la porta della sezione di prova e gestisci la galleria del vento per 6 s. Fai brillare una luce UV sul modello durante la corsa per illuminare il colorante. Questo ci permette di osservare l’evoluzione dei pattern streakline.

Una volta completata l’esecuzione, acquisire un’immagine dei modelli di flusso finali. Quindi, regolare l’angolo di attacco a 12 °. Dipingi il modello con la tintura come prima e gestisci la galleria del vento per 6 s. Illumina le linee striati con la luce UV e cattura l’immagine con una fotocamera.

Ripetere questi passaggi per il modello di cuneo 2D a -12°. Esegui il test e acquisisci immagini streakline per tutti i modelli in base alla matrice di test mostrata qui. Quando tutti i test sono stati completati su ciascun modello, spegnere la galleria del vento e smontare la configurazione.

Ora diamo un’occhiata ai risultati a partire dalle linee di streakline sopra il cuneo 2D. A 0°, il modello streakline mostra un flusso uniforme in tutto il corpo tranne che nella regione in cui c’è una deformità superficiale al centro che causa la separazione del flusso. Quando il cuneo è inclinato a 12°, il flusso lungo la superficie viene deviato verso l’alto mentre il flusso viene deviato verso il basso all’impostazione di -12°.

Osservando il cuneo 3D, possiamo vedere che il modello di flusso al centro del modello è simile a quello osservato per il cuneo 2D a tutte le impostazioni angolari. Tuttavia, il modello di flusso ai bordi superiore e inferiore mostra la deflessione e l’effetto vortice della punta viene osservato lungo la loro lunghezza.

I modelli di streakline per il cono mostrano che per tutti gli angoli di attacco, il flusso curva attorno al corpo. Possiamo anche osservare che la separazione del flusso avviene all’estremità del cono come indicato dalla regione in cui il colorante si aggredisce.

Per il modello di naso smussato, osserviamo il flusso attaccato in tutto il corpo con un angolo di attacco di 0°. A 11 e -11°, il flusso curva attorno al corpo seguendo il contorno della superficie e si separa lungo la linea in cui il colorante si fonde.

Mentre i modelli di flusso nella parte anteriore del modello missilistico sono simili a quelli del corpo del naso smussato, le linee striate sulle pinne mostrano caratteristiche varie. A 0°, le linee striate sulle alette superiore e inferiore mostrano un flusso attaccato nella parte anteriore della pinna con separazione graduale che si verifica in uno schema a croce. Osserviamo anche che il flusso si stacca molto prima alla radice delle pinne rispetto alle punte.

Se guardiamo il colorante coalescente sul bordo anteriore della pinna centrale, possiamo vedere che i motivi striati indicano un bow shock con la forma dello shock contrassegnato dal colorante. Con un angolo di attacco di 11°, osserviamo un flusso completamente attaccato sulla pinna inferiore ma un flusso separato vicino alla radice della pinna superiore. Simile alla cassa 0°, la presenza della pinna centrale provoca un urto di prua sul bordo d’uscita della pinna.

Infine, per la sfera, abbiamo variato il numero di mach rispetto all’angolo di attacco poiché i modelli di flusso rimangono gli stessi indipendentemente dall’angolo di deflessione. Possiamo vedere che all’aumentare del numero di mach, il punto di separazione si muove verso poppa del corpo mostrando una separazione del flusso decrescente. Ciò è dovuto al fatto che i flussi a velocità più elevata hanno più slancio che aiuta il flusso a superare il gradiente di pressione avverso sulla sfera. Ciò porta a un grado più elevato di attacco del flusso con un aumento del numero di mach.

In sintesi, abbiamo imparato come le linee striature possono essere utilizzate per identificare il punto di separazione del flusso, la formazione di shock e il movimento del flusso su una superficie. Abbiamo quindi esposto diversi corpi al flusso supersonico in una galleria del vento e osservato le linee striate che si formavano su ogni superficie a vari angoli di attacco.

Results

I modelli di flusso della linea striatura per i sei modelli e le condizioni elencati nella Tabella 1 sono mostrati di seguito. Per il cuneo 2D, si osserva un modello di flusso uniforme sul corpo, come mostrato nella Figura 4, tranne nella regione in cui vi è una deformità superficiale, che causa la separazione del flusso. Quando inclinato a 12°,il flusso lungo la superficie viene deviato verso l’alto. Questo effetto viene specchiato quando il modello è angolato a -12°. In generale, tutti i casi mostrano un flusso attaccato su tutta la superficie, ad eccezione della regione della deformità superficiale e dietro di esse.

Figura 4. Modelli di flusso striata sul cuneo 2D (da sinistra a destra) per Ɵ = 0°, 12° e -12°.

Le osservazioni della Figura 5 mostrano che mentre i modelli di flusso al centro del cuneo 3D sono simili a quelli osservati per il cuneo 2D in tutte e tre le impostazioni angolari, i modelli di flusso vicino ai bordi superiore e inferiore mostrano una deflessione del flusso. Questo potrebbe essere attribuito ai vortici di punta ai bordi del cuneo. Mentre gli effetti punta esistono per il cuneo 2D, la maggiore distanza tra il centro del cuneo e il bordo annulla l’effetto della punta sul flusso del cuneo centrale. Inoltre, le linee striature non mostrano alcuna separazione del flusso.

Figura 5. Modelli di flusso striata sul cuneo 3D (da sinistra a destra) per Ɵ = 0°, 12° e -12° .

I modelli di flusso streakline per il cono, mostrati nella Figura 6, mostrano un flusso aerodinamico e attaccato attraverso il corpo per tutti gli angoli di attacco con il flusso che curva nella direzione della deflessione. Osserviamo anche che la separazione del flusso avviene all’estremità del cono, come indicato dalla regione in cui il colorante si aggredisce.

Figura 6. Modelli di flusso striata sul cono (da sinistra a destra) per Ɵ = 0°, 13° e -13°.

La Figura 7 confronta i modelli di flusso su un bordo smussato a tre angoli di attacco. Quando Ɵ = 0°, vediamo un flusso attaccato su tutto il corpo. A Ɵ = 11 e -11°, il flusso curva attorno al corpo (seguendo il contorno della superficie) ma si separa lungo la linea in cui il colorante si fonde.

Figura 7. Modelli di flusso striata sul corpo del naso smussato (da sinistra a destra) per Ɵ = 0°, 11° e -11°.

Mentre i modelli di flusso nella parte anteriore del missile sono simili a quelli osservati sul corpo del naso smussato, le linee striate sulle alette del missile(Figura 8)mostrano caratteristiche di flusso interessanti. A Ɵ = 0°, le linee striate sulle alette superiore e inferiore mostrano un flusso attaccato nella parte anteriore della pinna con separazione graduale che si verifica in uno schema a croce, che ha origine dalle punte e dalle radici delle pinne. Osserviamo anche che il flusso si stacca molto prima alla radice delle pinne rispetto alle punte. Un’altra osservazione interessante viene fatta studiando il colorante coalescente sul bordo anteriore della pinna centrale. I motivi striata indicano un bow shock con la forma dell’urto contrassegnato dal colorante. Quando il missile è inclinato a 11°,osserviamo un flusso completamente attaccato sulla pinna inferiore ma un flusso separato vicino alla radice della pinna superiore. Simile al caso 0°, la presenza della pinna centrale provoca uno shock di prua sul bordo d’avanguardia delle pinne.

Figura 8. Modelli di flusso streakline sopra il missile (da sinistra a destra) per Ɵ = 0° e 11°.

Per la sfera, poiché il numero di Mach era variato, i modelli di flusso attorno alla sfera rimanevano gli stessi, indipendentemente dall’angolo di deflessione. Le osservazioni della Figura 9 mostrano che all’aumentare del numero di Mach, la regione di separazione (indicata dall’area in cui il colorante non è disturbato) diminuisce. Questo perché i flussi a velocità più elevata hanno più quantità di moto, che a sua volta consente al flusso di superare il gradiente di pressione avverso sulla sfera. Ciò causa un grado più elevato di attaccamento del flusso con l’aumento del numero di Mach.

Figura 9. Modelli di flusso striata sulla sfera (da sinistra a destra) M = 2, 2,5 e 3.

Applications and Summary

I modelli di flusso streakline su sei corpi nel flusso supersonico sono stati studiati utilizzando la visualizzazione del flusso del colorante di superficie. I modelli di flusso sui cunei 2D e 3D hanno mostrato che gli effetti della punta svolgono un ruolo dominante nel determinare la struttura del flusso superficiale. Il flusso sopra il cono è stato dimostrato essere completamente attaccato per un intervallo di deflessione di ±13°. Il modello del naso smussato è stato il primo corpo a mostrare una chiara linea di separazione quando deviato con un angolo di 11 °, un modello che è stato osservato anche nella sezione iniziale del missile. I modelli di flusso sulle alette del missile indicano caratteristiche interessanti, come la separazione del flusso e la formazione di shock. Abbiamo anche dedotto il tipo di shock (bow-shock) che si è formato sul bordo anteriore della pinna. Infine, variando il numero di Mach per il flusso su una sfera, è emerso che il punto di separazione del flusso si sposta a poppa sulla sfera con l’aumentare della velocità del flusso. Nel complesso, l’esperimento ha dimostrato la semplicità e l’efficacia della visualizzazione del flusso di colorante streakline, una tecnica utilizzata dagli ingegneri aerospaziali nei processi di progettazione rapida per ottenere veicoli aerei più snelli ed efficienti.

Transcript

Visualizing flow around an autobody is critical to understanding and quantifying flow structure as well as for theorizing fluid flow behavior. One type of flow visualization is called surface flow visualization which uses a dyed fluid to observe the path traced by fluid flow around an object.

Dye flow visualization involves coating the body of interest with a dye to observe flow patterns along the body surface. The dye is a semi-viscous mixture of fluorescent dye particles and oil. The highly viscous nature of the oil helps maintain the flow patterns on the body surface. While the fluorescent dye lets us visualize those patterns under a UV light.

If the image is taken with prolonged exposure, the dye can be used to track the path taken by a single fluid particle as it moves in the flow. As dye marked fluid particles pass through a point or area, we can observe the line joining all of the dyed particles. This is called the streakline.

In supersonic flow, these streaklines can be used to identify the point of flow separation, shock formation and movement of flow across the surface.

Now let’s take a closer look at flow over the sphere. Attached flow appears as smooth streaklines and the direction of the streaklines tells us the direction of flow on the surface. Flow separation can be identified as the region where the dye clumps up and appears brighter. This is because dye beyond the point of flow separation is undisturbed.

In supersonic flow, we can also observe the formation of shock waves on the surface of the body like on the fins of a missile shown by a thin bright curve. We can also use this technique to identify deformities on a surface as evidenced by regions where the streaklines are disturbed.

In this lab, we will demonstrate the dye flow visualization technique using several different bodies exposed to supersonic flow.

For this experiment, we’ll use a blow down supersonic wind tunnel with an operating Mach number range of 1. 5 to 4. This wind tunnel has a 6 in x 4 in test section. The Mach number is varied by adjusting the block section. In other words, by changing the area ratio of the test section. We will test and observe the streaklines around several different models: a 2D wedge, a 3D wedge, a cone, a blunt nose body, a sphere and a missile.

To begin the experiment, mix fluorescent dye powder and mineral oil in a plastic bowl. Add small amounts of mineral oil to the dye in increments mixing continuously until the mixture is semi-viscous and not thin and runny.

Now, mount the sting above the wind tunnel test chamber and lock it into place. Then, screw the 2D wedge model onto the sting mount. Fix the direction of the wedge so that the wedge surface is facing the transparent sidewalls of the test section.

Use a paint brush to apply a thick layer of dye to the surface of the model ensuring that there is not so much that it drips off. Then adjust the block setting to reach the desired free stream mach number. Adjust the angle of attack alpha to 0° using a digital level.

Now, close and secure the test section door and run the wind tunnel for 6 s. Shine a UV light on the model during the run to illuminate the dye. This allows us to observe the evolution of the streakline patterns.

Once the run is complete, capture an image of the final flow patterns. Next, adjust the angle of attack to 12°. Paint the model with dye as before and run the wind tunnel for 6 s. Illuminate the streaklines with the UV light and capture the image with a camera.

Repeat these steps for the 2D wedge model at -12°. Execute the test and capture streakline images for all of the models according to the test matrix shown here. When all of the tests have been completed on each model, shut down the wind tunnel and disassemble the setup.

Now let’s take a look at the results starting with the streaklines over the 2D wedge. At 0°, the streakline pattern shows uniform flow throughout the body except in the region where there is a surface deformity in the center causing flow to separate. When the wedge is angled to 12°, the flow along the surface is deflected upwards while the flow is deflected downward at the -12° setting.

Looking at the 3D wedge, we can see that the flow pattern at the center of the model is similar to that observed for the 2D wedge at all angle settings. However, the flow pattern at the top and bottom edges show deflection and the tip vortex effect is observed along their length.

Streakline patterns for the cone show that for all angles of attack, the flow curves around the body. We can also observe that flow separation occurs at the end of the cone as indicated by the region where the dye clumps up.

For the blunt nose model, we observe attached flow throughout the body at an angle of attack of 0°. At 11 and -11°, the flow curves around the body following the surface contour and separates along the line where the dye coalesces.

While flow patterns in the front of the missile model are similar to that of the blunt nose body, the streaklines on the fins show varied features. At 0°, the streaklines on the top and bottom fins show attached flow at the front of the fin with gradual separation occurring in a cross pattern. We also observe that flow detaches a lot earlier at the root of the fins as compared to the tips.

If we look at the coalesced dye at the leading edge of the central fin, we can see that the streakline patterns indicate a bow shock with the shape of the shock marked by the dye. At an 11° angle of attack, we observe fully attached flow on the bottom fin but separated flow close to the root of the top fin. Similar to the 0° case, the presence of the central fin causes a bow shock at the fin’s leading edge.

Finally, for the sphere, we varied mach number as opposed to angle of attack as the flow patterns remain the same regardless of deflection angle. We can see that as the mach number increases, the point of separation moves toward the aft of the body showing decreasing flow separation. This is due to the fact that higher velocity flows have more momentum which helps the flow overcome the adverse pressure gradient over the sphere. This leads to a higher degree of flow attachment with increased mach number.

In summary, we learned how streaklines can be used to identify the point of flow separation, shock formation and movement of flow across a surface. We then exposed several bodies to supersonic flow in a wind tunnel and observed the streaklines that formed on each surface at varying angles of attack.

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