Calculation of flow angle immediately behind trailing edge of flat plate airfoil and airfoil with thickness, on basis of oblique shock and Prandtl-Meyer wave theory; deflection angle of flat plate airfoil at given Mach Number is shown to first order to vary as fourth power of angle of attack; mechanism of return of flow downstream of airfoil to free stream direction.


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    Titel :

    Flow at rear of two-dimensional supersonic airfoil


    Weitere Titelangaben:

    J Aeronautical Sciences


    Beteiligte:
    Kahane, A. (Autor:in) / Lees, L. (Autor:in)

    Erschienen in:

    Erscheinungsdatum :

    1948


    Format / Umfang :

    4 pages


    Medientyp :

    Aufsatz (Zeitschrift)


    Format :

    Print


    Sprache :

    Englisch


    Schlagwörter :



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