Die Konstruktion von mit Hyperschallgeschwindigkeit fliegenden Luftfahrzeugen erfordert die Kenntnis des Grenzschichtströmungs-Verhalten an deren Oberfläche. Deshalb wurden im 2,44 m hohen Hochtemperatur-Überschall-Windkanal des Longley-Forschungszentrums der NASA beschriebene Vergleichsmessungen an unterschiedlichen Modellplatten mit scharfer Vorderkante bei Temperaturen von 1560 Cel und 1227 Cel, Machzahl 5 und 6,2 und 7, Re-Zahlen von 8 - 39 x 106, Anströmwinkel 13 deg durchgeführt. Diese Bedingungen simulierten den Flug mit Hyperschallgeschwindigkeit bei stark gekühlten Oberflächen. Zur Erzielung einer Gleichgewichts-Turbulenz-Grenzschichtströmung wird eine Impulsdicken-Re-Zahl von mindestens 4000 benötigt, wie die angegebenen und diskutierten Versuchsergebnisse u.a. ergaben. Durch Vergleich des transformierten Wirbelschleppenwiderstands der Grenzschichtströmung mit den Inkompressibilitätsdaten von Coles wurden das Kriterium für die Windgeschwindigkeitsverteilung bestimmt und verschiedene Gestaltfaktoren untersucht. (Bühn)
Compressible equilibrium turbulent boundary layers at nonadiabatic wall conditions
Kompressible, im Gleichgewicht befindliche, turbulente Grenzschichtströmungen bei nicht adiabatischen Wandbedingungen
AIAA Journal ; 29 , 10 ; 1573-1580
1991
8 Seiten, 13 Bilder, 23 Quellen
Article (Journal)
English
GRENZSCHICHTSTROEMUNG , TURBULENTE STROEMUNG , VERSUCHSMODELL , PLATTE (BAUTEIL) , MACH-ZAHL , REYNOLDS-ZAHL , WANDTEMPERATUR , HOCHTEMPERATURTECHNIK , VERGLEICHSMESSUNG , KUEHLEN , GEOMETRISCHE FORM , HYPERSCHALLGESCHWINDIGKEIT , GESCHWINDIGKEITSVERTEILUNG , ANSTROEMWINKEL , GLEICHGEWICHT , WIRBELSTRASSE , WINDKANAL , VEREINIGTE STAATEN VON AMERIKA , STROEMUNGSWIDERSTAND