Zur notwendigen Prognose der grundlegenden aerodynamischen Eigenschaften von neu auszulegenden Hyperschallflugzeugen und ihren Lufteinläufen wurden im hypersonischen NASA-Windkanal im Ames für zwei Fälle Vergleichsmessungen der Wechselwirkungen zweier sich kreuzender Stoßwellen- und turbulenter Grenzschichtströmungen vorgenommen. Die Testkörper - ebene Platten mit scharfkantigen Leitblechpaaren mit Verdichtungswinkeln von 10 und 15 deg - erlaubten die Messung der Auswirkungen unterschiedlicher Stoßwellen mit verschiedenen Druckgradienten, Grenzschichtablösungen und Umkehrwinkeln auf das Gesamtströmungsfeld, d.h. der Oberflächendruck- und Wärmeübertragungsveteilungen, in allen Bereichen. U.a. zeigten die angegebenen und diskutierten Meßergebnisse wie die o.e. Verteilungen und ihre Kurven, die Geschwindigkeitsprofile, Staudruckkurven usw., daß ein Verdichtereinlauf in der Einlauf-Seitenwand den Druck nicht wirksam erhöht, was auch die anhaltende Druckerniedrigung hinter den Testkörpern anzeigt. (Bühn)
Hypersonic crossing shock-wave/turbulent-boundary-layer interactions
Wechselwirkungen zweier sich kreuzender Stoßwellen/turbulenter Grenzschichtströmungen
AIAA Journal ; 31 , 12 ; 2197-2203
1993
7 Seiten, 12 Bilder, 5 Quellen
Article (Journal)
English
hypersonische Strömung , Stoßwelle , turbulente Strömung , Grenzschichtströmung , Kreuzungslinie , Mach-Zahl , Windkanal , Vergleichsmessung , Strömungstrennung , Wärmeübertragung , Bewertung , Modellversuch , Rechnerprogramm , Aerodynamik , Staudruck , Flugzeug , Strömungsvorgang , Einlaufströmung , Druckgradient , Leitblech
Hypersonic Crossing Shock-Wave-Turbulent-Boundary-Layer Interactions
Online Contents | 1993
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