Dreidimensionale Wechselwirkungen von durch eine scharfkantige Flosse (SFC) erzeugten Stoßwellen an Flugzeugteilen und einer turbulenten Grenzschichtströmung von Mach 3, wie sie in Überschalleinläufen vorkommt, wurden numerisch untersucht. Wie die angegebenen und diskutierten Rechenresultate zeigen, reduziert der Ablufteffekt die Oberflächenwinkelstellung und die Nachströmungseinflüsse der durch das Ansaugen größtenteils unbeeinflußten Luftströmung. Ausgenommen ist der Bereich des in Flossennähe liegenden Abluftstroms. Die Rechenresultate stimmen gut mit den verfügbaren Versuchsergebnissen wie Oberflächendrücke, Grenzschicht-Pilot-Druckverteilungen und Strömungswinkel überein. Näher eingegangen ist auf das Rechenmodell, die Klassifikation der Berechnungen für Flossenwinkel von 8 deg und 20 deg, die Randbedingungen, auf den Resultate-Ergebnis-Vergleich wie Stromlinien, Oberflächendruck, Teilchenspuren usw. und die daraus gezogenen Schlußfolgerungen. (Bühn)
Numerical investigation of bleed on three-dimensional turbulent interactions due to sharp fins
Numerische Untersuchung der Ablufteffekte hinter scharfkantigen Flossen auf die dreidimensionalen turbulenten Wechselwirkungen
AIAA Journal ; 29 , 11 ; 1878-1885
1991
8 Seiten, 16 Bilder, 2 Tabellen, 25 Quellen
Aufsatz (Zeitschrift)
Englisch
Investigation of Shock-Turbulent Boundary-Layer Bleed Interactions
Online Contents | 1994
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