Im Stoßwellenkanal wurden Untersuchungen am Komplettmodell des ELAC I (Elliptische Auftriebskonfiguration) und an einem Detailmodell durchgeführt. Aufgrund der kurzen Meßzeiten, in denen die Strömungsbedingungen konstant sind, von wenigen Millisekunden und der hohen Belastungen durch die hohe Enthalpie der Strömung mußten neue Sensoren zur Messung des Wärmeflusses, der Wandschubspannungen und der Kräfte auf das Modell entwickelt werden. Die Messung des Wärmeflusses und der Temperatur erfolgte mit Dünnfilm-Widerstandsthermometern und mit Thermoelementen. Die Temperaturen in der freien Strömung betrugen 1500 K und 2700 K, die Machzahlen 7,9 und 7,3. Die ersten Messungen wurden an einer ebenen Platte durchgeführt, um Referenzwerk zu erhalten. Danach folgten Messungen an einem Detailmodell einer absteigenden Stufe. Gemessen wurden Wärmefluß und Druckverteilung bei Anstellwinkeln zwischen -20 und 5 deg. Am Komplettmodell wurden Wärmefluß und Druckverteilung auf der Oberseite bei Anstellwinkeln zwischen 0 und 10 deg gemessen. Es erfolgte eine Sichtbarmachung der Strömungen durch Schlierenfotos. Für die Zukunft sind Messungen an der Unterseite des Komplettmodells geplant. (Lindner, J.)
Experimental studies in the Aachen hypersonic shock tunnel
Experimentelle Untersuchungen im Aachener Hyperschall-Stoßwellenkanal
Zeitschrift für Flugwissenschaften und Weltraumforschung ; 17 , 2 ; 73-81
1993
9 Seiten, 22 Bilder, 2 Tabellen, 18 Quellen
Aufsatz (Zeitschrift)
Englisch
Schockrohr , Schockwelle , Schlierenphoto , Gasströmung , Gastemperatur , Gasdruck , Strömungsgeschwindigkeit , Raumflugzeug , Machzahl , Messen thermischer Größen , Strömungsgeschwindigkeitsmessung , Stanton-Zahl , Strömungsmessung , Messwertaufnehmer , Messtechnik , Anstellwinkel (Tragflügel) , Hyperschallströmung
Hypersonic Testing in the Aachen Shock Tunnel
British Library Conference Proceedings | 1992
|Recent Developments and Experimental Studies in the LENS Hypersonic Shock Tunnel
British Library Conference Proceedings | 1996
|Hypersonic Shock Tunnel Performance Characteristics
NTIS | 1974
|Hypersonic Gaseous Piston Shock Tunnel: Numerical and Experimental Results
British Library Conference Proceedings | 1998
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