Bei Flugzeugen mit schlanker Nase, die bei einem großen Anströmwinkel mit Überschallgeschwindigkeit fliegen, wird die Anströmung infolge der asymmetrischen Wirbelbildung ebenfalls asymmetrisch. Eine für diesen Fall entwickelte Lösung der Navier-Stokes-Gleichungen wurde derart erweitert, um zusätzlich den Nasenkonuswinkel, die Mach-Zahl und Querschnittsform des Rumpfs zu berücksichtigen. Die erhaltenen Lösungsdaten für eine Re-Zahl 100000/Längeneinheit, laminare Strömung und adiabatische Wandbedingungen wurden als Anfangswerte in eine parabolische Navier-Stokes-Lösung eingegeben. Näher eingegangen ist auf Ableitung und Lösung der Differential- und Integralgleichungen und der Strömungsvektoren, auf die angegebenen abgebildeten und diskutierten Resultate wie das Konvergenzverhalten elliptischer, doppelt parabolischer und keilförmiger Nasenquerschnitte, Entropiekonturen, Stromlinienwirbel usw. (Bühn)
Asymmetric separated flows at supersonic speeds
Asymmetrisch abgelöste Strömungen bei Überschallgeschwindigkeiten
AIAA Journal ; 30 , 1 ; 124-133
1992
10 Seiten, 14 Bilder, 12 Quellen
Article (Journal)
English
Asymmetric separated flows at supersonic speeds
AIAA | 1992
|Asymmetric separated flows at supersonic speeds
AIAA | 1990
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