Schockwelleninterferenz-Erhitzung stellt wegen der auftretenden extrem hohen Drücke, Wärmeübertragungsratengradienten und Wärmespannungen ein kritisches Problem bei Konstruktion und Auslegung des Wärmeschutzsystems und der tragenden Struktur von Hochgeschwindigkeitsflugzeugen wie dem National Aero-Space Plane (NASP) dar. Deshalb wurden erstmals mit dem beschriebenen Testaufbau die detaillierten Druck- und Wärmeübertragungsratenverteilungen gemessen, die sich bei der Überschneidung zweier flach auftreffender Schockwellen mit der Bugschockwelle einer zylindrischen Vorderkante z.B. eines rechteckigen Hyperschall-Lufteinlaufs ergeben. Z.B. war die Spitzen-Wärmeübertragungsrate 38 mal so hoch wie die der ungestörten Staupunktströmung und wurde ein neues Stoßwellen-Stoßwellen-Interferenzmuster von durch eine Scherschicht voneinander getrennten Überschallströmungen identifiziert. Die bei Mach 8 gemessenen Wärmeübertragungsraten, Druckverteilungen und Schlierenfotos sind angegeben und diskutiert. (Bühn)


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    Title :

    Multiple shock-shock interference on a cylindrical leading edge


    Additional title:

    Mehrfach-Schockwellen-Schockwellen-Interferenz an einer zylindrischen Lufteinlaufvorderkante


    Contributors:

    Published in:

    AIAA Journal ; 30 , 8 ; 2073-2079


    Publication date :

    1992


    Size :

    7 Seiten, 18 Bilder, 2 Tabellen, 15 Quellen




    Type of media :

    Article (Journal)


    Type of material :

    Print


    Language :

    English