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)
Multiple shock-shock interference on a cylindrical leading edge
Mehrfach-Schockwellen-Schockwellen-Interferenz an einer zylindrischen Lufteinlaufvorderkante
AIAA Journal ; 30 , 8 ; 2073-2079
1992
7 Seiten, 18 Bilder, 2 Tabellen, 15 Quellen
Article (Journal)
English
Simulation of Multiple Shock-Shock Interference Patterns on a Cylindrical Leading Edge
Online Contents | 1996
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