Aerodynamische Untersuchungen an abgestumpften Kegeln im Überschallbereich (Machzahl Ma = 2 bis 4)

Köster, H.

doi:10.24355/dbbs.084-201212051335-0

Published

Aerodynamische Untersuchungen an abgestumpften Kegeln im Überschallbereich (Machzahl Ma = 2 bis 4)

German
English

Die Abrundung der Nase von Flugkörpern im Überschallbereich hat durch die neuere Entwicklung der Raumfahrt-Aerodynamik, insbesondere im Hinblick auf Fragen des Wärmeüberganges, wesentliche Bedeutung erlangt. Um einen Beitrag zu diesem Problemkreis zu geben. wurden im kleinen Überschall'Windkanal der Deutschen Forschungsanstalt für Luft- und Raumfahrt (DFL) einige aerodynamische Untersuchungen an Kegeln mit verschiedenen Abrundungsradien der Nase ausgeführt. Es werden die Ergebnisse von Messungen an einem Kegel mit einem halben Kegelwinkel von [gamma] = 10° mitgeteilt. Die Untersuchungen umfassen die Bestimmung des Stoßabstandes, der Druckverteilung und des Vorkörperwiderstandes bei verschiedener Abrundung der Kegelspitze im Machzahlbereich von Ma = 2 bis 4. Die Ergebnisse zeigen eine Abnahme des Verhältnisses von Stoßabstand zu Nasenradius mit zunehmender Abrundung und Machzahl, wobei jedoch der absolute Stoßabstand mit der Nasenabrundung zunimmt. Die Größe der Abrundung hat keinen Einfluß auf die Druckverteilung, während der Vorkörperwiderstand mit zunehmender Abstumpfung sehr stark ansteigt.

Blunting of the nose of missiles in supersonic flow has attained an essential importance as a consequence of the modern development of space aerodynamics, particularly in view of the problems connected with heat transfer. To give a contribution to these problems, some aerodynamic investigations on cones with various nose radii have been carried out in the small supersonic wind tunnel of the DFL. Results of measurements on a cone with half cone angle of [gamma] = 10° are presented. The investigations include the determination of the shock stand-off distance, the pressure distribution, and the drag of the forebody at various nose curvatures of the cone the Mach number ranging from 2 to 4. The results show that the ratio of shock stand-off distanee to radius of curvature decreases with increasing curvature and Mach number, while, however, the absolute shock distance increases with the nose curvature. The degree of vurvature has no influence on the pressure distribution whereas the forebody drag rises considerably with increasing bluntness.