Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - 1958, H. 34 - Den hypersoniske sjokk-tunnelen, av Torstein Fanneløp
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
Below is the raw OCR text
from the above scanned image.
Do you see an error? Proofread the page now!
Här nedan syns maskintolkade texten från faksimilbilden ovan.
Ser du något fel? Korrekturläs sidan nu!
This page has never been proofread. / Denna sida har aldrig korrekturlästs.
Den hypersoniske
sjokk-tunnelen
Civilingenjør Torstein Fanneløp, Linköping
533.6.07 : 533.6.011.72
I det hypersoniske fartsomraadet (Mach-tall
> 5) opptrer i tillegg til de observerte
fenomener i supersoniske strømningsfelt (Mach-tall
mellom 1 og 5) en rekke nye fenomener og
problemer vesentlig som et resultat av de store
temperaturvariasjoner en har nær en kropp som
beveger seg gjennom atmosfæren med en
hastighet månge gånger lydens. Problemene
opp-staar ikke bare fordi den ærodynamiske
opp-varmingen kan representere en kritisk
belastning paa en gitt fly eller robotkonstruksjon,
men ogsaa fordi temperaturvariasjonene
for-bundet med t.eks. overføringen av kinetisk
energi til värme gjennom sjokkbølgen i baugen
er saa store at luften ikke lenger kan betraktes
Fig. 1. Maksimal temperatur i stagnasjonspunktet for
en buttneset adiabatisk kropp1’høgde i
atmosfæren 36 000 m.
som en ideell gass, og de vanligvis brukte
re-lasjoner innen aerodynamikken for beregning
av trykk, hastighet etc. er ikke lenger
anvend-bare, fig. 1.
Den heldragne kurven representerer
temperaturen i stagnasjonspunktet paa en buttneset
kropp som funksjon av Mach-tallet, under
forutsetning av at luften kan betraktes som en
ideell gass med konstant spesifikk värme og
* = cp/cv = 1,4. Den stiplede kurve viser den
forventede stagnasjonstemperatur om en, som
en første korreksjon, tar hensyn til
variasjo-nen i spesifikk värme som funksjon av
temperaturen1. Om en tar fullt hensyn til "reell
gass" effekter, blir resultatet en betydelig
la-vere stagnasjonstemperatur som antydet med
den strek-prikkede kurve2. Den eksperimentelt
bestemte stagnasjonstemperatur vil saaledes
være meget lavere enn den ideelle, og dette
skyldes som antydet, baade at luftens
spesi-fikke värme øker ved høg temperatur og at nye
energibindende prosesser finner sted, først og
fremst dissosiasjon i det Mach-tallsomraade vi
her er interessert i.
Som følge av de matematiske vanskeligheter
förbundet med en beregning av et
strømningsfelt med store temperaturvariasjoner hvor
"reell gass" effekter i praksis opptrer, er
ekspe-rimentelle metoder for bestemmelse av
æro-termodynamiske data av stor betydning.
Ved hypersoniske eksperimenter er
strøm-ningens stagnasjonstemperatur en like viktig
parameter som Mach-tall og Reynolds-tall. Ved
förvärmning av luften i en hypersonisk
vindtunnel av konvensjonell type kan en med
kjendte og anvendte metoder naa opp til en
maximal stagnasjonstemperatur paa ca 1 800° K.
Dette svarer imidlertid til en øvre grense for
baade Mach-tall og temperatursimulering av
flygning i atmosfæren paa Ifö 6 (fig. 1).
En økning av stagnasjonstemperaturen over
1 800°K er teoretisk en mulighet ved t.eks. en
forvarmningsprosess fulgt av en hurtig
kom-presjon, men i praksis kan en vel regne med
at en stagnasjonstemperatur høyere enn
smelte-punktet for de vanligvis anvendte
konstruk-sjonsmaterialer, vil føre til for månge ulemper.
TEKNISK TIDSKRIFT 1958 869
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
