[Aerodynamica] Stromingshoek bij de trailing edge

jeebee

Mijn vraag is de volgende, ik kopieer hem voor het gemak even in het engels:

Consider a supersonic flow over a flat plate at angle of attack. The flow direction downstream of the trailing edge of the plate, behind the trailing edge shock and expansion waves, is not precisely in the free stream direction. Why?

Blijkbaar is er een effect waardoor de stroming niet meer compleet 'terugschokt' in de richting van de vrije stroom, maar ik kom er maar niet achter waardoor dat komt

en dan nog een (b) vraag voor de liefhebber:

Outline a method to calculate the strengths of the trailing edge shock and expansion waves, and the direction of the flow downstream of the trailing edge.

Alvast bedankt!

bessie

Hoi ik las je bericht over een vlakke plaat in supersone stroming. Ik heb heeeel lang geleden supersone aero gehad dus ik kan de brekingstheorie niet meer terughalen. Wat ik geloof ik wel weet is het antwoord op het eerste deel van de vraag, nl. de afbuigingshoek.

Volgens mij is het zo, dat de plaat onder een invalshoek geplaatst een opwaartse kracht (draagkracht) ondervindt. De kracht die de plaat dan op de luchtstroom als reactie uitoefent zorgt ervoor dat de lucht achter de plaat naar beneden wordt versneld, en die lucht wordt niet afgeremd omdat er ver achter de plaat niets meer is dat er kracht op uitoefent. Vectorieel opgeteld bij de aanstroomsnelheid zorgt deze verticale component voor een kleine afbuiging ver stroomafwaarts.

Ik volg het verdere antwoord op je vraag met belangstelling, succes.

jeebee

Allereerst bedankt voor je reactie! Ik denk inderdaad dat je gelijk hebt, het genereren van lift door het afbuigen van de freestream doet me nu ineens denken aan de circulatie (hoofdletter gamma), oftewel het ***-Joukowski theorema... Ik ga het een en ander nog even nalezen daarover.

Enig idee of ik op de goede (denk)weg zit??

bessie

Op zich is de circulatie inderdaad toepasbaar hoewel die volgens mij vooral in potentiaalstroming te berekenen is, en naar ik weet niet in supersone stroming.

Let er op, dat mijn antwoord, maar ook de evt. berekening via het bovenstaande, alleen gevolg zijn van de geleverde draagkracht.

Dat die draagkracht ook inderdaad geleverd wordt moet je gewoon uitrekenen met schokgolven. Je berekent de druk boven en onder de plaat, sommeert die, waarna de resultante een naar boven gerichte kracht is. Ik zal nakijken of ik nog ergens een collegedictaat heb liggen, anders moet je informeren bij TU-Delft, afdeling luchtvaart- en ruimtevaarttechniek. Succes

Wetenschapsforum

Laatste berichten

Nieuwsberichten

[Aerodynamica] Stromingshoek bij de trailing edge

[Aerodynamica] Stromingshoek bij de trailing edge

Re: [Aerodynamica] Stromingshoek bij de trailing edge

Re: [Aerodynamica] Stromingshoek bij de trailing edge

Re: [Aerodynamica] Stromingshoek bij de trailing edge