Investigation of Compressible Turbulent Boundary Layer with Large Adverse Pressure Gradient

Goldfeld, M. A.; Lisenkov, I. G.

doi:10.1007/978-3-642-84447-8_51

Cited by 4 publications

(1 citation statement)

References 1 publication

Supporting

Mentioning

Contrasting

Unclassified

Order By: Relevance

“…Числові дослідження процесів, що протікають під час взаємодій стрибка ущільнення з пограничним шаром мають першочергове значення для розрахунку аеротермодинамічних характеристик ЛА методами комп'ютерного інжинірингу. Даній проблемі присвячені роботи [4,5], де наведено результати числового моделювання двовимірних течій із значними градієнтами тиску в широкому діапазоні параметрів набігаючого пото-ку та інтенсивності збурюючих факторів. Зокрема, досліджується структура турбулентного пограничного шару при його проходженні через одиночний стрибок ущільнення і систему стрибків ущільнення різної інтенсивності, розташованих на фіксованій відстані один від одного.…”

Section: аналіз попередніх дослідженьunclassified

Numerical Analysis of Two-Dimensional Problem of Supersonic Shock Wave Interaction With a Boundary Layer

Педченко¹,

Панов²,

Karvatskii³

et al. 2015

ISMC

View full text Add to dashboard Cite

Section: аналіз попередніх дослідженьunclassified

Numerical Analysis of Two-Dimensional Problem of Supersonic Shock Wave Interaction With a Boundary Layer

Педченко¹,

Панов²,

Karvatskii³

et al. 2015

ISMC

View full text Add to dashboard Cite

Aerogasdynamic investigations at the institute of theoretical and applied mechanics in the last decade

Levchenko¹,

Фомин²

1997

J Appl Mech Tech Phys

View full text Add to dashboard Cite

Numerical and experimental studies of 3D hypersonic inlet

Goldfeld

Nestoulia

2002

J. of Therm. Sci.

View full text Add to dashboard Cite

The results of numerical and experimental studies of a new configuration of 3D hypersonic inlet with the minimum throat area, which was called a convergent inlet, are presented in this paper. It is shown that the use of this inlet configuration allows one to reduce the drag and thermal protection of surfaces of a hypersonic engine within the entire range of flight velocities. The calculations were performed within the framework of inviscid gas model by the method of finite volumes. The flow and inlet characteristics, taking account of viscosity, were also calculated using the boundary layer equations. The experimental studies were performed within the Mach number range from 2 to 10.7 and Reynolds number based on the model inlet height of Re=l-5xl06. The results included the flow parameters on the external compression surface and in the inlet duct, the Mach number in the throat, the air flow rate, the total pressure recovery coefficient, the inlet drag, and the boundary layer characteristics on compression surfaces were determined, including the skin friction coefficients. These results are also compared with the data for traditional 2D inlets.

show abstract

Investigation of Compressible Turbulent Boundary Layer with Large Adverse Pressure Gradient

Cited by 4 publications

References 1 publication

Numerical Analysis of Two-Dimensional Problem of Supersonic Shock Wave Interaction With a Boundary Layer

Numerical Analysis of Two-Dimensional Problem of Supersonic Shock Wave Interaction With a Boundary Layer

Aerogasdynamic investigations at the institute of theoretical and applied mechanics in the last decade

Numerical and experimental studies of 3D hypersonic inlet

Contact Info

Product

Resources

About