The consideration about pressure on surface of cone shape in experiments of supersonic wind tunnel I

초음속풍동실험에서 원뿔형상의 표면에서 측정되는 압력에 대한 고찰 I

In this paper, the shock angle and effect had been compared with numerical data within supersonic area at an forebody such as missiles or an aircraft. By using supersonic wind tunnel in Seoul National University, The shock position and magnitude were measured in the model of cone shape according to mach number. The experiment had been conducted at mach number 2.0, 3.0, and 3.8. As a result, the shock position and magnitude are different from flow velocity, AOA, and AOS in some cases blockage effect had occurred.

이 논문은 전투기나 미사일 등의 전면부에서 음속이상의 속도로 날아갈 때 발생하는 충격파의 각도와 영향을 수치데이터와 비교한 논문이다. 서울대학교 초음속풍동을 이용하여 원뿔형 모델에 대해서 마하수를 다르게 하여 충격파의 위치와 크기를 측정하여 보았다. 마하수 2.0, 3.0, 그리고 3.8에 대해서 실험을 수행했다. 그 결과 충격파의 위치와 크기는 실험의 속도, 받음각, 사이드 슬립각에 따라서 다르고 때에 따라 blockage effect가 발생한다는 것을 확인했다.