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논문 기본 정보
- 자료유형
- 학술대회자료
- 저자정보
- 발행연도
- 2003.4
- 수록면
- 1,730 - 1,735 (6page)
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The plume-induced shock wave is a complex phenomenon, consisting of plume-induced boundary layer separation,
separated shear layer, multiple shock waves, and their interactions. The knowledge base of plume interference effect on
powered missiles and flight vehicles is not yet adequate to get an overall insight of the flow physics. Computational
studies are performed to better understand the flow physics of the plume-induced shock and separation particularly at high
plume to exit pressure ratio. Test model configurations are a simplified missile model and two rounded and porous
afterbodies to simulate moderately and highly underexpanded exhaust plumes at the transonic/supersonic speeds. The
result shows that the rounded afterbody and porous wall attached at the missile base can alleviate the plume-induced
shock wave phenomenon, and improve the control of the missile body.
separated shear layer, multiple shock waves, and their interactions. The knowledge base of plume interference effect on
powered missiles and flight vehicles is not yet adequate to get an overall insight of the flow physics. Computational
studies are performed to better understand the flow physics of the plume-induced shock and separation particularly at high
plume to exit pressure ratio. Test model configurations are a simplified missile model and two rounded and porous
afterbodies to simulate moderately and highly underexpanded exhaust plumes at the transonic/supersonic speeds. The
result shows that the rounded afterbody and porous wall attached at the missile base can alleviate the plume-induced
shock wave phenomenon, and improve the control of the missile body.
목차
Abstract
1. Introduction
2. Model Configuration
3. Numerical Simulations
4. Results and Discussion
5. Conclusions
References
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