Three-dimensional inviscid supersonic flow past the compression side of a delta wing with an angle of attack has been numerically solved using a Russian-developed BVLR method. The delta wing considered in this report are of two type of configuration : a flat plate delta wing with curvilinear leading edge, and a delta wing of straight leading edge having streamwise lenticular crosssection and spanwise double wedge crosssection.
The flow properties on an initial plane, which are needed to initiate the flow calculation, have been determined with substantial accuracy through an iterative procedure which make use of the fact that airfoil geometry becomes simplified near the vertex of delta wing.
The pressure curves and shock profiles have been determined for varing free-stream Mach number, sweep-back angle, thickness ratio and angle of attack. Comparision with other literature has been made for the case of the flat-plate delta wing which has straight leading edge and for the case of a double-wedge delta wing having constant streamwise slope. The agreement has turned out very good.
3차원 비점성 초음속 유동이 델타형 날개의 압축면을 지나갈 때의 흐름을 러시아에서 개발된 BVLR 방법에 의하여 수치 해를 구하였다. 본 논문에서 다룬 델타형 날개의 형태는 다음과 같다. 곡선형의 앞전을 가지는 평판 델타형 날개와 직선의 앞전을 가지며 날개 대칭면의 단면이 볼록 렌즈의 형태이고 날개 SPAN 방향의 단면이 다이어먼드 형태인 날개이다.
유동 계산을 위한 초기치 평면에서의 유동 요소들은 델타형 날개의 모양을 날개앞 꼭지점에서의 형태를 단순화하여 반복 계산하는 방법에 의하여 원하는 정확도 내에서 계산해 낼수 있다.
본 논문에서는 비행 마하수, 날개의 후퇴각, THICKNESS RATIO 및 앙각의 변화에 따른 압력 곡선 및 충격파의 형태를 구하였다. 또한 사용한 방법의 정확성을 알아 보기위하여 평판 델타형 날개및 DOUBLEWEDGE 델타형 날개에 대하여 수치해를 구해서 다른 논문의 결과와 비교하여 본 결과 이 두가지 경우 모두 상당히 잘 일치 하고 있다.
