Aerodynamik des Flugzeugs - aerodynamik.userweb.mwn.deaerodynamik.userweb.mwn.de/aerodynamik/K2_Folien.pdf · Aerodynamik des Flugzeugs Strömungssimulation in Windkanälen _____

Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik 1___________________________________________________________________________________________________________________

1. Einleitung

2. Strömungssimulation in Windkanälen

3. Numerische Strömungssimulation

4. Potentialströmungen

5. Tragflügel unendlicher Streckung in inkompressibler Strömung

(Profiltheorie)

6. Tragflügel endlicher Streckung in inkompressibler Strömung

7. Aerodynamik der Klappen und Leitwerke

8. Kompressible Strömungsmechanik (Gasdynamik)

9. Hochgeschwindigkeits‐Aerodynamik

10. Stabilität und Steuerbarkeit

Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik 2___________________________________________________________________________________________________________________

2 Experimentelle Strömungsmechanik

2.1 Erste Versuche: Otto Lilienthal, Gustaf Weißkopf und Gebr. Wright

2.2 Experimentelle Strömungssimulation

2.3 Ähnlichkeitsgesetze

2.4 Strömungssimulation in Windkanälen

2.5 Messtechnik

Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Erste Versuche: Lilienthal, Weißkopf, gebr. Wright 3___________________________________________________________________________________________________________________


AusgangslageIn einer sehr frühen Phase des Entwurfsprozesses wird bei der Entwicklung von Flugzeugen eine möglichst genaue mathematische Beschreibung des aerodynamischen und flugmechanischen Verhaltens des Flugzeugs benötigt

Ziel‐ Überprüfung der projektierten Flugleistungen ‐ Auslegung des Flugreglers

Vorgehensweise‐ Vorentwurfsverfahren (Handbuchverfahren, DATCOM, CFD)‐ Windkanaluntersuchungen



Aerial Steamer, Thomas Moy 1875 (Streit, 1988)



Otto Lilienthal, Doppeldecker (Lilienthal, 1889)



Rundlaufmaschine zur Vermessung der Kräfte an Profilen (Lilienthal, 1889)



G. Weißkopf mit seinem Fluggerät Nr. 21 (Streit, 1988)



Replika des Fluggeräts Nr. 21 von G. Weißkopf in Manching, 18.09.1997,Pilot: Horst Phillipp, DASA



Windkanal und Gleiter Nr. 3 der Gebr. Wright (Anderson, 1985)

Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Experimentelle Strömungssimulation 10___________________________________________________________________________________________________________________


GrundprinzipErstellung eines Modells des zu untersuchenden ObjektsUmströmung des Modells mit einem Fluid (Luft, Wasser, …)

Variante 1Modell ist in der Messstrecke fixiert und wird umströmt‐ Windkanal‐ Wasserkanal

Variante 2Modell wird durch die Messstrecke bewegt, Fluid befindet sich in Ruhe‐ Schleppkanal (Schiffsbau)‐ Katapultanlage (Vermessung von Wirbelschleppen)



KFZ‐Aerodynamik Fahrzeug kann in Originalgröße im Windkanal getestet werden Simulationsproblem im Bereich Fahrzeugunterboden und Straße Darstellung der Relativbewegung durch „rollenden Boden“

Ergebnis Kein Problem bei der Übertragbarkeit der Ergebnisse auf das Original Nur wenige unterschiedliche Konfigurationen Sehr kleine Envelope (Schiebewinkel) Inkompressibler Strömungsbereich Keine Abhängigkeit der Parameter von der Mach‐Zahl



Flugzeug‐Aerodynamik Flugzeug kann nicht in Originalgröße im Windkanal getestet werden

Ergebnis Untersuchung von maßstäblich verkleinerten Modellen Problem bei der Übertragbarkeit der Ergebnisse auf das Original Integration von Antriebssystemen schwierig Sehr viele unterschiedliche Konfigurationen (Kampfflugzeug) Sehr große Envelope (Anstellwinkel, Schiebewinkel, Rollwinkel, Mach‐Zahl) Kompressibler Strömungsbereich Abhängigkeit der Parameter von der Mach‐Zahl



NFAC (NASA Ames) 80 x 120 ft Niedergeschwindigkeitswindkanal



Untersuchung von Flugzeugen in Originalgröße

NFAC/NASA Ames (USA) T101 von TSAGI (RUS)

Problem

Zugänglichkeit für europäische Unternehmen Maximale Strömungsgeschwindigkeit: 50 ‐ 80 m/s (M = 0,15 – 0,25) Kontinuierliche Leistungsaufnahme des NFAC: ca. 100 Megawatt Erhöhung der Geschwindigkeit auf 680 m/s (M = 2,0) würde einer

Antriebsleistung von 251 Gigawatt entsprechen Installierte Kraftwerksleistung der Bundesrepublik Deutschland (2016):

213 Gigawatt

Ergebnis

Windkanäle mit kleineren Messstrecken Verwendung maßstäblich verkleinerter Modelle

Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Ähnlichkeitsgesetze 15___________________________________________________________________________________________________________________

2.3 Ähnlichkeitsgesetze

Übertragung der Ergebnisse von einem Untersuchungsobjekt auf das Original erfordert strömungsmechanische Ähnlichkeit

Alle Kraft und Energieanteile müssen maßstäblich abgebildet werden Ähnlichkeitsgesetze Theoretische Grundlagen: Buckingham ‐Theorem (1914)


2.3.1 Kraft‐ und Energieverhältnisse

Buckhingham‐‐Theorem Umformulierung einer Gleichung in der i dimensionsbehaftete Parameter

erscheinen, in eine Gleichung mit i-j dimensionslosen Parametern Hierbei beschreibt j die Anzahl der unabhängigen Basisgrößen Physikalische Basisgrößen

‐ Kraft‐ Länge‐ Masse‐ Zeit



Buckhingham‐‐Theorem Übertragung der experimentellen Ergebnisse erfordert mechanische

Ähnlichkeit der Strömungsfelder des Originals und des Modells Ähnlichkeit hinsichtlich

Geometrie Zeit Kraft Energie

Dimensionsanalyse Ähnlichkeitszahlen oder Kennzahlen



Kraft Auf die Masse bezogene Kraft

Kennzahl und Kraftverhältnis

Trägheitskraft~

Euler‐Zahl

~ ∙Reynolds‐Zahl

~∙

Froude‐Zahl

~ ∙Weber‐Zahl

~∙ ∙

Druckkraft~ ∙

Reibungskraft ~∙

Schwerkraft ~Kapillarkraft

~ ∙

Kennzahlen auf der Basis von Kräfteanteilen



Kennzahlen auf der Basis von Energieanteilen

Energie Spezifische Energieanteile

Kennzahl und Energieverhältnis

Wärmeleitung~

∙ ∆∙

Péclet‐Zahl

~∙ ∙ ∙ ∙

Eckert‐Zahl

~∙

∙ ∙ ∆ ∙ ∆ ∙1~ ∙ ∆

Fourier‐Zahl

~∙ ∙∙

Zweite Damköhler‐Zahl

~ . ∙∙ ∆

Konvektion~

∙ ∙ ∆

Reibung~

∙

Quellen, Senken ~

Instationäre Energieanteile ~

∙ ∆


2.3.2 Dimensionsanalyse

Strömungsmechanische Ähnlichkeit Übereinstimmung aller Kraft‐ und Energieverhältnisse im Strömungsfeld

des Originals und des Modells Vollständige Übereinstimmung nur für dem Maßstabsfaktor 1 möglich Index „O“: Original Index „M“: Modell Physikalische Basisgrößen ergeben Maßstabsfaktoren



Basisgröße Verhältnis Maßstab Maßstabsfaktor

Geometrie ∙ = Längenmaßstab2 = Flächenmaßstab3 = Volumenmaßstab

Zeit ∙ = Zeitmaßstab

Kraft ∙ = Kräftemaßstab

Masse ∙ = Massemaßstab

Dimensionen der Basisgrößen



Abgeleitete Basisgröße

Maßstabsfaktoren

Geschwindigkeit

Beschleunigung

Massenkraft ∙∙

Dimensionen der abgeleiteten Basisgrößen



Es liegen nur Massekräfte vor Maßstäbe , und frei wählbar

Berücksichtigung der Schwerkraft Am Modell und am Original wirkt die gleiche Erdbeschleunigung, gO = gM

∙∙

∙∙

Für Beschleunigungsvorgänge gilt gO = gM

1



Aufgrund der Proportionalität zwischen Masse, Gewicht und Volumen gilt

Daraus folgt

Lediglich ein Maßstabsfaktor ist frei wählbar



Berücksichtigung der der Reibungskräfte

1 1

Also

Widerspruch zu der Forderung

Vollständige mechanische Ähnlichkeit zwischen dem Strömungsfeld um das Original und dem Strömungsfeld um das Modell ist nur für die Triviallösung (Maßstabsfaktor = 1) möglich

Welche physikalischen Parameter liefern einen signifikanten Beitrag?



Reduzierung der Problematik auf die wichtigsten Kennzahlen

Froude‐Zahl Reynolds‐Zahl Mach‐Zahl


2.3.3 Froude‐Zahl

Froude‐Zahl beschreibt das Verhältnis von kinetischer und potentieller Energie in einer Strömung

Relevant bei Strömungen mit einer freien Oberfläche Schleppversuche im Wasserkanal Strömungen in offenen Gerinnen

Widerstand von Schiffsrümpfen, abhängig von Reibung zwischen Fluid und Körperoberfläche Reynolds‐Zahl Wellenausbildung im Fluid Froude‐Zahl


2.3.3 Froude‐Zahl

Simulationsproblem

Reynolds‐Zahl: ∙

Froude‐Zahl:∙

Gleichzeitige Darstellung beider Kennzahlen (O = M) Reynolds‐Zahlen: ∙ ∙

Froude‐Zahlen:

Gleichzeitige Darstellung beider Kennzahlen ist nur für die Triviallösung (Maßstabsfaktor = 1) möglich


2.3.3 Froude‐Zahl ‐ Flachwasseranalogie

Beschreibung der Strömungsverhältnisse in teilweise gefüllten Rohrleitungen und offenen Gerinnen

Freie Oberfläche und vorgegebener Massestrom

Kleine Strömungsgeschwindigkeit und hoher Pegelstand: Strömen Große Geschwindigkeit und kleiner Pegelstand: Schießen

Strömungsform abhängig von

Abflussgeschwindigkeit c Ausbreitungsgeschwindigkeit der Flachwasserwelle a(= Grundwellengeschwindigkeit)

Grundwellengeschwindigkeit

∙



Charakteristische Länge l zur Berechnung der Froude‐Zahl wird mit dem Pegelstand h gebildet

Froude‐Zahl

∙ ∙ Fr = 1

Ausbreitungsgeschwindigkeit der Grundwelle a identisch mit der Strömungsgeschwindigkeit c

Fr < 1Strömende Bewegung

Fr > 1Schießende Bewegung



Strömungen mit freier Oberfläche Druckänderungen werden in Form von Wellenbewegungen sichtbar Strömende Bewegung, c < a oder Fr < 1:

Wellenausbreitung stromaufwärts und stromabwärts möglich Schießende Bewegung, c > a oder Fr > 1:

Wellenausbreitung nur stromabwärts möglichKeine Wellenausbreitung stromaufwärts möglich

Beschleunigungsvorgang vom Strömen zum Schießen:Stetiger Prozess

Verzögerung der Strömung vom Schießen zum Strömen:Unstetiger Prozess = Wassersprung

Inkompressible Strömung mit freier OberflächeFr < 1: Kompressibles Fluid im Unterschall Fr > 1: Kompressibles Fluid im Überschall



Einfluss StrömungszustandReibung laminare Strömung

Re < RekritUmschlagpunkt

Re = Rekritturbulente StrömungRe > Rekrit

Schwere StrömenFr < 1

WassersprungFr = 1

SchießenFr > 1

Dichte‐änderung

UnterschallströmungM < 1

VerdichtungsstoßM = 1

ÜberschallströmungM > 1

Erscheinungsformen strömender Fluide, (Truckenbrodt, 1983)



Durchströmung eines Triebwerk‐Einlaufs bei Fr = 2,5Flachwasserkanal der Hochschule München


2.3.4 Mach‐Zahl

Die Mach‐Zahl beschreibt das Verhältnis der Strömungsgeschwindigkeit czur Schallgeschwindigkeit a in einem Strömungsfeld

Luft lässt sich näherungsweise als ideales Gas beschreiben Schallgeschwindigkeit a

∙ ∙mit

[ ‐ ] Isentropenexponent (Luft: = 1,4)

R [J/KgK] spezifische Gaskonstante (trockene Luft: R = 287,05 J/KgK)T [K] Temperatur

Mach‐Zahl

∙ ∙


2.3.4 Mach‐Zahl

Ideales Gas Temperaturabhängigkeit der spezifischen Wärmekapazitäten entfällt Beschreibung des Zusammenhangs zwischen Druck p, Dichte und

Temperatur T durch die Zustandsgleichung des idealen Gases p=RT

Reale Gase Forderung wird von allen einatomigen Gasen erfüllt Mehratomigen Gase erfüllen diese Bedingung näherungsweise für

280 < T < 1500 K und p < 200 bar


2.3.4 Mach‐Zahl

Physikalische Bedeutung Wird in zwei Strömungsfeldern die gleiche Mach‐Zahl erreicht, so gleichen

sich auch die kompressiblen Effekte Bis zu einer Strömungsgeschwindigkeit von ungefähr M = 0,3 spielen

kompressible Effekte bei Gasen keine besondere Rolle Kompressible Effekte: z.B. Verdichtungsstöße


2.3.5 Reynolds‐Zahl

Die Reynolds‐Zahl beschreibt das Verhältnis von Trägheitskräften in der Strömung zu den Zähigkeitskräften, die aufgrund der Reibungskräfte zwischen Fluid und Körperoberfläche auftreten

Definition

TrägheitskraftZähigkeitkraft

∙

Abbildung viskoser (= reibungsbedingte) Effekte im Experiment erfordern identische Reynolds‐Zahlen im Experiment und am Original

∙ , ∙ ,



Herleitung der Reynolds‐Zahl auf der Basis der Dimensionsanalyse

Definition der Reynolds‐Zahl

TrägheitskraftZähigkeitkraft

∙



Trägheitskraft∙ ∙ ∙

Analyse der Abhängigkeiten ~

~

also

~ ∙ ∙ ∙

Geschwindigkeit

~

Trägheitskraft~ ∙ ∙

oder∙ ∙ ∙



Reibungskraft

∙ ∙ ∙

Analyse der Abhängigkeiten~

~

also

~ ∙ ∙ ∙ ∙

oder∙ ∙ ∙



Kräfteverhältnis

∙∙ ∙∙ ∙ ∙

∙ ∙∙∙

Forderung gleicher Reynolds‐Zahlen an Original und Modell

∙ ∙


2.3.6 Simulationsproblematik bei zu kleiner Reynolds‐Zahl

Flugzeug‐Aerodynamik

Untersuchungsobjekte können nicht im Maßstab 1:1 getestet werden

Abbildung kompressibler Effekte Ähnlichkeit der Mach‐Zahlen

Abbildung viskoser Effekte Ähnlichkeit der Reynolds‐Zahlen



Duplizierung der Mach‐Zahl

∙ ∙ ∙ ∙

Windkanal wird mit Luft betrieben: Isentropenexponent, Gaskonstante

Temperaturen sind in beiden Fällen ähnlich: Schallgeschwindigkeit

Strömungsgeschwindigkeiten am Original und Modell sind identisch



Duplizierung der Reynolds‐Zahl

Windkanal wird mit Luft betrieben: Viskositäten in beiden Fällen ähnlich

Bei gleicher Mach‐Zahl gilt bereits

Forderung gleicher Reynolds‐Zahlen an Original und Modell

∙ ∙

Reynolds‐Zahl ist um den Modell‐Maßstabsfaktor ⁄ zu klein



Druckerhöhung∙ ∙ ∙

Absenken der Temperatur (Kryogen‐Windkanäle) Dynamische Viskosität: Sutherland‐Gleichung für Luft

1,458 ∙ 10 ∙,

110,4



Was tun, wenn das Budget für den Kryogen‐Versuch nicht reicht?

Relevant für den Reibungswiderstand ist die räumliche Verteilung von

laminarer und turbulenter Grenzschicht

Bei identischer Reynolds‐Zahl an Original und Modell stellt sich diese

Verteilung automatisch ein

Bei zu kleiner Reynolds‐Zahl am Modell häufig nur laminare Grenzschicht

Bei Kenntnis der Transitionslinie kann der Umschlag laminar/turbulent an

dieser Linie erzwungen werden

Aufbringen einer künstlichen Rauigkeit (= Stolperdraht) am Modell





Transitionsstreifen (dots) am Seitenleitwerk eines Windkanalmodells (EADS)



Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 50___________________________________________________________________________________________________________________

2.4 Strömungssimulation in Windkanälen

Windkanal vs. CFD Erstellung eines Aero‐Data‐Moduls oder eines aerodynamischen

Datensatzes zur mathematischen Modellierung der Aerodynamik eines Flugzeugs erfordert in Abhängigkeit von der Komplexität der Konfiguration 104 ‐ 105 Polaren

Messung einer Polare ‐10° < < +40° mit einer Auflösung von = 1° mit 50 Messpunkten 1 Minute im Windkanal

Berechnung eines Punktes mittels CFD Mehrere Stunden Berechnung einer Polare mit 50 Punkten Mehre Wochen Berechnung eines vollständigen Aero‐Data‐Moduls mit 104 ‐ 105 Polaren

mehrere Jahrhunderte


2.4.1 Betriebsbereiche von Windkanälen

Niedergeschwindigkeitsbereich (M < 0,3)

Transsonik‐Geschwindigkeitsbereich (0,8 < M < 1,2)

Überschall‐Geschwindigkeitsbereich (1,5 < M < 2,5)

Hyperschall‐Geschwindigkeitsbereich (M > 4,5)



Niedergeschwindigkeitsbereich (M < 0,3)

Weltweit große Anzahl an Simulationsanlagen

Laminar‐Windkanal der Universität Stuttgart

Deutsch‐niederländischer Windkanalverbund DNW

Niedergeschwindigkeits‐Windkanal Braunschweig NWB, Messtreckenquerschnitt: 3,25m x 2,8m

LLF des DNW in Marknesse (Niederlanden),Messtreckenquerschnitt: 9m x 9m



Transsonik‐Geschwindigkeitsbereich (0,4 …. 0,8 < M < 1,2)

Europa ETW, Köln (Kryogen‐Kanal): Messtreckenquerschnitt: 2,4m x 2,0m HST des DNW, Amsterdam: Messtreckenquerschnitt: 2,0m x 1,8m ARA, Bedford, UK: Messtreckenquerschnitt von 2,74m x 2,44m S1MA ONERA, Modane‐Avrieux, Frankreich bis M < 1,0:

Messstreckendurchmesser 8 m USA

CALSPAN, N.Y., USA: Messstreckenquerschnitt von 2,44m x 2,44m



Überschall‐Geschwindigkeitsbereich (1,5 < M < 2,5)

Europa

S2MA ONERA, Modane‐Avrieux, Frankreich (0,1 < M < 3,0)

Kontinuierlicher Betrieb

TWG des DNW, Göttingen (0,3 < M < 2,2)

Messstreckenquerschnitt: 1m x 1m

Keine Untersuchung vollständiger Flugzeugkonfiguration möglich

Kontinuierlicher Betrieb



Hyperschall‐Geschwindigkeitsbereich (M > 4,5)

Große Anzahl von Versuchsanlagen aufgrund der Forschungsaktivitäten in Frankreich und Deutschland in den 60er bis 70er‐Jahren sowie in den 80er bis 90er‐Jahren des letzten Jahrhunderts

Unterscheidung zwischen „Kalten“ blow‐down‐Kanälen: Betriebszeit mehre Sekunden

z.B. S4MA ONERA in Modane‐Avrieux, FrankreichKraft‐ und Momentenmessungen

„Heißen“ Stoßwellen‐Kanälen: Betriebszeit ca. eine Millisekundez.B. F4 ONERA in Le Faugy‐Mauzac, Frankreich oder HEG DLR‐GöttingenSimulation von Realgas‐Effekten, Optische Messtechniken (PSP, LIF), Druck‐ und Temperaturverteilungen, Wärmeübergangsmessungen


2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen

Bauart eines Windkanals ist abhängig von

Zu simulierende Versuchsbedingungen

Größe des Untersuchungsobjekts

Geschwindigkeitsbereich

Erforderliche Messzeit

Strömungsqualität

Kosten in Abhängigkeit von dem erforderlichen Energie‐ und

Personalaufwand zum Betrieb des Windkanals



Kanal Göttinger Bauart Konstruktionsprinzip eines Windkanals mit geschlossenem Kreislauf und

kontinuierlichem Betrieb Erste Realisierung am 07.03.1917 in Göttingen durch Ludwig Prandtl, in

der Modellversuchsanstalt für Aerodynamik als Teil der Kaiser‐Wilhelm‐Gesellschaft

Später umbenannt in Aerodynamischen Versuchsanstalt (AVA) Nach dem zweiten Weltkrieg: Deutsche Forschungs‐ und Versuchsanstalt

für Luft‐ und Raumfahrttechnik (DFVLR) Seit 1989 Umbenennung in

Deutsche Zentrum für Luft‐ und Raumfahrttechnik (DLR)



Kanal Göttinger Bauart

Göttinger Niedergeschwindigkeitswindkanal 1920 (Wuest, 1991)



Kanal Göttinger Bauart: S1MA – ONERA, Modane Avrieux, Frankreich









Kanal Göttinger Bauart: Mach‐2 Supersonic Transonic Wind Tunnel S‐1 (VKI)

Mach‐2 Überschall‐ und Transsonik‐Windkanal S1 (VKI)



Eiffel‐Windkanal

Laminarwindkanal, Institut für Aerodynamik und Gasdynamik (IAG), Universität Stuttgart



Blow‐down‐Kanal Kanaltyp ist nicht für einen kontinuierlichen Betrieb geeignet Messzeit hängt von der Größe des Druckspeichers ab Druckluft wird von einem Speicher zu einer Beruhigungskammer geführt,

expandiert und beschleunigt in einer Düse in die Messstrecke Verzögerung der Strömung in einem Diffusor Ausströmen in die freie Umgebung Bei Geschwindigkeiten größer als M = 4,5 ist eine Aufheizung vor der

Expansion erforderlich Geeignet für Kraft‐ und Momentenmessungen



Blow‐down‐Kanal: Mach 3,5 Supersonic Wind Tunnel S‐4 (VKI)

Mach‐3,5 Überschall‐Windkanal S4 (VKI)



Blow‐down‐Kanal: Hypersonic Wind Tunnel H‐3 (VKI)

Mach‐6 Hyperschall‐Windkanal H3 (VKI)



Stoßwellen‐Kanal Simulation von Energiedichten der Wiedereintrittsphase Simulation von Real‐Gas‐Effekten

Dissoziation und Rekombination mehratomiger Moleküle Anregung der inneren Freiheitsgrade

Druck‐ und Temperaturerhöhung zur Generierung der Stoßwelle Zündung eines Lichtbogens (F4 ONERA, Le Fauga‐Mauzac) Aufheizung und Bedruckung eines Kompressionsrohrs (LENS, Buffalo,

USA) Kompression mithilfe eines Kolbens (HEG, DLR Göttingen)

Kurzzeitmessungen (ca. eine Milliskunde) Messung von Druck‐ und Temperaturverteilungen, Wärmeübergänge


Hochenthalpie‐Kanal‐Göttingen (HEG), DLR‐Gö

Hochenthalpie‐Kanal‐Göttingen (HEG), DLR‐Göttingen



Stoßwellen‐Kanal










Stoßwellen‐Diagramm

Messzeit

vordere Expansionswelle

vorlaufender Stoß

Treibgas/Testgas-Trennfläche

TestgasTreibgas

instationärerExpansionsfächer

Zeit

Laufstrecke

Kompressionsrohr Stoßrohr Düse

Membran


2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen ‐Wasserkanal

Wasserkanal (MBB)





Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 76___________________________________________________________________________________________________________________

2.5 Messtechnik

Versuchsziele: Statische Kräfte und Momente, die auf das Modell wirken Dynamische Kräfte und Momente, die auf das Modell wirken Druckverteilungen auf der Modelloberfläche Temperaturverteilungen zur Bestimmung des Wärmeübergangs Analyse des Strömungsfeldes im Nahbereich des Modells Analyse von Wirbelschleppen im Nachlauf des Modells Triebwerk‐Einlaufmessungen


2.5 Messtechnik – Windkanalmodelle: 6 Komponentenmessung

Mako – Hochgeschwindigkeitsmodell, HST‐DNW Amsterdam


2.5 Messtechnik ‐Windkanalmodelle: 6 Komponentenmessung

EF‐2000 Hochgeschwindigkeitsmodell (1:15), CALSPAN Buffalo, USA


2.5 Messtechnik ‐Windkanalmodelle: 6 Komponentenmessung

EF‐2000 Hochgeschwindigkeitsmodell (1:15)


2.5 Messtechnik ‐Windkanalmodelle

TST Alpha‐JetKryomodell im DNW‐KKK

EF2000 Vorkörpermodell (1:1)ADS‐Messung im DNW‐LLF


2.5 Messtechnik ‐Windkanalmodelle

ÖlanstrichbildM=0.95 and =20°

ÖlanstrichbildM=0.95 and =24°


2.5 Messtechnik – Windkanalmodelle: Triebwerkseinlauf

EinlaufmodellDruckrückgewinn/ Überlaufwiderstand/ Gleichmäßigkeit

HeckmodellHeckwiderstandBuffet

TW‐Lufteinlauf

- Var. Geometrie- Grenzschicht-Absaugung

- Einlaufleistung- Vorkörperkontur

Hilfseinlauf

- Position - Größe

Kompatibilität

- Distortion- Drall- Lasten- Gegenseitige

Beeinflussung

Heck

- Var. Geometrie- Schubumkehr- Heckwiderstand- Schubvektor-

steuerung


2.5 Messtechnik – Windkanalmodelle: Triebwerkseinlauf

• Druckrückgewinn• Einlaufwiderstand• Totaldruckstörung

(stationär, instationär)• Drall• Grenzschichtabsaugung• Massestrom

Einlaufmodell(schematisch)


2.5.1 Kraft‐ und Momentenmessung ‐ Gesamtlasten

Modell einer Transall C‐160 – Externe Waage Niedergeschwindigkeitskanal der Hochschule München



Eurofighter‐Modell im Transsonik‐Windkanal von CALSPAN, Buffalo, USA



Interner Waage und Heckstielaufhängung


2.5.1 Kraft‐ und Momentenmessung ‐ Schnittlasten, Außenlasten

Außenlastwaage für das Modell (1:15) einer Luft‐Boden‐Waffe


2.5.2 Druckmessung

Hauptwaage Gesamtlasten (drei Kräfte, drei Momente) Aerodynamische Beiwerte (Cx, Cy, Cz, Cl, Cm, Cn) der

Gesamtkonfiguration Teillastwaage, Schnittlasten

Leitwerk, Triebwerkspylon Außenlasten (Tanks, Waffen, ….)

Belastungsmechanik erfordert Kenntnis der Lastverteilung Tragflügel Rumpf

Messung der flächigen Druckverteilung


2.5.2 Druckmessung

Messung der flächigen Druckverteilung: Diskrete Druckmessstellen Statische Wanddrücke Dynamische Wanddrücke

Erfassung einer Oberflächendruckverteilung erfordert bis zu 1000

Druckmessstellen

Erheblicher Fertigungs‐, Instrumentierungs‐ und Kalibrieraufwand

Bau eines eigenen Modells zur Druckmessung


2.5.2 Druckmessung

PSI‐Modul (MBB)


2.5.2 Druckmessung

Bestimmung der Strömungsrichtung: 5‐Lochsonde (MBB)


2.5.3 Temperaturmessung

Hermes Hyperschallmodell (1:30)


2.5.3 Temperaturmessung ‐ Dünnfilm‐Widerstandsthermometer

d = 1,6 mm

l = 3,2 mmPyrex

Platinfarbe

konturierte Oberfläche

Leiterbahnen

Dünnfilm‐Widerstandsthermometer (Wittliff, 1984)


2.5.3 Temperaturmessung ‐ Koaxial‐Element

Koaxial‐Thermoelemente (Trimmer, 1973)

h = 7 mm

d = 1,6 mm Modell-Außenseite

Modell-Innenseite

Konstantan

Chromel Konstantan

2- oder 3-Draht-Element

h = 7 mm

d = 1,6 mm Modell-Außenseite

Modell-Innenseite

Konstantan

Chromel Konstantan

1-Draht-Element


2.5.3 Temperaturmessung ‐ Berechnung des Wärmeübergangs

Halbunendlicher Körper, konstante thermische Stoffgrößen , cp und

∙ ∙ ∙

Vernachlässigung der lateralen Wärmeleitung

∙ ∙ ∙

Wandtemperatur

1∙ ∙ ∙

∙


2.5.3 Temperaturmessung ‐ Berechnung des Wärmeübergangs

Wärmeübergang

∙ ∙∙

bzw.

∙ ∙∙ ,


2.5.4 Dynamische Messtechnik

Fixierung des Modells in der Messtrecke (6‐Komponentenmessung) ermöglicht die Messung statischer Lasten zur Bestimmung statischer Derivativa (CA, CW, Cm, …)

Aerodynamisches Modell erfordert jedoch zusätzlich dynamische Derivativa, z.B. Rolldämpfung Cl,p

Rolldämpfung Änderung des Rollmoments in Abhängigkeit von der Drehrate um die

Flugzeuglängsachse (x‐Achse)dd ∗

Drehrate ist p dimensionsbehaftet Berechnung der Rolldämpfung Clp mit dimensionsloser Drehrate p*

∗ ∙2 ∙


2.5.4 Dynamische Messtechnik ‐ Rolldämpfung

Rolldämpfung, (Hünecke, 1998)


2.5.4 Dynamische Messtechnik – Roll‐ und Trudelkanal

Dynamisches Modell Bihrle Applied Research

Neuburg/Donau

xf

yf

zf


2.5.4 Dynamische Messtechnik –Rotation


2.5.4 Dynamische Messtechnik –Oszillation


2.5.4 Dynamische Messtechnik – Kombinierte Oszillation und Rotation


2.5.5 Optische Messtechnik ‐ Doppler Global Velocimetry DGV

Optische MesszelleDruckmessrechen


2.5.5 Optische Messtechnik ‐ Doppler Global Velocimetry DGV

Optische MesszelleDruckmessrechen

Strömungswinkel Totaldruck Isobaren Strömungswinkel + Geschwindigkeit

Druckmodul

Intakelookingaft

Schnittstelle Einlauf/Triebwerk Vor Einlauf-Ansaugquerschnitt

Optische Meßtechnik (DGV)

20 - 40

20

Modelloberfläche

Aktive Schicht

Deckschicht

UV-LichtO2 Lumineszenz

Phosphoreszenz

(10 - 4 - 1 s)

Fluoreszenz

10 - 9 - 10 - 5 s)

(in einem transparenten Polymer)

Prinzip des optischen Sensors (Binärfarbe)

Druckempfindliche Moleküle Referenzmoleküle

(10 - 9

DLR

2.5.5 Optische Meßtechnik – PSP

CCD1

CCD2

500 MHz

Camera boards

Synch. board

PC1

PC2

WS

flash

lam

p

flash lamp

flash

lam

p

PSP Versuchsanordnung im transsonischen Windkanal DNW/HST Mehrfach CCD-Kameras, Beleuchtung und Datenerfassung

flash lamp

CCD5

CCD6

CC

D8C

CD7

CC

D 3C

CD 4

2-d auf 3-d Umrechnung

ToPasToPas


Mako Hochgeschwindigkeitsmodell360° PSP Druckverteilung -

highlow pressure



2.5.5 Optische Messtechnik ‐ Pressure Sensitive Paint (PSP)

Selbstleuchtende Folie auf Flügel‐Hinterkantenklappe


2.5.5 Optische Messtechnik ‐ Pressure Sensitive Paint (PSP)

Aufgesprühte selbstleuchtende Schicht


2.5.6 Windkanalkorrekturen

Modellaufhängung Modell bewegt sich nicht frei durch die Atmosphäre Aufhängevorrichtung verändert die Druckverteilung am Modell Heckstielaufhängung verfälscht Modellgeometrie im Heckbereich Korrektur durch Verwendung

von „Z‐Stielen“ und Bauchaufhängung



Triebwerkssimulation Energieversorgung der Modelltriebwerke erfordert Kraft‐ und Momenten‐

freie Zuführung der Versorgungsleitungen über die Hauptwaage Häufig keine Triebwerksimulation aufgrund des kleinen Modellmaßstabs

möglich Nachbildung durchströmten Triebwerkkanals ohne Triebwerk Bestimmung des internen Durchflusswiderstand über Druckmessrechen

im Düsenaustrittsquerschnitt Erfassung der aerodynamischen Parameter der Einlaufströmung bei im

Rumpf integrierten Triebwerken bildet eine eigenständige Kategorie von Windkanalversuchen (Einlauf‐Messtechnik)



Messstreckenwände Einfluss der Messstreckenwände ist abhängig von dem betrachteten

Geschwindigkeitsbereich Unterschall

Störungen wirken auch stromaufwärts Korrektur des Wandeinflusses erfordert Berücksichtigung der

Versperrung und die Ablenkung der Stromlinien Transsonik‐ und Überschallbereich

Verfälschung der Kraftmessung durch stoßinduzierte Druckverteilung Messstrecken verfügen über Entlüftungen in Form von perforierten

oder geschlitzten Wänden Hyperschall

Stoßfronten liegen wieder näher an der Körperoberfläche Reflektierte Stöße treffen nicht mehr auf das Modell



Gradient von Druck und Mach‐Zahl in der Messstrecke Windkanäle können aufgrund einer nicht optimal ausgelegten Düse oder

durch entsprechende Grenzschichtverhältnisse an den Messstrecken‐wänden einen axialen Druckgradienten aufweisen

Druckgradient führt zu einem Schwimmwiderstand (buoyancy) Einfluss des Druckgradienten, ebenso wie ein potentieller Gradient in der

Machzahl wird durch eine Kalibrierung der Messstrecke erfasst und bei der Datenauswertung berücksichtigt

Literaturhinweis• Pope A., Barlow J.B., Kassaee A., Rae W.H. (2015): Low‐Speed Wind Tunnel

Testing, John Wiley and Sons Ltd; 4th revised edition• Pope A., Goin R.L. (1978): High Speed Wind Tunnel Testing, R. E. Krieger

Pub. Co., Huntington, N.Y.

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