Aerodynamik des Flugzeugs -...
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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
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2.1 Erste Versuche: Otto Lilienthal, Gustaf Weißkopf und Gebr. Wright
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
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2.1 Erste Versuche: Otto Lilienthal, Gustaf Weißkopf und Gebr. Wright
Aerial Steamer, Thomas Moy 1875 (Streit, 1988)
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2.1 Erste Versuche: Otto Lilienthal, Gustaf Weißkopf und Gebr. Wright
Otto Lilienthal, Doppeldecker (Lilienthal, 1889)
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2.1 Erste Versuche: Otto Lilienthal, Gustaf Weißkopf und Gebr. Wright
Rundlaufmaschine zur Vermessung der Kräfte an Profilen (Lilienthal, 1889)
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2.1 Erste Versuche: Otto Lilienthal, Gustaf Weißkopf und Gebr. Wright
G. Weißkopf mit seinem Fluggerät Nr. 21 (Streit, 1988)
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2.1 Erste Versuche: Otto Lilienthal, Gustaf Weißkopf und Gebr. Wright
Replika des Fluggeräts Nr. 21 von G. Weißkopf in Manching, 18.09.1997,Pilot: Horst Phillipp, DASA
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2.1 Erste Versuche: Otto Lilienthal, Gustaf Weißkopf und Gebr. Wright
Windkanal und Gleiter Nr. 3 der Gebr. Wright (Anderson, 1985)
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2.2 Experimentelle Strömungssimulation
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)
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2.2 Experimentelle Strömungssimulation
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
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2.2 Experimentelle Strömungssimulation
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
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2.2 Experimentelle Strömungssimulation
NFAC (NASA Ames) 80 x 120 ft Niedergeschwindigkeitswindkanal
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2.2 Experimentelle Strömungssimulation
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
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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)
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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
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2.3.1 Kraft‐ und Energieverhältnisse
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
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2.3.1 Kraft‐ und Energieverhältnisse
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
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2.3.1 Kraft‐ und Energieverhältnisse
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 ~
∙ ∆
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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
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2.3.2 Dimensionsanalyse
Basisgröße Verhältnis Maßstab Maßstabsfaktor
Geometrie ∙ = Längenmaßstab2 = Flächenmaßstab3 = Volumenmaßstab
Zeit ∙ = Zeitmaßstab
Kraft ∙ = Kräftemaßstab
Masse ∙ = Massemaßstab
Dimensionen der Basisgrößen
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2.3.2 Dimensionsanalyse
Abgeleitete Basisgröße
Maßstabsfaktoren
Geschwindigkeit
Beschleunigung
Massenkraft ∙∙
Dimensionen der abgeleiteten Basisgrößen
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2.3.2 Dimensionsanalyse
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
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2.3.2 Dimensionsanalyse
Aufgrund der Proportionalität zwischen Masse, Gewicht und Volumen gilt
Daraus folgt
Lediglich ein Maßstabsfaktor ist frei wählbar
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2.3.2 Dimensionsanalyse
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?
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2.3.2 Dimensionsanalyse
Reduzierung der Problematik auf die wichtigsten Kennzahlen
Froude‐Zahl Reynolds‐Zahl Mach‐Zahl
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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
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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
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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
∙
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2.3.3 Froude‐Zahl ‐ Flachwasseranalogie
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
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2.3.3 Froude‐Zahl ‐ Flachwasseranalogie
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
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2.3.3 Froude‐Zahl ‐ Flachwasseranalogie
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)
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2.3.3 Froude‐Zahl ‐ Flachwasseranalogie
Durchströmung eines Triebwerk‐Einlaufs bei Fr = 2,5Flachwasserkanal der Hochschule München
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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
∙ ∙
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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
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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
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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
∙ , ∙ ,
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2.3.5 Reynolds‐Zahl
Herleitung der Reynolds‐Zahl auf der Basis der Dimensionsanalyse
Definition der Reynolds‐Zahl
TrägheitskraftZähigkeitkraft
∙
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2.3.5 Reynolds‐Zahl
Trägheitskraft∙ ∙ ∙
Analyse der Abhängigkeiten ~
~
also
~ ∙ ∙ ∙
Geschwindigkeit
~
Trägheitskraft~ ∙ ∙
oder∙ ∙ ∙
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Ähnlichkeitsgesetze 40___________________________________________________________________________________________________________________
2.3.5 Reynolds‐Zahl
Reibungskraft
∙ ∙ ∙
Analyse der Abhängigkeiten~
~
also
~ ∙ ∙ ∙ ∙
oder∙ ∙ ∙
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Ähnlichkeitsgesetze 41___________________________________________________________________________________________________________________
2.3.5 Reynolds‐Zahl
Kräfteverhältnis
∙∙ ∙∙ ∙ ∙
∙ ∙∙∙
Forderung gleicher Reynolds‐Zahlen an Original und Modell
∙ ∙
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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
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Ähnlichkeitsgesetze 43___________________________________________________________________________________________________________________
2.3.6 Simulationsproblematik bei zu kleiner Reynolds‐Zahl
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
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2.3.6 Simulationsproblematik bei zu kleiner Reynolds‐Zahl
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
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Ähnlichkeitsgesetze 45___________________________________________________________________________________________________________________
2.3.6 Simulationsproblematik bei zu kleiner Reynolds‐Zahl
Druckerhöhung∙ ∙ ∙
Absenken der Temperatur (Kryogen‐Windkanäle) Dynamische Viskosität: Sutherland‐Gleichung für Luft
1,458 ∙ 10 ∙,
110,4
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Ähnlichkeitsgesetze 46___________________________________________________________________________________________________________________
2.3.6 Simulationsproblematik bei zu kleiner Reynolds‐Zahl
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
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Ähnlichkeitsgesetze 47___________________________________________________________________________________________________________________
2.3.6 Simulationsproblematik bei zu kleiner Reynolds‐Zahl
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Ähnlichkeitsgesetze 48___________________________________________________________________________________________________________________
2.3.6 Simulationsproblematik bei zu kleiner Reynolds‐Zahl
Transitionsstreifen (dots) am Seitenleitwerk eines Windkanalmodells (EADS)
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Ähnlichkeitsgesetze 49___________________________________________________________________________________________________________________
2.3.6 Simulationsproblematik bei zu kleiner Reynolds‐Zahl
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
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 51___________________________________________________________________________________________________________________
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)
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 52___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.1 Betriebsbereiche von Windkanälen
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
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2.4.1 Betriebsbereiche von Windkanälen
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
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2.4.1 Betriebsbereiche von Windkanälen
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
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 55___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.1 Betriebsbereiche von Windkanälen
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
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 56___________________________________________________________________________________________________________________
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
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 57___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen
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)
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 58___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen
Kanal Göttinger Bauart
Göttinger Niedergeschwindigkeitswindkanal 1920 (Wuest, 1991)
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 59___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen
Kanal Göttinger Bauart: S1MA – ONERA, Modane Avrieux, Frankreich
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 60___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen
Kanal Göttinger Bauart: S1MA – ONERA, Modane Avrieux, Frankreich
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 61___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen
Kanal Göttinger Bauart: S1MA – ONERA, Modane Avrieux, Frankreich
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 62___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen
Kanal Göttinger Bauart: Mach‐2 Supersonic Transonic Wind Tunnel S‐1 (VKI)
Mach‐2 Überschall‐ und Transsonik‐Windkanal S1 (VKI)
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2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen
Eiffel‐Windkanal
Laminarwindkanal, Institut für Aerodynamik und Gasdynamik (IAG), Universität Stuttgart
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2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen
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
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2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen
Blow‐down‐Kanal: Mach 3,5 Supersonic Wind Tunnel S‐4 (VKI)
Mach‐3,5 Überschall‐Windkanal S4 (VKI)
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2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen
Blow‐down‐Kanal: Hypersonic Wind Tunnel H‐3 (VKI)
Mach‐6 Hyperschall‐Windkanal H3 (VKI)
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 67___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen
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
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Hochenthalpie‐Kanal‐Göttingen (HEG), DLR‐Gö
Hochenthalpie‐Kanal‐Göttingen (HEG), DLR‐Göttingen
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 69___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen
Stoßwellen‐Kanal
Hochenthalpie‐Kanal‐Göttingen (HEG), DLR‐Göttingen
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 70___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen
Hochenthalpie‐Kanal‐Göttingen (HEG), DLR‐Göttingen
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 71___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen
Hochenthalpie‐Kanal‐Göttingen (HEG), DLR‐Göttingen
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 72___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen
Stoßwellen‐Diagramm
Messzeit
vordere Expansionswelle
vorlaufender Stoß
Treibgas/Testgas-Trennfläche
TestgasTreibgas
instationärerExpansionsfächer
Zeit
Laufstrecke
Kompressionsrohr Stoßrohr Düse
Membran
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 73___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen ‐Wasserkanal
Wasserkanal (MBB)
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 74___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen ‐Wasserkanal
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Strömungssimulation in Windkanälen 75___________________________________________________________________________________________________________________
2.4.2 Konstruktionsprinzipien von Windkanälen ‐Wasserkanal
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
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 77___________________________________________________________________________________________________________________
2.5 Messtechnik – Windkanalmodelle: 6 Komponentenmessung
Mako – Hochgeschwindigkeitsmodell, HST‐DNW Amsterdam
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 78___________________________________________________________________________________________________________________
2.5 Messtechnik ‐Windkanalmodelle: 6 Komponentenmessung
EF‐2000 Hochgeschwindigkeitsmodell (1:15), CALSPAN Buffalo, USA
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 79___________________________________________________________________________________________________________________
2.5 Messtechnik ‐Windkanalmodelle: 6 Komponentenmessung
EF‐2000 Hochgeschwindigkeitsmodell (1:15)
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 80___________________________________________________________________________________________________________________
2.5 Messtechnik ‐Windkanalmodelle
TST Alpha‐JetKryomodell im DNW‐KKK
EF2000 Vorkörpermodell (1:1)ADS‐Messung im DNW‐LLF
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 81___________________________________________________________________________________________________________________
2.5 Messtechnik ‐Windkanalmodelle
ÖlanstrichbildM=0.95 and =20°
ÖlanstrichbildM=0.95 and =24°
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 82___________________________________________________________________________________________________________________
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
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 83___________________________________________________________________________________________________________________
2.5 Messtechnik – Windkanalmodelle: Triebwerkseinlauf
• Druckrückgewinn• Einlaufwiderstand• Totaldruckstörung
(stationär, instationär)• Drall• Grenzschichtabsaugung• Massestrom
Einlaufmodell(schematisch)
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 84___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.1 Kraft‐ und Momentenmessung ‐ Gesamtlasten
Modell einer Transall C‐160 – Externe Waage Niedergeschwindigkeitskanal der Hochschule München
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 85___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.1 Kraft‐ und Momentenmessung ‐ Gesamtlasten
Eurofighter‐Modell im Transsonik‐Windkanal von CALSPAN, Buffalo, USA
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 86___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.1 Kraft‐ und Momentenmessung ‐ Gesamtlasten
Interner Waage und Heckstielaufhängung
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 87___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.1 Kraft‐ und Momentenmessung ‐ Schnittlasten, Außenlasten
Außenlastwaage für das Modell (1:15) einer Luft‐Boden‐Waffe
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 88___________________________________________________________________________________________________________________
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
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 89___________________________________________________________________________________________________________________
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
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 90___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.2 Druckmessung
PSI‐Modul (MBB)
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 91___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.2 Druckmessung
Bestimmung der Strömungsrichtung: 5‐Lochsonde (MBB)
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 92___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.3 Temperaturmessung
Hermes Hyperschallmodell (1:30)
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 93___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.3 Temperaturmessung ‐ Dünnfilm‐Widerstandsthermometer
d = 1,6 mm
l = 3,2 mmPyrex
Platinfarbe
konturierte Oberfläche
Leiterbahnen
Dünnfilm‐Widerstandsthermometer (Wittliff, 1984)
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 94___________________________________________________________________________________________________________________
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
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 95___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.3 Temperaturmessung ‐ Berechnung des Wärmeübergangs
Halbunendlicher Körper, konstante thermische Stoffgrößen , cp und
∙ ∙ ∙
Vernachlässigung der lateralen Wärmeleitung
∙ ∙ ∙
Wandtemperatur
1∙ ∙ ∙
∙
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 96___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.3 Temperaturmessung ‐ Berechnung des Wärmeübergangs
Wärmeübergang
∙ ∙∙
bzw.
∙ ∙∙ ,
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 97___________________________________________________________________________________________________________________
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 ∙
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 98___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.4 Dynamische Messtechnik ‐ Rolldämpfung
Rolldämpfung, (Hünecke, 1998)
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 99___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.4 Dynamische Messtechnik – Roll‐ und Trudelkanal
Dynamisches Modell Bihrle Applied Research
Neuburg/Donau
xf
yf
zf
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 100___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.4 Dynamische Messtechnik –Rotation
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 101___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.4 Dynamische Messtechnik –Oszillation
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 102___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.4 Dynamische Messtechnik – Kombinierte Oszillation und Rotation
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 103___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.5 Optische Messtechnik ‐ Doppler Global Velocimetry DGV
Optische MesszelleDruckmessrechen
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 104___________________________________________________________________________________________________________________
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
2.5.5 Optische Meßtechnik – PSP
Mako Hochgeschwindigkeitsmodell360° PSP Druckverteilung -
highlow pressure
2.5.5 Optische Meßtechnik – PSP
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 109___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.5 Optische Messtechnik ‐ Pressure Sensitive Paint (PSP)
Selbstleuchtende Folie auf Flügel‐Hinterkantenklappe
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 110___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.5 Optische Messtechnik ‐ Pressure Sensitive Paint (PSP)
Aufgesprühte selbstleuchtende Schicht
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 111___________________________________________________________________________________________________________________
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
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 112___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.6 Windkanalkorrekturen
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)
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 113___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.6 Windkanalkorrekturen
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
Aerodynamik Experimentelle Strömungsmechanik – Messtechnik 114___________________________________________________________________________________________________________________
2.5.6 Windkanalkorrekturen
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.