Numerische und experimentelle Analyse der Wechselwirkung zwischen Verdichtungsstoß, Grenzschicht und Struktur in schallnaher Anströmung
Zusammenfassung der Projektergebnisse
Schallnahe Strömungen um Tragflügelprofile sind durch das gleichzeitige Auftreten von Überschall- und Unterschallgebieten gekennzeichnet. In der Außenströmung erfolgt der Übergang von Überschall- zu Unterschallströmung in der Regel durch einen Verdichtungsstoß. Abhängig von der Mach-Zahl der freien Anströmung, dem Anstellwinkel und der Profilform kann es zu einer Ablösung der Grenzschicht kommen. Die Wechselwirkung von Grenzschichtablösung und Verdichtungsstoß kann zu Stoßschwingungen am Profil führen, wodurch aufgrund ihrer Belastungen die Einsatzmöglichkeiten moderner Verkehrsflugzeuge begrenzt werden. Die bisherigen Untersuchungen zeigen, dass von der Hinterkante ausgehende Störungen, die durch die Interaktion der Strukturen in der Ablösung entstehen, stromauf wandern und mit dem Stoß interagieren. In dem bearbeiteten Forschungsvorhaben wurde die Dynamik der Stoß-Grenzschicht-Wechselwirkung bezüglich der Stoßinteraktion numerisch sowie experimentell zeitlich aufgelöst und quantitativ erfasst. Das Ziel des vergangenen Projekts war es, anhand numerischer und experimenteller Untersuchungen Grundlagen für verbesserte Auslegungskriterien für den Entwurf moderner Tragflügelprofile abzuleiten und eine höherwertige Modellierung für die Berechnung der Stoß-Grenzschicht-Wechselwirkung im Transschall aufzustellen. Im Hinblick auf eine heutzutage immer wichtiger werdende virtuelle Flugerprobung ist das physikalische Verständnis sowie die verbesserte Modellierung dieser Strömungsvorgänge ein wesentliches Entwicklungsziel. Insbesondere müssen auch die Auswirkungen bei turbulenten Grenzschichten analysiert und verstanden werden, um den Strömungsbedingungen am Tragflügel unter Reisebedingungen Rechnung zu tragen. Zur Erfüllung der Anforderungen z.B. hinsichtlich einer zukünftigen virtuellen Flugerprobung wurden experimentelle Daten generiert, um das numerische Teilziel der Entwicklung eines zonalen Grobstrukturverfahrens zur Simulation transsonischer Flügelumströmungen für die detaillierte Erfassung der wesentlichen turbulenten Strukturen und der zeitlichen Dynamik der Ablösung sowie der Stoßschwingungen zu erreichen. Mit dieser Methode sollen Reynoldszahlen erreicht werden, wie sie im Freiflug auftreten. Wegen der in der Literatur dokumentierten Unzulänglichkeiten der Turbulenzmodelle auf Basis der RANS-Gleichungen, die keine sichere Vorhersage von Frequenz und Amplitude der Stoßschwingungen erlauben, sollte eine Grobstruktursimulation (LES) eingesetzt werden. Eine LES-Rechnung für das gesamte Strömungsgebiet ist allerdings nicht möglich, da wegen der hohen Reynoldszahlen und der daher außerordentlich kleinen turbulenten Strukturen in den dünnen Wandgrenzschichten die Gitterpunktzahl und damit der Rechenaufwand zu groß wird. Daher sollte eine zonale Methode entwickelt werden, bei der nur in den Strömungsgebieten mit abgelöster Grenzschicht und der instationären Stoß-Grenzschicht-Interaktion eine LES-Rechnung durchgeführt wird, während in Gebieten mit anliegender Grenzschicht Modelle, die auf den RANS-Gleichungen basieren, eingesetzt werden. Im Antragszeitraum wurde von numerischer Seite die Stoß-Grenzschicht Interaktion eingehend mit LES und einem weiterentwickelten zonalen RANS-LES Ansatz untersucht. Dieser Ansatz wurde hinsichtlich der Kopplung von RANS- zu LES- Rechnungsgebieten um verschiedene Methoden der synthetischen Turbulenzgenerierung verbessert. Ferner wurde der zonale Ansatz durch eine neuartige Kopplungsmethode am Übergang von LES zu RANS erweitert, womit eine physikalisch korrekte und effiziente Übertragung von turbulenten Strömungseigenschaften erreicht wurde und somit die Ausmaße des LES-Rechengebietes weiter reduziert werden konnte. Der zonale RANS-LES Ansatz wurde eingehend anhand von Kanalströmungen und Grenzschichtströmungen an ebenen Platten validiert. Der auf eine turbulente Plattengrenzschicht schräg einfallende Verdichtungsstoß wurde mit Hilfe einer reinen LES-Rechnung und einer zonalen RANS-LES eingehend untersucht und ausgewertet. Hinsichtlich des zonalen Ansatzes wurde der Fokus der Auswertung auf die Auswirkung der Kopplung von RANS- zu LES-Lösung und vice versa gelegt. Ferner wurde neben dem Fall des schrägen Verdichtungsstoßes auf die Plattengrenzschicht das transsonische Profil DRA-2303 unter Verwendung einer vollständigen LES-Rechnung und des zonalen RANS-LES Ansatzes untersucht. LES- Langzeitrechnungen evaluierten das zeitliche Verhalten der selbsterregten Stoßoszillation auf der Oberseite des Profils sowie die turbulenten Strömungseigenschaften stromabwärts des Verdichtungsstoßes. Vergleichende Ergebnisse wurden mit dem zonalen RANS-LES Ansatz erzielt. Auf experimenteller Seite wurden die Methoden zur Detektion der Stoßlage sowie der Ausdehnung der Ablösung entwickelt und angewandt. Im ersten Antragszeitraum wurde die Interaktion eines schräg einfallenden Verdichtungsstoßes mit einer Plattengrenzschicht im Trisonik Windkanal des Aerodynamischen Instituts im Überschall untersucht. Hierzu wurde u. a. mit High-Speed Schlierenaufnahmen sowie mit der High-Speed-PIV das instationäre Verhalten des Strömungsfeldes erfasst. Weiterhin gab der Einsatz eines neuartigen Sensors zur qualitativen Detektion des wandnahen Strömungsfeldes Aufschluss über die Lage der Ablöselinie. Das zeitliche Auflösungsvermögen dieser Messmethoden wurde durch Aufbringen eines oszillierenden Verdichtungsstoßes untersucht. Im Folgenden wurden Messreihen an einem einseitig eingespannten Pfeilflügelmodel bei schallnaher Anströmung durchgeführt. Besonderes Augenmerk lag hier auf der Validierung der Messmethoden an einer freien Stoß-Grenzschicht Interaktion eines weitreichend untersuchten Strömungsfalles. Weiterhin wurde die optische Zugänglichkeit zur adaptiven Messkammer des Windkanals erweitert und überprüft. Als Resultat wurde in der Literatur erstmalig eine freie Stoßoszillation mit der PIV visualisiert und es konnten neue Erkenntnisse über die vorherrschenden Mechanismen am Pfeilflügel gewonnen werden. Daraufhin wurden an einem starren Flügelprofil DRA-2303 bei transsonischer Umströmung mit selbsterregter Stoßoszillation stereoskopische High-Speed-PIV Messungen zur Erfassung aller drei Geschwindigkeitskomponenten in der Messebene durchgeführt. Der Einsatz der stereoskopischen Messtechnik erlaubte unter anderem eine genauere Erfassung der Stoßlage, da hier die negativen optischen Effekte des Dichtegradienten über den Stoß vermieden werden konnten.
Projektbezogene Publikationen (Auswahl)
- "In- and outflow conditions for a zonal RANS-LES method", 8th International ERCOFTAC Symposium on Engineering Turbulence Modelling and Measurements, France, June 2010
B. Roidl, M. Meinke, W. Schröder
- “Time Resolved Particle-Image Velocimetry of Unsteady Shock-Boundary Layer Interaction on a Transport Type Wing”, 28th AIAA Applied Aerodynamics Conference, Chicago, USA, AIAA-2010-4826, 2010
Hartmann, A., Steimle, C., Schröder, W.
- “Time resolved stereo PIV measurements of unsteady shock-boundary layer interaction on a supercritical airfoil”, 15th Int. Symp. on Appl. Laser Techniques to Fluid Mechanics, Lisbon, Portugal, 2010
Hartmann, A., Klaas, M., Schröder, W.
