Numerische Optimierung
Die aerodynamische Güte eines Flugzeuges bestimmt maßgeblich den Treibstoffverbrauch und damit auch die direkten Betriebskosten eines Flugzeuges. Um diese zu senken ist daher eine Minimierung des aerodynamischen Widerstandes anzustreben. Einen wesentlichen Anteil am Gesamtwiderstand nimmt dabei der Reibungswiderstand ein, der aus Schubkräften auf die umspülte Oberfläche resultiert. Bei einem Verkehrsflugzeug im Reiseflug beträgt der Anteil des Reibungswiderstandes am gesamten Widerstand ungefähr 50%. Die Größe der Reibungskräfte hängt dabei von der Reynoldszahl und dem Zustand der wandnahen Grenzschicht ab. Man unterscheidet dabei einen laminaren Zustand, der sich durch geringe Wandschubspannung auszeichnet, und einen turbulenten Zustand. Um den Reibungswiderstand zu minimieren ist ein möglichst später Umschlag von der laminaren in die turbulente Strömungsform anzustreben. Darüberhinaus müssen Grenzschichtablösungen vermieden werden. Für den Bereich kleiner bis mittlerer Reynoldszahlen sind ausgedehnte laminare Laufstrecken durch eine geeignete Gestaltung der Druckverteilung entlang der Kontur zu erzielen. Zum Entwurf entsprechender Laminarkörper werden am Institut neben inversen Berechnungsmethoden auch numerische Optimierungsalgorithmen in Kombination mit effizienten aerodynamischen Analyseverfahren eingesetzt. Es wurden zunächst Laminarprofile und Rotationskörper für inkompressible Strömungen optimiert. Durch die Kopplung des aerodynamischen Berechnungsverfahrens mit einem Modell zur Ermittlung des Hinterkantenlärms von Profilen wurde die aeroakustische Optimierung von Profilen ermöglicht.
Bei auftriebserzeugenden Körpern endlicher Streckung wirkt neben dem reibungsbedingten Widerstand zusätzlich ein induzierter Widerstand, der durch Druckkräfte auf die Oberfläche übertragen wird. Sobald lokal oder im gesamten Strömungsfeld Überschallgeschwindigkeit auftritt, kommt darüberhinaus ein Wellenwiderstand hinzu. Dieser Wellenwiderstand kann die aerodynamische Güte im transsonischen Geschwindigkeitsbereich besonders drastisch verschlechtern. Transsonische Strömungen zeichnen sich durch lokale Überschallgebiete in einer ansonsten subsonischen Strömung aus. Bei der Rekompression von Überschall zu Unterschall können am Tragflügel Verdichtungsstöße auftreten, die stark verlustbehaftet sind und den Widerstand dramatisch vergrößern. Die Anström-Machzahl, bei der erstmalig verlustbehaftete Verdichtungsstöße auftreten bestimmt bei einem Unterschall-Verkehrsflugzeug die maximale, ökonomisch sinnvolle, Reisefluggeschwindigkeit. Durch eine günstige Formgebung des Tragflügelprofils kann das Auftreten von Verdichtungsstößen in gewissen Grenzen zu höheren Machzahlen hin verschoben werden. Darüberhinaus besteht die Möglichkeit, die Stärke der Verdichtungsstöße durch lokale Modifikationen der Profilkontur (Stoßbeule oder SCB) sowie geeignetes Ausschlagen einer Wölbklappe nachträglich zu reduzieren. Diese Konturänderungen infolge SCB wirken sich allerdings nur innerhalb eines engen Machzahlbereiches positiv aus und müssen daher adaptiv in Abhängigkeit des momentanen Flugzustandes erfolgen. Sowohl der Entwurf transsonischer Tragflügelprofile als auch die gezielte Auslegung von Stoßbeulenkonturen wird am Institut unter Anwendung numerischer Optimierungsmethoden durchgeführt.
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Animation: Formoptimierung eines Laminarkörpers |
Die am Institut zur numerischen Optimierung von Profilen und Luftfahrzeugskomponeten eingesetzten aerodynamischen Analysemodelle und Optimierungsalgorithmen wurden in der Optimierungsumgebung POEM zusammengefasst. Neben effizienten 2D Analyseverfahren wurden Navier-Stokes Verfahren in Kombination mit einem skriptgesteuerten Netzgenerator zur automatisierten Erstellung strukturierter Rechennetze eingekoppelt. Aktuelle Erweiterungen betreffen die Implementierung eines FE-basierten Struktur- Berechnungsmodells zur Ermöglichung von Optimierungen unter der Berücksichtigung aeroelastischer Flügeldeformationen.
Tätigkeitsfelder
- Erweiterung der Analyse- und Optimierungsumgebung POEM
- Numerische Optimierung subsonischer und transsonischer Profile unter Anwendung gekoppelter Panel-Grenzschicht- bzw. Euler-Grenzschicht-Methoden sowie von Navier- Stokes Lösern
- Numerische Optimierung adaptiver transsonischer Profile und Tragflügel
- Numerische Optimierung von Laminarprofilen und Rotationskörpern