Institut für Aerodyamik und Gasdyamik

Forschung

in der Arbeitsgruppe Luftfahrzeugaerodynamik

INAFLOWT

INnovative Actuation Concepts for Engine/Pylon/Wing Separation FLOw Control, Design, Build and Wind Tunnel Test

mehr zum Projekt INAFLOWT

 (c)
Einfluss der fehlenden Beschleunigung der Strömung durch das Fehlen der Vorderkantenklappe im Bereich der Triebwerksgondel auf die Strömungsablösung bei einem Anstellwinkel von 27°

Aktuelle Projekte

+-
 (c)
Charakterisierung der Wirbelstrukturen im Slat Cut-Out Bereich des großen Modells hinter dem UHBR-Triebwerk bei einem Anstellwinkel von 27°


INAFLOWT


IN
novative Actuation Concepts for Engine/Pylon/Wing Separation FLOw Control, Design, Build and Wind Tunnel Test

Ansprechpartner: M.Sc. Junaid Ullah, Dr.-Ing. Thorsten Lutz

Hintergrund und Problemstellung

Die starke Zunahme im Flugverkehr zusammen mit dem ambitionierten Ziel der EU bis 2050 die COx und NOx Werte verglichen mit denen im Jahr 2000 um bis zu 90% zu reduzieren, stellt die Flugzeughersteller vor große Herausforderungen. Die Optimierung der Triebwerke von Passagierflugzeugen stellt eine Möglichkeit dar um dem vorgeschriebenen Ziel etwas näher zu kommen. Dabei richtet sich spezielles Augenmerk  auf Zweistrom-Triebwerke mit einem sehr großen Nebenstromverhältnis, sogenannten UHBR (Ultra High Bypass Ratio) Triebwerke. Diese weisen hinsichtlich des Treibstoffverbrauchs deutlich bessere Kennzahlen auf als solche, bei denen ein Großteil der Strömung durch das Kerntriebwerk geleitet wird. Der große Gondeldurchmesser der UHBR-Triebwerke und die Einhaltung eines bestimmten Bodenabstandes zur Start- und Landebahn führen bei der Integration in den Tragflügel zu einer engen Kopplung zwischen Triebwerk und Tragflügel. Um bei der Landung eine Kollision der Hochauftriebssysteme mit dem Triebwerk zu vermeiden wird im Bereich des UHBR-Triebwerks auf Vorderkantenklappen verzichtet. Die wirbelbehaftete Strömung von den Triebwerkskomponenten und dem Pylon, sowie die fehlende Beschleunigungswirkung der Vorderkantenklappe führen zu Strömungsablösungen im Nachlauf des UHBR- Triebwerks. Die Konsequenzen sind ein um ca. 2° früher auftretender Strömungsabriss und eine Degradation des maximalen Auftriebs um ca. 10%. Durch aktive Strömungskontrolle, speziell durch Absaugung und Ausblasen auf der Strömungsoberfläche können die Ablösegebiete reduziert und der Strömungsabriss wieder zu höheren Anstellwinkeln verschoben werden. Die  meisten Strömungsaktuatoren die bisher Bestandteil numerischer als auch experimenteller Untersuchungen waren haben jedoch den Nachteil, dass diese Aufgrund der geringen Robustheit, des hohen Gewichts und des großen Massenstrombedarfs, für Anwendungen im zivilen Luftfahrtbereich nicht einsetzbar sind. Deshalb hat sich die EU im Rahmen des Clean Sky 2 Projekts INAFLOWT das Ziel gesetzt Strömungsaktuatoren zu entwickeln, welche für die Anwendung auf dem Tragflügel eines Passagierflugzeugs in Frage kommen.

Windkanaltests mit einer Konfiguration repräsentativ für eine Hochauftriebssystem-Triebwerks Kombination eines Airliners unter realistischen Anströmbedingungen sollen zeigen, ob die entwickelten Aktuatoren den erhofften Vorteil bringen. Innerhalb des AFloNext (Active Flow- Loads & Noise control on Next Generation Wing) Projekts wurden bereits Aktuatoren die nach dem „synthetic jet“ und „pulsed jet“ Prinzip arbeiten auf dem genannten Windkanalmodel getestet. Gerade die Ergebnisse mit dem Pulsed Jet Aktuator waren dabei sehr vielversprechend. Jedoch haben die Pulsed Jet Aktuatoren den Nachteil eines zu großen Massenstrombedarfs, welcher nicht allein durch Zapfluft aus dem Triebwerk zu  decken ist. Der von der Tel-Aviv Universität entwickelte SaOB (Suction and Oscillatory Blowing) Aktuator kann durch das zusätzliche Ausblasen der abgesaugten Luft diese Lücke schließen. Gleichzeitig hat die Grenzschichtabsaugung eine positive Wirkung auf die Ablöseneigung der Strömung. Deshalb soll der SaOB Aktuator, dessen Vorteile gegenüber den anderen State of the Art Aktuatoren bisher fast ausschließlich unter Laborbedingungen nachgewiesen wurden, im Rahmen des INAFLOWT Projekts unter realistischen Bedingungen näher untersucht werden. Eine Benchmark Studie am Ende des Projekts wird die Aktuatortechnologien gegenüberstellen, um die mit dem SaOB Aktuator erzielten Verbesserungen hervorzuheben.

 

Projektpartner und  Arbeiten am IAG

Am INAFLOWT Projekt sind fünf Forschungseinrichtungen bzw. Universitäten aus vier verschiedenen Ländern aktiv beteiligt. Die Tel-Aviv Universität (TAU), Israel Aerospace Industries (IAI), das Luftfahrt Forschungs- und Testinstitut in Tschechien (VZLU), das Zentrale Aerohydrodynamische Institut in Russland und das IAG. Während TAU und TsAGI sich mit den experimentellen Arbeiten beschäftigen, sind die anderen Projektpartner auf dem numerischen Gebiet tätig. TAU beschäftigt sich hauptsächlich mit der experimentellen Untersuchung der internen Aktuatorströmung und den Windkanaltests eines generischen, herunterskalierten Windkanalmodells. Das generische Windkanalmodell wird verwendet um verschiedene Aktuatorkonzepte zu testen, um so das vielversprechendste Konzept auszuwählen und auf die kostenintensiveren Windkanaltests des großen Modells zu übertragen. TsAGI besitzt mit dem großen subsonischen Windkanal T-101 die experimentellen Mittel um die zu untersuchende Konfiguration unter flugrelevanten Anströmbedingungen zu testen. IAI hat die Hauptaufgabe das generische Windkanalmodell  auszulegen, um zu gewährleisten, dass trotz der Unterschiede in den Windkanalkonfigurationen und Reynoldszahlen dieselben Strömungsbedingungen vorherrschen wie auf dem großen Modell. VZLU führt aktuatorinterne Simulationen durch, um einerseits die Aktuatorgeometrie hinsichtlich Druckverluste zu optimieren und andererseits Aktuatorrandbedingungen für die externen Strömungssimulationen auf der Hochauftriebskonfiguration bereitzustellen.

Am IAG wird die Umströmung um beide Hochauftriebskonfigurationen numerisch untersucht. Hierbei werden Simulationen sowohl ohne als auch mit Aktuatoren durchgeführt. Die Untersuchung verschiedener Aktuatorkonzepte auf der generischen Konfiguration mittels CFD soll neben der Definition der Aktuatorpositionen auch die Anzahl der im Windkanal zu untersuchenden Aktuatorkonfigurationen einschränken. Die Simulationen des großen Modells mit der finalen Aktuatorkonfiguration werden schließlich für eine Benchmark Studie herangezogen, in der Vergleiche zu den im AFloNext Projekt verwendeten Aktuatoren durchgeführt werden.

Für die CFD Simulationen am IAG kommt der Strömungslöser DRL TAU-Code zum Einsatz. Für die URANS Rechnungen der externen Umströmung der Hochauftriebskonfigurationen werden die Aktuatoren nur durch die Absauglöcher und Ausblasdüsen modelliert. Eine vollständige Modellierung der Aktuatoren wäre mit einer nicht realistischen Rechenzeit verbunden, trotz Verwendung der Rechencluster des HLRS. Die instationären Randbedingungen am Austritt des Absaugloches und am Eintritt des Ausblasloches werden aus den aktuatorinternen Simulationen von VZLU entnommen.

Die Validierung der Simulationsergebnisse mittels Messdaten stellt nebenbei noch die Möglichkeit zur Verfügung, die Grenzen der URANS Applikation unter  Verwendung des Strömungslösers DLR TAU-Code für Simulationen mit Strömungsaktuatoren zu bewerten und so Schlüsse für künftige numerische Untersuchungen von Aktuatoreinflüssen auf die externe Umströmung zu ziehen.

Ergebnisse 

Charakterisierung der Wirbelstrukturen im Slat Cut-Out Bereich des großen Modells hinter dem UHBR-Triebwerk bei einem Anstellwinkel von 27°

Veröffentlichungen / Links

Ansprechpartner: M.Sc. Jens Müller, Dr.-Ing. Thorsten Lutz

Hintergrund und Problemstellung

Wesentlicher Bestandteil der zukünftigen Flugzeugentwicklung ist die Fähigkeit, ein Flugzeug und seine Eigenschaften möglichst genau und umfassend im Rechner mit dazugehörigen Simulationsmodellen im Sinne eines Produktes als Virtual Aircraft Model beschreiben zu können. Im Rahmen des Verbundvorhabens VitAM soll die Idee des Virtual Aircraft Model umgesetzt und an industriell relevanten Anwendungsfällen demonstriert werden.

Das IAG untersucht dabei die Auswirkung realistischer atmosphärischer Turbulenz auf die Lasten und Aerodynamik von Transportflugzeugen. Neben grundlegenden Untersuchungen zur Propagation von Turbulenz in CFD-Simulationen werden zwei Ansätze zur Modellierung atmosphärischer Störungen in der CFD-Simulation miteinander verglichen. Es handelt sich dabei um den Resolved Atmosphere Approach (RAA), welcher sämtliche Wechselwirkungen zwischen Flugzeug und atmosphärischer Turbulenz erfasst, und den Disturbance Velocity Approach (DVA), welcher lediglich den Einfluss der Störungen auf das Flugzeug, nicht jedoch auf die Rückwirkung der Aerodynamik auf die atmosphärische Turbulenz erfasst. Während der RAA einen sehr hohen Rechenaufwand benötigt, bietet der DVA den Vorteil der Verwendung einer gröberen Netzauflösung und einer damit verbundenen geringeren Rechenzeit.

Ziele in den Arbeitspaketen des IAG

  • Erstellung einer Schnittstelle zur Turbulenzeinspeisung in CFD-Simulationen.
  • Durchführen von Tests zur Propagation von Turbulenz durch ein einfaches Strömungsfeld. Bestimmung der notwendigen Netzauflösung und numerischen Parameter.
  • Untersuchung der Wechselwirkungen zwischen Anströmturbulenz und Umströmung eines Profils / Tragflügels unter Verwendung von DVA und RAA. Charakterisierung der Korrelation zwischen eingespeister Turbulenz und Lastfluktuationen am Profil / Flügel.
  • Vergleich der Simulationsansätze RAA und DVA.
  • Simulation des Flugs einer Gesamtflugzeugkonfiguration (ATRA) durch realitätsnahe, atmosphärische Turbulenz mittels DVA und RAA.
 (c)
Ziel des ELFLEAN-Projektes im Luftfahrtforschungsprogramm (LuFo) V-3 ist die Untersuchung von Flugzeug-Konfigurationen mit Flächenendpropellern.

Ansprechpartner: M.Sc. Michael Schollenberger, Dr.-Ing. Thorsten Lutz

Ziel des ELFLEAN-Projektes im Luftfahrtforschungsprogramm (LuFo) V-3 ist die Untersuchung von Flugzeug-Konfigurationen mit Flächenendpropellern. Durch eine vorteilhafte Nutzung der aerodynamischen Wechselwirkung zwischen den Propellern und dem Randwirbelsystem der Tragflächen soll eine Steigerung der Energieeffizienz der Gesamtkonfiguration bzw. eine Reduktion des Leistungsbedarfs erzielt werden. Die Reduktion des Leistungsbedarfs soll eine Kompensierung des zentralen Nachteils der elektrischen Luftfahrzeuge ermöglichen, der Energieversorgung. Zudem soll die resultierende Ressourceneinsparung eine reduzierte Schadstoffemissionen und die geringere Antriebslast eine reduzierte Lärmemission ermöglichen. Durch die Reduktion des Leistungsbedarfs und die daraus resultierenden Einsparungen an direkten Betriebskosten (DOC) besitzt das Konzept darüber hinaus das Potential eines kommerziellen Vorteils gegenüber konventionellen Konfigurationen. Das technologische Konzept der Flächenendantriebe in Kombination mit elektrischen Antrieben soll längerfristig zu einer emissionsneutralen Luftfahrt beitragen. 

ELFLEAN ist ein multidisziplinäres Projekt dreier Institute der Universität Stuttgart, dem Institut für Flugzeugbau (IFB), dem Institut für Flugmechanik und Flugregelung (iFR) sowie dem Institut für Aerodynamik und Gasdynamik (IAG). Der fachübergreifende Charakter soll die Effizienzoptimierung des Gesamtsystems vor einer Maximierung eines Teilaspektes absichern und dadurch die Erfolgsaussicht des technologischen Konzepts steigern. Um den Einfluss der Flächenendantriebe auf die Flugleistungen quantifizieren und den verschiedenen Effekten zuordnen zu können, wird am IFB ein Flugmodell eines modifizierten e-Genius zusätzlich zum bestehenden zentralen Antrieb mit Flächenendantrieben ausgestattet und Flugversuche durchgeführt. Die flugmechanischen Eigenschaften der Flächenendkonfiguration werden am iFR untersucht. Am IAG werden zur Vertiefung des theoretischen Verständnisses der aerodynamischen Wechselwirkungen detaillierte Untersuchungen durch numerische Modelle auf RANS-Basis durchgeführt.

Hintergrund und Problemstellung

Flächenendpropeller nutzen die aerodynamischen Wechselwirkung, welche zwischen den Antrieben und dem Randwirbelsystem der Tragflächen auftreten. Einerseits kann der drallbehaftete Nachlauf der Propeller dazu verwendet werden, dem induzierten Abwind der Randwirbel entgegenwirken und den induzierten Widerstand der Tragfläche zu reduzieren. Andererseits können die Randwirbel zu einer erhöhten Anströmgeschwindigkeit der Propellerblätter beitragen und den Propellerschub erhöhen. Beide Effekte resultieren in einem reduzierten Leistungsbedarf der Gesamtkonfiguration.

Der Einfluss auf die Flügelumströmung erfolgt sowohl lokal, im Bereich der Randwirbel, als auch global, über dem gesamten Flügel. Die Wechselwirkungen sind dabei abhängig von strömungsphysikalischen, geometrischen und betriebstechnischen Einflussparameter, insbesondere von der relativen Propellerposition stromauf (Zugpropeller) und stromab (Druckpropeller) zum Flügel. Durch die Vielzahl an auftretenden Effekten und Einflussparameter besitzen Flächenendpropeller einen komplexen Entwurfsraum.

Ziele in den Arbeitspaketen des IAG

Im Bereich der Aerodynamik sollen innerhalb des Projektes die Fragen geklärt werden, welche strömungsphysikalischen Aspekte die aerodynamischen Wechselwirkungen im Detail beinhalten , wie diese numerisch erfasst, durch Flugversuche verifiziert und für die Auslegung der Flächenendpropeller-Konfiguration berücksichtigt werden können. Für die Propellererfassung werden verschiedene numerische Methoden eingesetzt, approximierte Modelle wie Wirkscheibemodell (Actuatordisk) und Wirklinienmodell (Actuatorline) sowie die direkte Blattberechnung durch Chimera-Rotation. 

Die Ziele der einzelnen Projektschritte sind: 

  1. Verifizierung der numerischen Methoden zur Berechnung der aerodynamischen Wechselwirkungen von Flächenendpropellern und Randwirbeln.
  2. Vertiefung des strömungsphysikalischen Verständnisses der aerodynamischen Wechselwirkungen von Flächenendpropellern und Randwirbeln sowie der aerodynamischen Aspekte für die Gesamtkonfiguration.
  3. Aufbau einer ausführlichen Datenbasis der Einflussparameter sowie das Ableiten von sinnvollen Entwurfsgrößen und deren Bereich.
  4. Untersuchung der aerodynamischen Auslegung und des Entwurfs von Flächenendpropellern.

 

FOGL_2

Ansprechpartner: Dipl.-Ing. Rouven Mayer, Dr.-Ing. Thorsten Lutz

Hintergrund und Problemstellung

Eine laminare Flügelströmung führt zu einer maßgeblichen Verringerung des aerodynamischen Widerstands gegenüber einem turbulent umströmten Flügel. Airbus arbeitet zusammen mit Partnern seit vielen Jahren an dieser Technologie. Die Realisierung eines Laminarflügels für den operationellen Einsatz bedarf jedoch noch großer Anstrengungen, wie beispielsweise die Beantwortung der Fragen zur wirtschaftlichen Herstellung und Beständigkeit der erforderlichen sehr glatten Oberfächen.

Das seit 2008 laufende Technologieprogramm Low Drag Aircraft (LDA) soll den Nachweis der technischen Reife eines NLF-Flügels (Natural Laminar Flow) bis zum Technologie-Reife-Level 6 erbringen. Im Rahmen des Teilprojekts LDAinOP sollen Schlüsseltechnologien für diese Art transsonischer Flügel untersucht werden.  Neben einer verbesserten Laminarhaltung im Steigflug durch intelligenten Einsatz einer Wölbklappe soll diese auch im Reiseflug zur Anpassung der Tragflügelwölbung und damit zur Positionierung des im transonischen Geschwindigkeitsbereich auftretenden Verdichtungsstoß genutzt werden. Dies ist in sofern von Interesse, als dass die natürliche Laminarhaltung der Strömung eine geringere Flügelpfeilung erfordert. Als Konsequenz daraus reduziert sich die Flugmachzahl, ab der Wellenwiderstand auftritt, erheblich. Auf Basis der Stoßpositionierung sollen deshalb verschiedene Maßnahmen zur Wellenwiderstandsreduktion untersucht werden. Hierfür hat sich in der Vergangenheit besonders der sog. Shock Control Bump (SCB) als effiziente Kontrollmaßnahme erwiesen. Dieser wirkt jedoch nur bei korrekter Position bzgl. des Verdichtungsstoßes und hat bei geringeren Flugmachzahlen tendenziell einen schädlichen Einfluss, sodass im Rahmen des Projekts adaptive Strukturkonzepte untersucht werden sollen.

Arbeiten am IAG

Am IAG wird im Rahmen des LDAinOP-Projekts ein SCB-Design zur Wellenwiderstandsreduktion bei hohen, transsonischen Flugmachzahlen für einen modernen Laminarflügel mit numerischen Methoden entworfen. Hierbei kommt eine CFD-basierte, numerische Prozesskette zum Einsatz, die die numerische Optimierung von SCBs erlaubt. Basierend auf den Optimierungsergebnissen werden industriell anwendbare Auslegungsrichtlinien erarbeitet. Darüber hinaus steht das IAG mit seiner langjährigen Erfahrung den Projektpartnern bei der strukturellen Umsetzung des SCB-Designs unterstützend zur Seite. Konsequenterweise ist ein Ziel des Projekts die Demonstration der strukturellen Umsetzbarkeit solcher adaptiven Strukturen.

Ansprechpartner: Dipl.-Ing. Rouven Mayer, Dipl.-Ing. Steffen Bogdanski, Dr.-Ing. Thorsten Lutz

Hintergrund und Problemstellung

Im Hinblick auf die Entwicklung zukünftiger Transportflugzeuge kommt der Widerstandsreduktion und dem damit verbundenen, geringeren Treibstoffverbrauch eine zentrale Rolle zu. Hierbei zeigen Laminarflügel großes Potenzial. Ziel des in europäisch-russischer Kooperation durchgeführten Projektes BUTERFLI ist die vertiefte Analyse der zugrunde liegenden Aerodynamik, um die Laminarflügel-Technologie in mittlerer Zukunft in der Industrie etablieren und damit die Flugleistung zukünftiger Verkehrsflugzeuge verbessern zu können. Hierfür werden im Projekt BUTERFLI unterschiedliche Phänomene mit experimentellen und numerischen Methoden untersucht, die in Zusammenhang mit einem im transsonsichen Geschwindigkeitsbereich operierenden Laminarflügel stehen. Neben dem Buffet, das heißt dem wiederholten Ablösen und Wiederanlegen der Grenzsschicht verbunden mit einer Stoß- und Auftriebsoszillation, an einem Laminarprofil und einem turbulent umströmten, superkritischen Profil werden auch Querströmungsinstabilitäten an einem gepfeilten Tragflügel untersucht. Des Weiteren werden Untersuchungen mit verschiedenen Techniken der Strömungsbeeinflussung durchgeführt. Hierbei kommen neben Konturbeulen (eng.: Shock Control Bumps (SCB)) auch aktive Maßnahmen, wie Plasma-Aktuatoren, zum Einsatz.

Arbeiten am IAG

Am IAG werden im Rahmen des BUTERFLI-Projektes 3D-SCBs untersucht und ausgelegt, die sowohl den im transsonischen Geschwindigkeitsbereich auftretenden Wellenwiderstand reduzieren, als auch die durch das Auftreten von Buffet vorgegebene Flugbereichsgrenze vergrößern sollen. Für ein Laminarprofil werden am IAG unter anderem numerische Optimierungen der SCBs durchgeführt. Hierbei kommt eine bestehende, CFD-basierte, numerische Prozesskette zum Einsatz, die neben einer automatisierten, qualitativ hochwertigen Vernetzung der Profilgeometrie mit einem strukturierten Netz auch RANS-Simulationen umfasst. Für ausgewählte SCBs werden anschließend URANS-Simulationen durchgeführt, die vertieften Einblick in das Buffet-Verhalten, die Buffet-Grenzen und die Buffet-Amplituden geben sollen.

Hintergrund und Problemstellung

Bei hohen Flugmachzahlen und Auftriebsbeiwerten treten am Tragflügel hoch komplexe, instationäre Stoss-Grenzschicht Wechselwirkungen auf, die mit lokalen oder kompletten stossinduzierten Ablösungen verbunden sein können. Die abgelöste, instationäre Strömung kann unter Umständen auf das Leitwerk auftreffen und dort kritische Druck- und Lastfluktuationen hervorrufen. Es treten bei dieser Interaktion zwischen abgelöster Flügelströmung und Leitwerksumströmung Phänomene auf, die im Detail noch nicht geklärt sind. Im Rahmen des IAG Beitrages sollen modernste numerische Berechnungsmodelle, die innerhalb von C2A2S2E und ComFliTe weiterentwickelt werden, zur Studie dieser Phänomene eingesetzt und bewertet sowie im Sinne der Erstellung von Best Practice Guidelines qualifiziert werden. Hiermit soll ein Beitrag geleistet werden, den Einsatz von CFD-Verfahren zur Vorhersage der Flugzeugeigenschaften bis in Grenzbereiche des Flugregimes zu erweitern. Dabei werden die von den Partnern innerhalb von ComFliTe geleisteten methodischen Entwicklungen und Detailvalidierungen sowie die Vorarbeiten des IAG gezielt genutzt.

Ziele in den Arbeitspaketen des IAG
  • Erprobung und Validierung neu entwickelter Turbulenzmodelle sowie hybrider RANS-/LES Methoden zur Vorhersage komplexer Stoss-Grenzschicht Wechselwirkungen inklusive Stossoszillationen (Buffet)
  • Studien zur dissipationsarmen Berechnung der Propagation instationärer, abgelöster Strömungsstrukturen
  • Studie des Einflusses stossinduzierter, massiver Strömungsablösungen am Tragflügel auf die Anregung des Leitwerkes
  • Anwendung aktuell entwickelter numerischer Methoden (bspw. Verfahren höherer Ordnung) für komplexere Testfälle
  • Bewertung von Kopplungsansätzen zur Berechnung des getrimmten, flexiblen Flugzeuges
  • Identifizierung der Grenzen von URANS Methoden im Hinblick auf die betrachtete aerodynamische Aufgabenstellung und Bewertung der Fähigkeit von URANS und DES Methoden zur Reproduktion inherent instationärer Strömungsphänomene bei zeitlich invarianter Zuströmung
Ergebnisse

Fluidstrukturkopplung zwischen dem Strömungslöser TAU und einem Nastran FEM Modell Propagation des abgelösten Nachlaufs an einem Profil bei subsonischer Anströmung Numerische Simulation mit hybriden RANS-LES Verfahren im Bereich des Shock Buffet
AP75 AP75 AP72
Zur größeren Ansicht bitte auf das Bild klicken!

Veröffentlichungen

Dipl.-Ing. Sebastian Illi, Th. Lutz and E. Krämer:
Transonic Tail Buffet Simulations on the ATRA Research Aircraft
Notes on Numerical Fluid Mechanics and Multidisciplinary Design, Volume 123, Springer, Germany, 2013.

Dipl.-Ing. Sebastian Illi, P. Gansel, Th. Lutz and E. Krämer:
Hybrid RANS-LES Wake Studies of an Airfoil in Stall
CEAS Aeronautical Journal, Volume 4, Issue 2, pp 139-150, Springer, Germany, June 2013.

P. Gansel,  Dipl.-Ing. Sebastian Illi, Dr. Th. Lutz and Prof. Dr.-Ing. Ewald Krämer:
Numerical Simulation of Low Speed Stall and Analysis of Turbulent Wake Spectra
The 15th International Conference on Fluid Flow Technologies, Budapest, Hungary, September 4-7, 2012.

P. Gansel, S. A. Illi, A. Kalimullina and Th. Lutz:
The Spectral Analysis of Unsteady Pressure Coefficient at the Wing Trailing Edge
16th International Conference on the Methods of Aerophysical Research, Kazan, Russia, August 20 - 26, 2012.

Dipl.-Ing. Sebastian Illi, Th. Lutz and E. Krämer:
On the capability of unsteady RANS to predict transonic buffet
Third Symposium "Simulation of Wing and Nacelle Stall", Braunschweig, Germany, June 22 - 23, 2012.

A. Klein, Dipl.-Ing. Sebastian Illi, Th. Lutz and E. Krämer:
Wall Effects and Corner Separations for Subsonic and Transonic Flow Regimes
High Performance Computing in Science and Engineering '11, Springer, Germany, 2012.

Dipl.-Ing. Sebastian Illi, Th. Lutz and E. Krämer:
Improved physical understanding and modeling – DES/LES & PIV
CFD and Experiment – Integration of Simulation, Göttingen, Germany, April 5 - 6, 2011.

Dipl.-Ing. Sebastian Illi, Dr. Th. Lutz and Prof. Dr.-Ing. Ewald Krämer:
Simulation of pressure and shock induced separation using DES implementations in the DLR-TAU Code
Second Symposium "Simulation of Wing and Nacelle Stall", Braunschweig, Germany, June 22 - 23, 2010.

Links

Offizielle ComFliTe Internetpräsenz des DLR
Bundesministerium für Bildung und Forschung

Ansprechpartner: Dipl.-Ing. Katharina Wawrzinek, Dr.-Ing. Thorsten Lutz

Hintergrund und Problemstellung

Turbulenzen in der Anströmung, wie sie in der Atmosphäre vorkommen, rufen Lastfluktuationen hervor und können die Aerodynamik eines Tragflügels insbesondere im Stallbereich stark beeinflussen. Ein wesentliches Ziel der Forschergruppe besteht in der Studie dieser komplexen Wechselwirkungen sowie der Verbesserung numerischer Berechnungsmodelle zur Vorhersage der auftretenden Effekte. Im Rahmen dieses neuen Teilprojektes werden komplementär zu den Arbeiten der Partner Simulationen an zwei Referenzkonfigurationen unter Anwendung eines Reynoldsspannungs-Modells der Turbulenz sowie mit der neuen hybriden Methode der Detached-Eddy Simulation durchgeführt. Zur Verfahrensentwicklung trägt das Teilprojekt mit einem Modell zur Erfassung von Anisotropien bei der synthetischen Turbulenzgenerierung bei. Ziel der Arbeiten ist die Validierung dieser Methoden und die Analyse der Wechselwirkungen durch parametrische Untersuchungen. Dabei wird der Einfluss künstlicher zwei- und dreidimensionaler Störungen auf eine im Windkanal vermessene Hochauftriebskonfiguration sowie die Interaktion einer atmosphärischen Zuströmung mit einem Hochauftriebsflügel betrachtet. Neben den Auswirkungen turbulenter Anströmungen auf Druckverteilung, Lasten und Abreißeigenschaften von Flügeln soll in diesem Teilprojekt spezifisch auch der Einfluss auf die Entwicklung des Flügelnachlaufes untersucht werden, was für die Zuströmung eines Leitwerks relevant ist.

Ziele in den Arbeitspaketen des IAG

  • Analyse der instationären Aerodynamik von Tragflügeln bei inhomogener Zuströmung
  • Verbesserung der synthetischen Turbulenzgenerierung durch ein physikalisch konsistentes Anisotropiemodell
  • Validierung der Simulationsmethodik für 2D und 3D-Störungen im Windkanal
  • Erkenntnisgewinn zum Fliegen im Grenzbereich nahe dem Maximalauftrieb in gestörter Atmosphäre:
    • Einfluss der atmosphärischen Anströmung auf Lasten und Abreißeigenschaften eines Flügels mit Spaltklappe
    • Einfluss auf den Flügelnachlauf und die Zuströmung eines Leitwerks


Links

Offizielle FOR1066 Internetpräsenz der TU Braunschweig
Deutsche Forschungsgemeinschaft

Ansprechpartner: Dipl.-Ing. Philipp Gansel, Dr.-Ing. Thorsten Lutz

Hintergrund und Problemstellung

Das Hauptziel des DLR-geführten Verbundprojekts HINVA (High-Lift In-Flight Validation) ist die Entwicklung und Verbesserung der Vorhersagemethoden für den Maximalauftrieb von Verkehrsflugzeugen. Dazu werden detaillierte Flugversuche, kryogene Windkanaltests sowie umfangreiche numerische Simulationen durchgeführt. Als Versuchsträger dient der Airbus A320 ATRA (Advanced Technology Research Aircraft) des DLR. Es werden für Flugfälle im Unterschall mit Lande- und Reiseflugkonfiguration die Strömungsverhältnisse während des Stall-Manövers betrachtet. Durch Einsatz von moderner Versuchs- und Messtechnik wird bei den umfangreichen Flugversuchen eine große Datenbasis gewonnen, die der Validierung und Beurteilung der numerischen und experimentellen Methoden dienen und zu deren Verbesserung beitragen soll. Neben den Projektpartnern DLR, Airbus und ETW sind die TU Berlin, die TU Braunschweig und die Universität Stuttgart in dem Projekt vertreten.

Arbeiten am IAG

Am IAG werden numerische Untersuchungen zum Interferenzverhalten von Flügel- und Leitwerksumströmung sowie zur Trimmung eines Transportflugzeugs im Bereich des Low-Speed-Stalls durchgeführt. Anhand der Reiseflugkonfiguration der ATRA werden die lokale räumliche Diskretisierung des Flügelnachlaufs, der Rumpfgrenzschicht und des Höhenleitwerks selbst auf ihren Einfluss auf die Anströmung des Leitwerks untersucht. Dazu wird im linearen Ca-Bereich mit RANS- und bei abgelöster Flügelgrenzschicht mit URANS-Methoden gerechnet. Es werden die Strömungsinstationaritäten an der Flügelhinterkante und deren Propagation zum Leitwerk im Hinblick auf die enthaltenen Spektren und Längenskalen der turbulenten Strömung ausgewertet, um schließlich auch eine Aussage über deren Effekt auf instationäre Höhenleitwerkslasten zu gewinnen. Zudem werden die Auswirkungen eines numerisch ermittelten Trimmwinkels des Leitwerks gegenüber einem im Flugversuch ermittelten analysiert. An einer Konfiguration mit vereinfachter Flügelgeometrie soll eine exemplarische Detached-Eddy-Simulation den Vergleich dieser Simulationsmethode mit zeitlich und räumlich aufgelösten turbulenten Strukturen zum modellierten Ansatz der RANS-Gleichungen ermöglichen. Der Einfluss der geometrischen Vereinfachungen durch Vernachlässigen von Triebwerk und Flap-Track-Fairings wird mit RANS-Methoden abgeschätzt.


Veröffentlichungen

SOFIA open door test flight courtesy of NASA (c)
SOFIA open door test flight courtesy of NASA

Sofia 

Projektbeschreibung

Das Institut für Aerodynamik und Gasdynamik der Universität Stuttgart ist am SOFIA-Projekt beteiligt, einem Gemeinschaftsprojekt zwischen NASA, DLR, dem Institut für Raumfahrtsysteme der Universität Stuttgart und weiteren deutschen und amerikanischen Institutionen und Firmen. Im Mittelpunkt des auf 20 Jahren angelegten Projekts steht ein fliegendes Observatorium, eine Boeing 747 SP mit integriertem Infrarot-Spiegelteleskop zur astronomischen Fernerkundung.

Infrarotstrahlung liefert Informationen über die Entstehung von Sternen und Sonnensystemen, und ermöglicht einen Blick in die Vergangenheit. Wasserdampf absorbiert die IR-Strahlung, im unteren Teil der Erdatmosphäre kommt nur ein geringer Teil der Strahlung an. Oberhalb der Tropopause (rund 12-15 km Höhe) herrschen bereits gute Beobachtungsbedingungen. Das flugzeuggestützte Observatorium bietet gegenüber einer Satellitenbasis den Vorteil von wesentlich geringeren Kosten sowie eine beinahe uneingeschränkte Positionierungsmöglichkeit. Die Instrumente können während der Flüge optimiert und permanent an den neuesten Stand der Technik angepasst werden.

Das Spiegelteleskop (Durchmesser 2,7 m) ist im hinteren Teil des Rumpfes untergebracht, freie Sicht nach außen gewährleistet ein in die Rumpfstruktur geschnittenes Loch. Während des Starts ist dieses Loch durch eine Tür verschlossen, die zur Beobachtung während des Fluges geöffnet wird.

Hintergrund und Problemstellung

Die Überströmung des Hohlraums führt zu starken Verwirbelungen und selbsterregten Druckfluktuationen im Bereich des Spiegels, wobei unter Flugbedingungen ohne aktive oder passive Dämpfungsmechanismen Schallpegel von bis zu 160 dB im Hohlraum erreicht werden, die widerrum zu Körperschwingungen führen. Um die Positionierungsgenauigkeit des Teleskops zu optimieren um die Beobachtungsqualität möglichst hoch zu gestalten müssen die Druckfluktuationen unterdrückt werden. Hierfür stehen mehrere aktive und passive Methoden zur Verfügung, um die Grenzschicht stromauf der Cavity bzw. die freie Scherschicht zu beeinflussen.

 Ziele in den Arbeitspaketen des IAG

  • Untersuchung der SOFIA cavity Aeroakustik mit Hilfe von CFD (Computational Fluid Dynamics) und CAA (Computational Aero Acoustics)
  • Studien zur passiven und aktiven Strömungsbeeinflussung
  • Analyse des Einflusses von Strömungsphänomenen auf die Positioniergenauigkeit des Teleskops
  • Erprobung hybrider RANS-/LES Methoden zur Simulation von Caviyströmungen
  • Bewertung von aero-optischen Eigenschaften von freien Scherschichten mit Hilfe von CFD
  • Detaillierte Analyse der SOFIA Cavityströmung mittels Drucksensoren, Thermocouples und optischen Kameras im Rahmen von Flugversuchen

Ergebnisse

 

Beeinflussung der Scherschicht ueber der Cavity mit Hilfe eines 3D Fence
vortices
Impact von passiver Strömungsbeeinflussung auf das Teleskop
SPL TA Surface
Verleich von CFD und CAA bei der Vorhersage von Cavityakustikmoden
48Hz Mode
All images are property of NASA and DLR  (Zur größeren Ansicht bitte auf das Bild klicken!)

Veröffentlichungen

S. Schmid, Th. Lutz and E. Krämer:
Simulation of the Unsteady Cavity Flow of the Stratospheric Observatory For Infrard Astronomy
IUTAM Symposium on "Unsteady Flows and their Control", Vol.14, Springer Berlin Heidelberg New York 2009

S. Schmid, Th. Lutz and E. Krämer:
Passive Control of the Flow Around the Stratospheric Observatory For Infrard Astronomy
AIAA Paper 2008-6717, 2008

Links

Deutsches SOFIA Institut

Deutsches Zentrum fuer Luft- und Raumfahrttechnik

National Aeronautics and Space Agency

Ansprechpartner: Dipl.-Ing. Dina-Marie Zimmermann, Dr.-Ing. Thorsten Lutz


Hintergrund und Problemstellung:

In Grenzbereichen der Flugenvelope können durch abgelöste und dadurch zeitlich schwankende Grenzschichtzustände am Tragflügel stark instationäre Zuströmungen am Leitwerk verursacht werden. Durch die instationären aerodynamischen Kräfte werden dynamische Moden der Struktur angeregt, was bei der Lastberechnung des Leitwerks berücksichtigt werden muss. Zudem wirken sich Ablösungen am Tragflügel auf den Abwind aus und ändern damit die Zuströmverhältnisse des Leitwerks, was dessen Wirksamkeit negativ beeinflussen kann. Im LuFo IV-Projekt ATLAS werden daher Untersuchungen zur instationären Zuströmung des Leitwerks im Nachlauf einer abgelösten Flügelströmung durchgeführt. Basierend auf einer Charakterisierung der instationären Zuströmung am Leitwerk aus numerischen Simulationen abgelöster Flügelströmungen wird ein Modell zur Beschreibung der Fluktuationen im Bereich des Leitwerks entwickelt.

Ziele:

  • Etablierung einer effizienten Kette, die geeignete Input-Daten für die von Projektpartnern verwendete Methode zur Berechnung der instationären Leitwerkslasten liefert.

  • Erkenntnisse zum Einfluss von Anströmparametern auf die instationären Fluktuationen in der Leitwerkszuströmung.

  • Methodik zur effizienten Bestimmung von instationären Zuströmdaten am Leitwerk ausgehend vom Strömungszustand am Flügel aus RANS-Simulationen.

Abgeschlossene Projekte

+-
Abbildung 1: Das aktuelle Konzept (c)
Abbildung 1: Das aktuelle Konzept

In Zeiten ständig zunehmenden mobilen Datenverkehrs mit immer schnelleren Datenübertragungsraten und erforderlichen Bandbreiten steigt die Notwendigkeit, neben den bereits bestehenden bodengebundenen und satellitenbasierten Lösungsansätzen nach Alternativen zu suchen, die dem Datenaufkommen der Zukunft gewachsen sind und eine flächen-deckende und kostengünstige Nutzung gewährleisten. Am Institut für Statik und Dynamik der Luft- und Raumfahrtkonstruktionen (ISD) wird hierzu seit mehreren Jahren der Versuchsträger einer mehrsegmentigen Luftschiffplattform ("Luftwurm") erprobt, die bestückt mit Telekommunikationseinrichtungen in 20 km Höhe in der Stratosphäre aufgrund der dort vorherrschenden günstigen Windverhältnisse möglichst stationär über einem festen Punkt der Erde positioniert werden soll (Abbildung 1). Bei entsprechendem Stand der diese zum einen außerhalb des gewerblich genutzten Luftraumes bis etwa 15 km liegt, zum anderen treten in diesem Höhenbereich die geringsten Windgeschwindigkeiten in der oberen Stratosphäre auf. Diese liegen im Mittel bei etwa 50 km/h im Sommer und 100 km/h im Winter, wobei kurzfristig auch erheblich höhere Werte auftreten können. Wie bei den meisten Fluggeräten kommt auch beim Entwurf von Höhenplattformen der Minimierung der strukturellen Masse eine entscheidende Bedeutung zu. Diese setzt sich beim unstarren Luftschiff aus der Masse der Hülle und der Leitwerke sowie der Nutzlast zusammen. Die Hüllenmasse ergibt sich hierbei aus dem maximalen inneren Überdruck, dem die Hülle standhalten muss. Dieser maximale innere Überdruck setzt sich aus dem Betriebsüberdruck und demmaximalen Differenzdruck des Traggases bei großer Anstellung zusammen.

Möglichkeit eines regenerativen Betriebs dieser Plattform. Die Flughöhe im Bereich von 20 km wurde gewählt, dadiese zum einen außerhalb des gewerblich genutzten Luftraumes bis etwa 15 km liegt, zum anderen treten in diesem Höhenbereich die geringsten Windgeschwindigkeiten in der oberen Stratosphäre auf. Diese liegen im Mittel bei etwa 50 km/h im Sommer und 100 km/h im Winter, wobei kurzfristig auch erheblich höhere Werte auftreten können. Wie bei den meisten Fluggeräten kommt auch beim Entwurf von Höhenplattformen der Minimierung der strukturellen Masse eine entscheidende Bedeutung zu. Diese setzt sich beim unstarren Luftschiff aus der Masse der Hülle und der Leitwerke sowie der Nutzlast zusammen. Die Hüllenmasse ergibt sich hierbei aus dem maximalen inneren Überdruck, dem die Hülle standhalten muss. Dieser maximale innere Überdruck setzt sich aus dem Betriebsüberdruck und demmaximalen Differenzdruck des Traggases bei großer Anstellung zusammen.

AirChain_3
Abbildung 2:
Strömungsmechanische Phänomene

Der Betriebsüberdruck gewährleistet, dass das Luftschiff unter allen Flugbedingungen den statischen Biegebeanspruchungen, die aus einer ungleichmäßigen Verteilung von Auftrieb, Zuladung und Konstruktionsmasse (insbesondere dem Leitwerk) entstehen, sowie den dynamischen Biegebeanspruchungen standhält, die von den Leitwerks- und Munkmomenten bei der Stabilisierung und Steuerung des Luftschiffs hervorgerufen werden. Beide Biegebeanspruchungen und somit die Hüllenmasse steigen mit zunehmendem Länge-Durchmesser-Verhältnis des Luftschiffs, wobei die anteilmäßige Masse der Leitwerke abnimmt. Im Fall einer Kugel verschwinden beide Biegebeanspruchungen, so dass zur Erzielung einer möglichst geringen Hüllenmasse bei gleichzeitig hoher aerodynamischer Güte fünf quasi-kugelförmige Segmente hintereinander angeordnet wurden. Durch die lose Kopplung der Segmente untereinander ergibt sich hierdurch eine zusätzliche Forminstabilität. Der mehrsegmentige "Luftwurm" kann jedoch, wie in zahlreichen Flügen des Prototypen (Abbildung 2) unter Beiweis gestellt, durch entsprechende Regelung mittels differentiellem Schub der seitlich an den ersten drei Segmenten angebrachten Propeller stabilisiert werden.Zur Simulation

AirChain_4
Abbildung 3:
Prototyp

aller Systeme dieser luftschiffgestützten Höhenplattform wird im Rahmen des von der Landesstiftung Baden-Württemberg finanzierten AirChain-Projekts der Systemprüfstand IRON BIRD entwickelt. Dieser dient neben der Dimensionierung der an Bord befindlichen Komponenten sowie der komplexen Steurerung auch der ausgiebigen Erprobung des Gesamtsystems. Im Rahmen dieses Projekts befassen sich die Arbeiten am IAG mit aerodynamischen Problemstellungen. Hierzu zählt unter anderem die Berechnung der Propellerkennfelder für die bisher bestehenden Verstellpropeller.

 Diese sind seitlich an den ersten drei Segmenten des "Luftwurm" angebracht und sorgen für den nötigen Antrieb, wobei durch differentiellen Schub auch die Stabilisierung und Richtungssteuerung des mehrsegmentigen Luftschiffes realisiert wird.Einweiterer Arbeitspunkt umfasst die Bereitstellung der aerodynamischen Beiwerte für den "Luftwurm". Diese dienen als Grundlage für die flugmechanischen Modelle der Flugregelungssysteme.

AirChain_5
Abbildung 4:
Windkanalmodell

Obgleich heutige theoretische Ansätze und deren Umsetzung in numerischen Simulationen ständigen Verbesserungen unterliegen, ist die Validierung der erhaltenen Ergebnisse mittels Windkanalversuchen nach wie vor ein wichtiger Bestandteil im Entwurfsprozess eines Flugobjekts. Dies gilt insbesondere für die sehr stark dreidimensionale und bei merklicher Anstellung durch massive Wirbelschichtablösungen gekennzeichnete Luftschiffumströmung. Diese stellt heutige Rechenverfahren noch immer vor große Herausforderungen, vor allem bei den aufgrund der niedrigen möglichen Fluggeschwindigkeiten unter Einfluss von Böen und Flugmanövern bei großen Anstell- oder Schiebewinkeln häufig auftretenden instationären Ablösungen. Für neuartige Konfigurationen wie den "Luftwurm", bei dem die einzelnen Segmente zusätzlich noch unterschiedliche Fluglagewinkel zueinander annehmen können, entstehen somit insbesondere an den Knicken sehr komplexe strömungsmechanische Phänomene (Abbildung 3). Für solch mehrfach geknickte Konfigurationen existiert noch keine aerodynamische Datenbasis, so dass zur Ermittlung der Beiwerte und zur Validierung von Strömungslösern experimentelle Untersuchungen notwendig sind. Die im Rahmen der Windkanalmessreihe zu untersuchenden Konfigurationen zeigt Abbildung 4.

AirChain_6
Abbildung 5:
Modell im Windkanal

Hierfür wurde für den Böenwindkanal des Instituts ein 4m langes Windkanalmodell erstellt, an dem sich die erforderlichen Segmentwinkel einstellen lassen (Abbildung 5). Dieses besteht aus einem massiven inneren Tragegerüst mit darum rotierbar angeordneten, in Faserververbundbauweise erstellten, Segmenthalbschalen.Neben den Gesamtlasten auf die Konfiguration sind auch die Einzelsegmentlasten zu ermitteln.Erstere werden mit Hilfe einer seilgestützten Modellaufhängung erfasst. Dabei ist das Modell, ausreichend ballastiert, an sechs mit einem Kraftaufnehmer ausgestatteten Seilen aufgehängt. Die aerodynamischen Lasten auf das Modell werden mittels der Seilkräfte und den Seilrichtungen bestimmt, wofür die einzelnen Tragseile jeweils mit drei reflektierenden Markern versehen sind, deren Positionen mit Hilfe eines photogrammetrischen Verfahrens erfasst werden (Abbildung 6). Die Einzelsegmentlasten lassen sich über eine Integration der Druckverteilung an der Modelloberfläche bestimmen. 

 

MODYAS : Multi Ojective Dynamical Aircraft Synthesis Hochgenaue Modellierung der Flugdynamik und Aerodynamik für ein flexibles Flugzeug Programm Luftfahrtforschung 2003-2007 des BMWT Ziel des Projekts ist die Etablierung einer Methode zur Erstellung hochgenauer Zustandsraummodelle eines flexiblen Flugzeugs. Dabei sollen erstmalig auch nichtlineare transsonische und viskose Effekte berücksichtigt werden Abbildung 1: Prozesskette MODYAS Abbildung 2: Deformation eines dynamisch beanspruchten Flügels Am IAG werden die dazu notwendigen RANS-Rechnungen für das ausgetrimmte, aeroelastisch deformierte Flugzeug durchgeführt. Hierzu wird der RANS-Löser FLOWer mit einem Verfahren zur automatischen Generierung strukturierter Mehrblockgitter sowie dem FEM-Programm Nastran modular gekoppelt. Bei der schwach gekoppelten CFD-CSD Simulation sollen neben der aeroelastischen Flügeldeformation auch die Deformationen des Rumpfes sowie der Leitwerke brücksichtigt werden. Die Ergebnisse der aeroelastischen Simulation dienen dem Institut für Aeroelastik des DLR Göttingen als Basis zur Berechnung der instationären Luftkraftmatrizen mittels eines Transonic Doubled Lattice (TDLM) Verfahrens. Vom Institut für Flugmechanik und Flugregelung (IFR) werden diese Luftkraftmatrizen als Grundlage zur Erstellung eines Zustandraummodells des flexiblen Flugzeugs verwendet.

 

 

Figure 1: Adaptive Wing (c)
Figure 1: Adaptive Wing

The project deals with concepts and aerodynamics of adaptive transonic wings. To cope with the problem of flight at transonic Mach numbers adaptive mechanisms are introduced. Aerodynamic efficiency at off-design conditions is improved by the application of a shock control bump (SCB), a concept first introduced in 1992 by Ashill, Fulker and Shires, on a variable camber (VC) airfoil. Since a SCB has to be properly shaped and positioned to generate a favourable effect, relevant geometrical parameters are investigated using direct numerical optimisation. An optimisation environment was developed consisting of a hybrid optimiser, a geometry module and a coupled Euler boundary-layer code. For a specified off-design condition bump shapes are optimised, while the influence of various geometric bump representations is investigated. Shape optimisations for an adaptive bump are carried out for different Mach numbers at a fixed lift coefficient. To overcome the problem of narrow Mach regions of significant drag reduction for one-point designed bumps, multi-point designs are performed.
The physical effect of the SCB is based on the highly nonlinear character of transonic flows. The SCB maps the contour of supercritical wing sections onto a smaller scale thus inducing isentropic compression waves upstream of the shockwave. This leads to a significant decrease of wave drag.
Determination of the exact flight condition in real flight represents a sophisticated task. Thus it is anticipated that SCBs for practical use must yield a reduced sensitivity to small changes of the onset flow. Because of the narrow Mach region of reduced drag coefficients for a one-point designed SCB multi-point designs were introduced. The objective function for the multi-point optimisation was changed to be represented by the sum of two drag coefficients at two different Mach numbers. On the left hand side the drag coefficient is plotted vs. the Mach number for a one-point design and several two-point optimised bumps. Since no weighting factors were involved in the optimisation process, the lower edge of the Mach-region implicitly has a lower priority than the upper edge since it introduces less wave drag that can be reduced. Thus the bump optimised for the most extended region of Mach numbers even shows a higher drag coefficient for the lower design Mach number compared to the clean airfoil while being favourable in the remaining design region. However, it can be stated that at the cost of less maximum drag reduction the region in which the bump is effective is broadened.

Figure 2 and 3: Polar Diagrams of Adaptive Wing
SFB_2

Because of its wave drag reducing capability an SCB applied additionally onto a VC airfoil promises a further increase of the aerodynamic efficiency. Direct numerical optimisations for a VC-SCB combination were carried out in order to estimate the additional improvement. On the right hand side the lift to drag ratio is plotted against the lift coefficient for the clean airfoil, the envelope of a VC-airfoil (green line), the envelope of a SCB-airfoil (blue line) as well as the envelope of a VC-SCB combination (orange line). Significant additional gains for the combination are visible. Investigations of the resulting optimised bump geometries of the VC-SCB combination show a noticeably reduced bump height compared to the optimised SCB only geometry. Further investigations regarding this project can be found in the following publications:

A. Sommerer, Th. Lutz and S. Wagner:
Numerical Optimization of Adaptive Transonic Airfoils With Variable Camber
Proceedings 22nd ICAS Congress, Harrogate, United Kingdom, August 27 - September 1, 2000, ICAS Paper ICA2.111

A. Sommerer, Th. Lutz and S. Wagner:
Design of Adaptive Transonic Airfoils By Means of Numerical Optimization
Proceedings ECCOMAS 2000: European Congress on Computational Methods in Applied Sciences and Engineering, September 11-14, 2000, Barcelona, Spain

Panelberechnung für das Luftschiff LOTTE (c)
Panelberechnung für das Luftschiff LOTTE

Forschergruppe Luftschifftechnologie (FOGL)

Die Forschergruppe Luftschifftechnologie (FOGL) wurde von der Deutschen Forschungsgemeinschaft (DFG) Anfang 1997 an der Universität Stuttgart eingerichtet und insgesamt über sechs Jahre gefördert. Initiator der Forschergruppe war Prof. Dr.-Ing. B. Kröplin vom Institut für Statik und Dynamik der Luft- und Raumfahrtkonstruktionen (ISD). Neben dem ISD waren das Institut für Aerodynamik und Gasdynamik (IAG), das Institut für Flugmechanik und Flugregelung (IFR) sowie das Zentrum für Sonnenenergie und Wasserstofforschung (ZSW) beteiligt. Die Zielsetzung der Forschergruppe bestand in der Vertiefung des Verständnisses relevanter physikalischer Zusammenhänge und Phänomene als Grundlage zur Entwicklung neuer und zur Anpassung bestehender Werkzeuge für den Entwurf und die Analyse moderner Luftschiffe.
Seit der Hochphase der Luftschiffe wurden kaum wissenschaftliche Untersuchungen zur Aerodynamik von "Leichter-als-Luft"-Konfigurationen durchgeführt. Zu Beginn der FOGL-Arbeiten standen keine aktuellen, veröffentlichten aerodynamischen Daten zur Verfügung, die als fundierte Basis zur Validierung moderner Messtechniken durchgeführt und veröffentlicht. Dies betraf einerseits Studien zur Topologie der Wirbelschichtablösung vom Rumpf sowie zur Entwicklung des zugehörigen Nachlaufs als auch Untersuchungen zu Interferenzeffekten zwischen Rumpf und Leitwerken. Die Ergebnisse haben das Verständnis der relevanten strömungsnechanischen Phänomene vertieft. Darüber hinaus dienten sie als Grundlage für eine physikalisch sinnvolle Modellierung im Rahmen einer parallel durchgeführten Verfahrensentwicklung. Einen Schwerpunkt der theoretischen Arbeit bildete die Entwicklung und Implementierung eines effizienten gekoppelten 3D Panel-Grenzschichtverfahrens, bei dem luftschiffspezifische aerodynamische Phänomene gezielt erfasst werden. So wurden Ansätze zur höherwertigen Modellierung freier Wirbelschichten, wie sie vom angestellten Rumpf oder den Seiten- bzw. Vorderkanten der Leitwerke ablösen können, entwickelt. Das resultierende Berechnungsprogramm UNIPAC ermöglicht die stationäre Analyse angetriebener LTA-Konfigurationen sowie die Erfassung relevanter instationärer Effekte bei vertretbarem Rechenzeitbedarf.
Ein weiterer Schwerpunkt der theoretischen Arbeit lag in der Durchführung von RANS-Analysen (Reynolds-Averaged-Navier-Stokes) für die im Detail vermessene Referenzkonfiguration LOTTE. Umfangreiche Vergleichsrechungen dokumentieren charakteristische Differenzen zwischen verschiedenen Turbulenzmodellen und es konnten Erkenntnisse und Erfahrungen zur sinnvollen Auswahl und Anwendung geeigneter Modelle (sowie zur Gestaltung strukturierter Gitter) gewonnen werden.

AirChain_3
Vergleich berechnete (RANS) und gemessene Druckverteilung für das Luftschiff LOTTE
AirChain_3
Vermessung eines LOTTE im Böewindkanal des IAG
AirChain_3
Grenzschichtmessungen und Strömungsvisualisierung am Zeppelin NT im Flugversuch


Die im Rahmen der FOGL-Arbeiten erzielten Ergebnisse wurden in zahlreichen Veröffentlichungen dokumentiert und finden sich beispielsweise auch in dem Fachbuch "Leichter als Luft - Transport- und Trägersysteme".

Ziel des ELFLEAN-Projektes im Luftfahrtforschungsprogramm (LuFo) V-3 ist die Untersuchung von Flugzeug-Konfigurationen mit Flächenendpropellern.

mehr zum ELFLEAN-Projekt

Dr.-Ing. Thorsten Lutz

Dieses Bild zeigt Lutz
Dr.-Ing.

Thorsten Lutz

Leiter Luftfahrzeugaerodynamik / Leiter Windenergie