Untersuchungen zur schallnahen marginalen Ablösung

Abstract

Laminare Grenzschichtablösung nahe der Vorderkante von dünnen Flügelprofilen ist ein wesentlicher Faktor, der die auf derartige Profile wirkenden Auftriebskräfte beeinflusst. Die beginnende Ablösung ist mit der Ausbildung eines kleinen Rückströmungsgebietes in der Grenzschicht verbunden und lässt die Außenströmung in der Grenze großer Reynoldszahl unbeeinflusst. Dieses allgemein als marginale Ablösung bezeichnete Phänomen wird im Gegensatz zu den bisherigen Untersuchungen erstmals unter Zugrundelegung schallnaher Bedingungen in der Außenströmung analysiert. Dabei wird weiters vorausgesetzt, dass das strömende Medium ein ideales Gas ist und die Oberfläche des umströmten Flügelprofils thermisch isoliert ist. Die für das Problem wesentliche Wechselwirkung der Grenzschichtströmung mit der schallnahen Außenströmung führt auf eine für derartige Probleme charakteristische Dreischichtenstruktur der Strömung, welche mit der Methode der angepassten asymptotischen Entwicklungen untersucht wird. Analog zum Fall marginaler Ablösung in inkompressibler Strömung wird eine Integralgleichung erhalten, welche die Wandschubspannung in dem durch die Wechselwirkung beeinflussten Strömungsabschnitt mit dem durch die Wechselwirkung induzierten und in der Grenzschicht wirkenden Druckgradienten verbindet. Zur Lösung dieser Integralgleichungen wird ein numerisches Verfahren vorgestellt und damit Wandschubspannungsverläufe in Abhängigkeit des Anstellwinkels des betrachteten Flügelprofils berechnet. Das vorgestellte Verfahren erlaubt weiters, die Auswirkung von kleinen Hindernissen, welche sich in dem durch die Wechselwirkung beeinflussten Teil der Außenströmung befinden, auf den Verlauf der Wandschubspannung zu untersuchen. Damit wird eine Beeinflussung der marginalen Strömungsablösung möglich und so ein Beitrag zu den im Begriff des Flow Control zusammengefassten Methoden geliefert.<br />

Laminar boundary-layer separation near the leading edge of a thin airfoil is one of the principal factors that limits the lift force acting on the airfoil. The onset of separation is accompanied by the formation of a short separation bubble inside the boundary layer and does not affect the outer flow in the limit of high Reynolds number.<br />This commonly as marginal separation denoted phenomenon is studied for transonic external flow conditions and high Reynolds number as well as ideal gas flow and thermally insulated walls of the airfoil under consideration. The interaction between the boundary-layer and the external flow, which is a vital aspect of marginal separation, manifests itself in a triple deck structure of the flow. This strucure is studied using the method of matched asymptotic expansions. As in the case of marginal separation in incompressible flow it is found that the wall shear stress distribution in the portion of the boundary-layer, which is affected by the interaction, is connected to the induced pressure gradient via an integral equation. A numerical scheme for solving this equation is presented and wall shear stress distributions depending on the angle of attack of the airfoil under consideration are calculated. This scheme also offers the possibility to study the effect of small obstacles, which are situated in the portion of the outer flow affected by the interaction, on the wall shear stress distribution. When calculating this effect it is found that small obstacles can be effectively used to control the onset of marginal flow separation.