Akustische Strömungsbeeinflussung zur Verzögerung der laminar-turbulenten Transition und zur Erhöhung des Maximalauftriebs von Tragflügeln

Abstract

Eine Verminderung des Strömungswiderstandes bei Flugzeugen läßt sich u.a. erreichen durch Verzögerung der laminar-turbulenten Transition der Grenzschicht, womit sich der Reibungswiderstand verringert, und durch Verkleinerung von Ablösegebieten, insbesondere am Flügel, wodurch auch der Maximalauftrieb des Flügels erhöht werden kann. Im Institut für Strömungsmechanik der DLR wurden und werden - jetzt im wesentlichen im Rahmen des Projektes "Adaptiver Flügel" (ADIF)- Möglichkeiten untersucht, solche Effekte durch aktive Beeinflussung der Flugzeugumströmung zu erzielen. Hier werden zwei Techniken behandelt, bei denen die Strömungsbeeinflussung nicht statisch sondern dynamisch erfolgt. D.h. es wird versucht, durch Einbringen von geeigneten zeitlich rasch veränderlichen, z.B. periodischen oder quasiperiodischen Strömungsschwankungen in die Grenzschicht oder in die freie Scherschicht die Umströmung im Sinne einer Widerstandsreduzierung zu verbessern. Als aussichtsreichster Weg zur Verzögerung der Transition erscheint die gezielte Beeinflussung von Grenzschichtstörungen im linearen Bereich ihrer Entwicklung durch gegenphasig in die Grenzschicht eingebrachte Schwankungen gleicher Amplitude. Die lineare Überlagerung der ankommenden Tollmien-Schlichting-Wellen mit künstlich erzeugten gegenphasigen Schwankungen soll zur -möglichst weitgehenden- Auslöschung der Grenzschichtstörungen führen. Bei unseren bisherigen Versuchen wurden Pegelminderungen bis zu etwa 20 dB erzielt. Die Amplitude der Grenzschichtstörungen (Geschwindigkeitsschwankungen) am Orte des Hitzdrahtsensors wurde also um etwa 90% reduziert. Dadurch wird der laminar-turbulente Umschlag stromab verschoben. Die bei hohen Anstellwinkeln auftretende Vorderkantenablösung von Flügeln und Flügelporfilen läßt sich ebenfalls durch Einbringen von periodischen oder quasiperiodischen Störungen in die Grenzschicht bzw. in die freie Scherschicht in günstigem Sinne beeinflussen. Diese Störungen können mittels periodischen Einblasens und Absaugens von Fluid durch schmale, in Spannweitenrichtung verlaufende Schlitze im Nasenbereich des Flügelprofils erzeugt werden. Diese Methode könnte technisch verwertbar sein und wurde daher in einer Reihe von Experimenten untersucht, bei denen ein NACA 0012 Profil mit einem oder mehreren Schlitzen im Nasenbereich verwendet wurde. Ein wichtiges Ergebnis war, daß sich bei geeigneter Anordnung von Schlitzen und unter den Schlitzen befindlicher Hohlräume selbsterregte Schwingungen in diesem System ausbilden, die eine Beeinflussung der Strömungsablösung ohne zusätzliche Schallgeneratoren ermöglichen