Entstehung von Wirbelasymmetrien am Flugkörper durch Nasendeformation

Abstract

Ein bekanntes Phänomen für rotationssymmetrische Flugkörper im hohen Anstellwinkelbereich ist das Entstehen von asymmetrischen Wirbelpaaren auf der Leeseite. Mit diesen Wirbelpaaren gehen zum Teil große Giermomente und Seitenkräfte einher. Um die Zielführung des Flugkörpers zu erhalten, sind flugbahnstabilisierende Maßnahmen notwendig. Die zusätzlichen Steuerkräfte wirken sich negativ auf die Leistungsfähigkeit des Flugkörpers aus. In der Literatur lässt sich als eine Erklärung zur Entstehung der Asymmetrieen z.B. unterschiedliche Transitionslagen links- und rechtsseitig der Flugkörpernase finden. Weitere Ursachen können Deformationen an der Flugkörpernase sein, etwa aufgrund aerodynamischer Lasten oder Schäden die beim Transport oder der Lagerung des Flugkörpers entstehen. Bei schon vorhandenen Deformationen können die dadurch entstehenden Wirbelasymmetrien und damit gekoppelten asymmetrischen Oberflächendruckverteilungen die Verformungen weiter verstärken. Windkanaltests zeigen, dass auch fertigungsbedingte Ungenauigkeiten im Nasenbereich ausreichen, um eine Wirbelasymmetrie hervorzurufen. Hierbei können die Ungenauigkeiten im Fertigungstoleranzbereich liegen und sind daher schwer zu vermeiden. Aufgrund dessen ist es unumgänglich, Methoden zu entwickeln, die eine symmetrische Wirbelpaarentwicklung erzwingen. Dieser numerische Beitrag beschäftigt sich mit dem Entstehen von Asymmetrieen aufgrund von Deformationen. Es soll des Weiteren die Auswirkung verschieden großer Deformationen auf das Strömungsfeld untersucht werden. Die gewonnenen Ergebnisse fließen in die Bewertung von bestehenden, aktiven und passiven Methoden zur Unterdrückung von Asymmetrien ein. In einem letzten Schritt werden Maßnahmen zur Unterdrückung der Wirbelasymmetrien im Flugkörpermodell integriert und simuliert. Um grobe Netzeinflüsse zu vermeiden, die selbst Asymmetrien erzeugen können, wird zunächst ein generisches Flugkörperhalbmodel mit Hilfe des Netzgenerators „Centaur“ hybrid vernetzt und später zu einem Vollmodell gespiegelt. Die numerische Untersuchung ist so angelegt, dass im Nasenbereich eine Deformation an der symmetrischen Flugkörpergeometrie aufgebracht wird. Mit dem Ansatz der radialen Basisfunktion wird die Spitze der Flugkörpernase nach rechts bzw. links in der Gierebene ausgelenkt und dabei auf Längentreue und stetige Übergänge geachtet. Zur Entscheidungsfindung für den Bereich an dem am Flugkörper zunächst eine Deformation aufgebracht wird, wurden Informationen aus Windkanalexperimenten zu Hilfe genommen. Die Untersuchung findet bei windkanalähnlichen Bedingungen statt (Ma =0,8; Re 430000). Für die numerische Berechnung wird der DLR-TAU-Code verwendet. In Abb1. ist die Druckverteilung auf einem Flugkörper und in drei Schnitten entlang der Flugkörperlängsachse für einen Flugkörper ohne (Abb. 1a) und mit (Abb. 1b) Deformation gezeigt. Der Anstellwinkel beträgt α = 43°. Bei der Deformation handelt es sich um eine Verschiebung der Nasenspitze um 0,3 mm nach rechts (von vorne betrachtet). Die Auslenkung entlang der Flugkörperlängsachse verläuft stetig und geht bei einer Nasenlänge von 54 mm auf null zurück. Der gesamt Flugkörper ist 720 mm lang und hat einen Durchmesser von 36 mm. Trotz der geringen Deformation verschieben sich die Wirbelkerne in vertikaler Richtung zu einander, verdeutlicht in letzten Schnittebene in Abb1. Mit einher geht eine Änderung der Druckverteilung am Flugkörper durch die Nasenverschiebung, gut zu erkennen im Bereich zwischen dem Schnitt an der Nase und dem mittleren Schnitt. In weiteren numerischen Simulationen wird das Maß der Auslenkung sukzessiv erhöht und als weiterer Parameter der Angriffspunkt der Deformation vom Übergang Zylinder-Ogive in Richtung Heck verschoben. Nach einer Auswertung der Ergebnisse soll in einem nächsten Schritt, durch eine künstlich hervorgerufene symmetrische Ablöselinie die Wirbelasymmetrie unterdrückt werden.