Numerische Untersuchung des Einflusses von stromauf laufenden Druckwellen auf die Transition im Transschall

Hermes, Viktor; Olivier, Herbert

doi:999910344942

Numerische Untersuchung des Einflusses von stromauf laufenden Druckwellen auf die Transition im Transschall = Numerical assessment of the influence of upstream moving pressure waves on transition in transonic regime

Hermes, Viktor (Author)

2014

VerantwortlichkeitsangabeViktor Hermes

ImpressumAachen : Shaker 2014

UmfangX, 124 S., S. a - q : Ill., graph. Darst.

ReiheBerichte aus der Luft- und Raumfahrttechnik

Zugl.: Aachen, Techn. Hochsch., Diss., 2013

Genehmigende Fakultät
Fak04

Hauptberichter/Gutachter
Olivier, Herbert (Thesis advisor)^RWTH*

Tag der mündlichen Prüfung/Habilitation
2013-10-31

Online
URN: urn:nbn:de:hbz:82-opus-50065
URL: https://publications.rwth-aachen.de/record/229072/files/5006.pdf

Einrichtungen

Lehr- und Forschungsgebiet und Abteilung Hochtemperatur-Gasdynamik (415520)

Inhaltliche Beschreibung (Schlagwörter)
Druckwelle (Genormte SW) ; Numerische Strömungssimulation (Genormte SW) ; Strömungsmechanik (Genormte SW) ; Ingenieurwissenschaften (frei) ; Transition (frei) ; CFD (frei) ; computational fluid dynamics (frei) ; high-order WENO (frei) ; laminar transition (frei) ; turbulent transition (frei) ; non-linear pressure waves (frei) ; transsonic (frei)

Thematische Einordnung (Klassifikation)
DDC: 620

Kurzfassung
Der Widerstand eines umströmten Körpers zum Beispiel eines Flugzeugs hängt maßgeblich vom Zustand des wandnahen Bereichs, Grenzschicht genannt, ab. Klassischerweise wird zwischen einer laminaren und einer turbulenten Grenzschicht unterschieden, wobei die letztere einen höheren Widerstand verursacht. Der Übergang vom laminaren zum turbulenten Zustand wird als Transition bezeichnet und ist neben der Geometrie und stationären Strömungsgrößen von Fluktuationen abhängig. Diese Strömungsfluktuationen treten entweder innerhalb oder außerhalb der Grenzschicht auf. Die äußeren Fluktuationen werden in die Grenzschicht eingekoppelt und führen nach weiterem Anwachsen zur Transition. Die Hinterkante eines umströmten Tragflügelprofils ist eine Quelle akustischer Druckwellenanregung. Die Druckwellen entfernen sich in alle Raumrichtungen vom Entstehungsort. Der stromauf laufende Teil der Druckwellen bewegt sich dabei entgegen der Hauptströmungsrichtung, was bei hohen subsonischen Anströmgeschwindigkeiten zur langsamen Wellengeschwindigkeit relativ zum Profil führt. In Abhängigkeit von der Druckwellenamplitude und -frequenz steilen sich die zunächst harmonischen Wellen nichtlinear zu schwachen Verdichtungsstößen auf. Während ihrer weiteren Bewegung stromauf interagieren die schwachen Verdichtungsstöße nun stark nichtlinear miteinander und mit der Strömung. Zum einen wird am Profil eine Selbstorganisation der Druckwellen beobachtet. Das heißt, während ihre Form, Frequenz und Amplitude in der Hinterkantennähe recht zufällig und chaotisch ist, was auf ihre Entstehung durch die Scherung der turbulenten Wirbel an der Hinterkante zurückzuführen ist, wird dagegen weiter stromauf eine Ausrichtung der Wellenfront in Hauptströmungsrichtung und eine deutliche Reduktion der Frequenz, durch Einholen der schwachen Verdichtungsstöße durch starke, beobachtet. Zum anderen wird vermutet, dass schwache stromauf laufende Verdichtungsstöße die Transition beeinflussen. Diese Arbeit stellt eine Untersuchung dieser Wechselwirkung unter vereinfachten Bedingungen mittels einer numerischen Strömungssimulation dar. Dabei werden die Parameter der Druckwellen systematisch variiert und die Auswirkung auf das Strömungsfeld, insbesondere den Zustand der Grenzschicht, quantitativ analysiert.

The aerodynamic drag of a body for instance of an air plane mainly depends on the conditions of the flow in the near-wall region, called boundary layer. Classically, one distinguishes between laminar and turbulent boundary layer, with the later one causing higher drag. The change of boundary layer condition from laminar to turbulent is called transition. The position of as well as the process of transition strongly depends on body shape, steady-state flow characteristics and especially on flow fluctuations. The fluctuations appear either inside the boundary layer or outside. Outer fluctuations have to be coupled inside the boundary layer flow and increase in magnitude while moving downstream to finally lead to transition. Wing or blade/vane trailing edges are sources of acoustic pressure wave generation. The pressure waves propagate in all direction from this source. The upstream moving part of the pressure wave propagates against the main flow direction leading to small wave velocities relative to the airfoil surface. Dependent on pressure wave amplitude and frequency initially harmonic waves steepen non-linear to shocks. A self-organization process of these weak shocks is observed during their further motion. Namely, the frequency and amplitude of the pressure waves that is random and chaotic at the trailing edge due to their generation by turbulent vortices become ordered in the mid-chord region. Stronger shock waves that are moving faster catch up the weaker ones and merge with them. At the end, the frequency is dramatically reduced towards the position of airfoil maximum thickness and the wave fronts are oriented nearly orthogonal to the airfoil surface. In technical literature strong supposition that weak upstream moving shock waves influence the transition process is expressed. In this work the interaction of weak shocks and transitional boundary layer are assessed with means of CFD under geometrically simplified conditions. This simplification allows a systematic variation of pressure wave parameters like amplitude and frequency. The unsteady flow field and especially the boundary layer condition are analyzed in detail.

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