Die vorliegende Forschungsarbeit behandelt numerische Simulationen instationärer transsonischer Strömungen an typischen zwei- und dreidimensionalen Profilen und Tragflügeln. Die Analyse konzentriert sich auf die von instationärer Stoß-Grenzschicht-Wechselwirkung induzierten periodischen Stoßbewegungen und die daraus resultierenden alternierenden Grenzschichtablösungen (shock-buffet) bei stationärer Flügelgeometrie in konstanter Anströmung. Dieser Mechanismus kann für die aeroelastische Anregung moderner Flugzeugtragflügel mit großer Spannweite bedeutsam sein. Shock Buffet wird an drei verschiedenen 2D Profilen untersucht, zwei symmetrischen (NACA 64A010 and 0012) und einem superkritischen (NLR 7301) sowie an einer generischen dreidimensionalen Flügel-Triebwerk-Pylon-Konfiguration. Die Untersuchungen werden mit dem DLR TAU Code, einem zeitgenauen hybriden RANS/DES Strömungslöser durchgeführt. Die Ergebnisse dienen (a) zur Klärung der physikalischen Grundlagen des Shock Buffet Anregungsmechanismus, (b) zur Bewertung der Empfindlichkeit von Shock Buffet bezüglich der Strömungsparameter, (c) zur Analyse der Rolle der Profilgeometrie, (d) zur Untersuchung des Einflusses der verschiedenen Modellierungsparameter (Turbulenzmodelle, zeitliche Auflösung). Aus der Analyse der Resultate wird eine umfassende analytische Theorie des Shock Buffet abgeleitet und vorgestellt. Sie basiert auf konvektiven und akustischen Mechanismen und wird mit CFD- Simulationen validiert. Abschliessend wird ein geeignetes Vorgehen zum Auffinden der Buffet-Onset Grenze mithilfe numerischer Simulationen vorgeschlagen.
The presented research work deals with numerical simulation of 2-D and 3-D unsteady transonic flows typical for aircraft aerofoils and wings. The analysis focuses on periodic shock motion caused by the unsteady shock/boundary-layer interaction and the subsequent alternating boundary layer separation, occurring on stationary geometries and under constant free-stream conditions (shock-buffet). This mechanism can play an important role in the aeroelastic excitation of large-span wings of modern aircraft. Shock-buffet is investigated using three different 2-D aerofoils, two symmetrical (NACA 64A010 and 0012) and one supercritical (NLR 7301), and a generic 3-D wing-nacelle-pylon configuration. In the investigation the DLR-Tau code, a time-accurate hybrid RANS/DES flow solver, is used and the simulation results serve to: (a) gain insight into the underlying physics of shock-buffet excitation mechanisms, (b) assess the sensitivity of shock buffet to variation of flow parameters, (c) analyse the role of profile geometry, (d) study the influence of modelling parameters (turbulence modelling, temporal resolution). From the analysis of numerical results a comprehensive analytical theory of shock-buffet is introduced, based on convective and acoustic mechanisms, and validated against the results of CFD simulations. At the end, an appropriate procedure for finding the shock-buffet onset boundary by the means of numerical simulations is proposed.
Numerical investigation of unsteady transonic shock/boundary-layer interaction for aeronautical applications
Numerische Untersuchung der instationären, transsonischen Stoß-Grenzschicht-Wechselwirkung für aeronautische Zwecke
2007
150 Seiten, 98 Bilder, 7 Tabellen, 92 Quellen
Theses
English
THE UNSTEADY PRESSURE SIGNATURE OF TRANSONIC SHOCK WAVE/BOUNDARY LAYER INTERACTION
British Library Conference Proceedings | 2010
|Analytic investigation of transonic shock-boundary layer interaction
Tema Archive | 1975
|Behaviour of Unsteady Transonic Shock/Boundary Layer Interactions with Three-Dimensional Effects
British Library Conference Proceedings | 2009
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