Optisches Verfahren zur Messung der Wandschubspannung

Abteilung Hochgeschwindigkeits­konfigurationen

Hintergrund

Der viskose Widerstand ist für den Großteil des Gesamtwiderstands eines modernen Flugzeuges verantwortlich. Er hat einen deutlichen Einfluss auf den spezifischen Treibstoffverbrauch, die Umweltbelastung und die Lärmemission. Für schnelle und genaue Messungen der Wandschubspannung in Windkanaltests wird am Institut für Aerodynamik und Strömungstechnik des DLR ein berührungsloses bildgebendes Verfahren, die Global Interferometry Skin Friction (GISF) Technik, angewendet.

Das Messverfahren

Die Schwierigkeiten der Messungen der Wandschubspannung in Strömungen mit dünnen Grenzschichten mit herkömmlichen Methoden sind gut bekannt. Sie ergeben sich hauptsächlich durch die störende Beeinflussung der Strömung seitens der angewandten Messgeräte. Das GISF-Verfahren unterliegt derartigen Einschränkungen nicht, da es ein berührungsloses Verfahren ist. Das Messprinzip basiert auf der Ausdehnung eines dünnen Ölfilms auf der Testoberfläche durch die Wirkung der Wandschubspannung, die durch die Strömung erzeugt wird. Die zeitliche Ausdehnung des transparenten Ölfilms wird mittels optischer Interferometrie bestimmt, die dadurch zustande kommt, dass ein Teil des Lichts von der Testoberfläche und ein weiterer von der Ölfilmoberfläche reflektiert werden.

Für die optischen Messungen der Wandschubspannung wurde eine spezielle Softwareanwendung 3DGISF für die Bilderfassung, Bildverarbeitung, Schubspannungsberechnung und Datenausgabe entwickelt. Dank der integrierten 3D-Rekonstruktion lassen sich die Ergebnisse auf die CAD-Modelloberfläche rückprojizieren, so dass ein Vergleich mit komplementären CFD-Berechnungen erleichtert wird.    

Verteilung des Reibungsbeiwerts im Bereich der Stoß / Stoß / Grenzschicht - Wechselwirkung an einer Doppelkeil-Konfiguration
Dieses Verfahren wird mittlerweile erfolgreich in verschiedensten Windkanalanlagen eingesetzt, die das gesamte Spektrum vom tiefen Unterschall bis zum Hyperschall abdecken: Rohrwindkanal RWG, Transsonischer Windkanal TWG, Niedergeschwindigkeitskanal 1MK des DLR Göttingen sowie die Niedergeschwindigkeitskanäle LSWT (Airbus Bremen) und LLSWT (TU Hamburg-Harburg). Hier eine Auswahl an untersuchten Strömungen bzw. Phänomenen:

  • Längswirbelbildung in einer 2D-Rampenströmung
  • Nachlaufströmung hinter einem senkrechten Leitwerk an ebener Platte
  • Strömung mit 3D-Seitenstrahl/ Grenzschicht-Wechselwirkung
  • Strömung mit Stoß/Stoß/ Grenzschicht-Wechselwirkung an einer Doppelkeil-Konfiguration
  • Transsonische Umströmung eines schiebenden Flügels
  • Aktive Laminarhaltung am schiebenden Flügel im Überschall
  • Qualifizierung der Windkanalwandgrenzschicht

Ein Beispiel der mit GISF gemessenen Reibungsbeiwertverteilung am Doppelkeilmodell ist im Bild zu sehen. Besonders im Bereich der sekundären Strömungsablösung demonstrieren die Ergebnisse eine sehr gute örtliche Auflösung und eine hohe Empfindlichkeit dieser Technik.

 

Veröffentlichungen zum Thema

  • Schülein E. (2004) “Development and Application of the Thin Oil Film Technique for Skin Friction Measurements in the Short-Duration Hypersonic Wind Tunnel”, in: New Results in Numerical and Experimental Fluid Mechanics IV, edited by C. Breitsamter et al., Vol. 87, Notes on Numerical Fluid Mechanics and Multidisciplinary Design, Springer-Verlag, Berlin Heidelberg, 2004, pp. 407 – 414
  • Lüdeke H., Radespiel R., Schülein E. (2004) "Simulation of Streamwise Vortices at the Flaps of Re-entry Vehicles", Aerospace Science and Technology, 8 (8), 703-714
  • Schülein E. (2004)  "Optical Skin Friction Measurements in Short-duration Facilities (Invited)", AIAA-2004-2115, 24th AIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference, 28 June - 1 July, 2004, Portland, Oregon, 18p
  • Schülein E. (2006) “Skin Friction and Heat Flux Measurements in Shock Boundary Layer Interaction Flows”, AIAA-Journal, Vol.44, No.8, Aug. 2006, pp.1732-1741
  • Kovar A. and Schülein E. (2008) “Visualisation and Prediction of Heat Flux Measured on the Example of Side Jet Control,” 13th International Symposium on Flow Visualisation, 01.-04.07.2008, Nizza, Frankreich
  • Schülein E. (2008) “Experimental Investigation of Laminar Flow Control on a Supersonic Swept Wing by Suction”, AIAA Paper 2008-4208, 4th AIAA Flow Control Conference, Seattle, Washington (USA), 23. – 26.06.2008, 14p

Kontakt
Dr.rer.nat. Erich Schülein
Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR)

Institut für Aerodynamik und Strömungstechnik
, Hochgeschwindigkeitskonfigurationen
Tel: +49 551 709-2803

Fax: +49 551 709-2811

E-Mail: Erich.Schuelein@dlr.de
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Abteilung Hochgeschwindigkeits­konfigurationen (AS-HGK) (http://www.dlr.de/as/desktopdefault.aspx/tabid-333/378_read-559/usetemplate-print/)