Über die Wechselwirkung zwischen Stoßwelle und Grenzschicht
- In transsonischen Fans und Verdichtern interagieren Stoßwellen mit der Grenzschicht an den Schaufeloberflächen.
- Diese Wechselwirkung zwischen Stoßwelle und Grenzschicht kann sich negativ auf den aerodynamischen Wirkungsgrad auswirken und potenzielle Probleme hinsichtlich der Lebensdauer verursachen.
- Im Rahmen eines mehrjährigen Forschungsprojekts wurde am DLR Köln eine hochleistungsfähige transsonische Verdichterkaskade entwickelt und experimentell validiert.
- Dies ermöglichte ein tieferes Verständnis der Wechselwirkungen und schließlich deren Beherrschung durch optimierte passive Oberflächenmerkmale, sogenannte Shock Control Bumps, wodurch die Aerodynamik transsonischer Verdichter erheblich verbessert werden konnte.
Stoßwellen-Grenzschicht-Wechselwirkungen
Wenn Luft entlang der Oberfläche von Fan- und Verdichterschaufeln strömt, bildet sich aufgrund von Reibung direkt an der Oberfläche der Schaufeln eine sehr dünne Grenzschicht. Gleichzeitig können sich bei transsonischen und Überschallgeschwindigkeiten in Fan und Verdichtern Stoßwellen bilden. Diese Stoßwellen gehen mit einer sehr plötzlichen Änderung der Strömung einher: Der lokale Druck und die Dichte steigen an, während die Strömung gleichzeitig abgebremst wird.
Wenn Stoßwellen auf die Grenzschicht an den Schaufeloberflächen treffen, interagieren sie miteinander und beeinflussen sich gegenseitig, wodurch die Strömung grundlegend verändert wird. Dies kann zu erhöhten aerodynamischen Verlusten, instabiler Strömungsablösung und einem verringerten stabilen Betriebsbereich führen. Abgesehen von einer Verringerung des Wirkungsgrads bergen die interagierenden Stoßwellen auch das Risiko schwankender aerodynamischer Belastungen auf die Schaufelstruktur, was zu Problemen hinsichtlich der Lebensdauer und Ermüdung führen und schließlich potenzielle Brüche der Schaufeln zur Folge haben kann.
Aufgrund dieser Probleme ist es äußerst wichtig, diese Effekte richtig zu verstehen und möglicherweise zu kontrollieren oder zu verringern, um künftig effizientere Triebwerksschaufeln für Flugzeuge zu entwickeln. Im Rahmen eines mehrjährigen Forschungsprojekts haben DLR-Forscher die Wechselwirkungen mithilfe instationärer optischer Messungen und skalenauflösender Simulationen detailliert analysiert und einen Weg gefunden, diese schließlich zu kontrollieren, wobei der Schwerpunkt auf der Aerodynamik der Schaufeln mit optimierten passiven Oberflächenmerkmalen lag. Diese speziell entwickelten Shock Control Bumps (SCB) reduzieren sowohl die aerodynamischen Verluste als auch die Stoßwellenbewegung erheblich.
Die Forschungskaskade
Als ersten Schritt auf dem Weg zu diesem Ziel hat unser Institut die transsonische Kaskade TEAMAero als modernen, hochbelastbaren Kompressor-Test entwickelt. TEAMAero ist ein von der EU im Rahmen von Horizont 2020 gefördertes Forschungsprogramm. Für die Auslegung der neuen Kaskade hat unser Institut unsere Optimierungsumgebung AutoOpti mit dem Strömungslöser TRACE kombiniert.
Nach der erfolgreichen Auslegung der neuen Kaskade wurde diese gefertigt, mit Messgeräten ausgestattet und im Transsonischen Gitterwindkanal an unserem Standort in Köln bei Mach 1,2 getestet, um die numerische Auslegung zu validieren. Die Versuchsanlage dient speziell der Untersuchung von Verdichterschaufeln und Strömungsphänomenen in Verdichtern bei transsonischen Geschwindigkeiten unter Bedingungen, die den realen Betriebsbedingungen nahekommen. Darüber hinaus ermöglichten laseroptische Messverfahren wie zeitaufgelöste Schlieren-Bildgebung und high-speed particle image velocimetry (PIV) eine detaillierte Analyse der aerodynamischen Vorgänge.
Verständnis des Stoßwellen-Oszillationsmechanismus
Die Gesamtverluste der Kaskade wurden innerhalb des erwarteten Betriebsbereichs mit einer Abweichung von etwa 3–6 % vorhergesagt. Die Experimente brachten jedoch wichtige Details der Strömung zutage, die herkömmliche RANS-Simulationen nicht korrekt wiedergeben konnten. Von besonderem Interesse waren die Stoßwellenoszillation und die instationäre Ablösungsblase unterhalb der Stoßwelle.
Die im transsonischen Kaskadenwindkanal gemessenen Daten zeigten, dass die Hauptschockoszillation in einem breiten Frequenzbereich von etwa 500–550 Hz auftrat. Darüber hinaus wurde der Mechanismus des in der Kaskade auftretenden Schockoszillationszyklus aufgezeigt, bei dem stromabwärts erzeugte Druckstörungen – teilweise verursacht durch Rückströmungen aus dem vorherigen Zyklus – sich stromaufwärts ausbreiten und mit dem Hauptschock in Wechselwirkung treten.
Zudem wächst aufgrund eines starken schrägen Stoßes, der sich vom Hauptstoß stromaufwärts ausbreitet, die Ablösungsblase unterhalb des Stoßes während dieses Zyklus an und verursacht mehrere Sekundärstöße. Dies führt zu einem vorübergehenden Zusammenbruch oder einer Verengung des Schaufeldurchgangs sowie zu starken Veränderungen der lokalen Einströmbedingungen. Wenn der Zusammenbruch eingetreten ist, zirkuliert ein Block abgelöster Strömung stromabwärts, und eine verzögerte Wechselwirkung zwischen abgelösten Strömungsstrukturen schließt diesen Schwingungszyklus ab und versetzt ihn zurück in seinen Ausgangszustand.
Entwurf der Shock Control Bumps
Dieses weitaus detailliertere physikalische Verständnis der Wechselwirkung zwischen Stoßwelle und Grenzschicht ermöglichte die Entwicklung eines gezielt auf die Beeinflussung der Stoßwellenoszillation ausgerichteten Strömungssteuerungskonzepts. Zur Umsetzung dieses Konzepts wurde eine neuartige automatisierte Prozesskette entwickelt, um Verdichterschaufeln zu generieren, zu vernetzen, zu simulieren und zu optimieren, die auf der Saugseite mit dreidimensionalen Stoßkontroll-Dellen (Shock Control Bumps) versehen sind. Die Shock Control Bumps sind passive Vorrichtungen; sie erfordern weder externe Energie noch ein aktives Steuerungssystem, da sie in die aerodynamische Struktur und Konstruktion der Verdichterschaufeln integriert sind.
Die Shock Control Bumps bestehen im Wesentlichen aus mehreren Noppen, die gemeinsam die Auswirkungen der Wechselwirkungen zwischen Stoßwelle und Grenzschicht reduzieren. Eine stromaufwärts gelegene Erhebung an den Schaufeln komprimiert die Strömung schrittweise vor, bevor sie die Hauptstoßwelle erreicht. Außerdem erzeugt sie kontrollierte Wirbelstrukturen, die dazu beitragen, dass die Grenzschicht an der Oberfläche haftet. Eine stromabwärts gelegene Erhebung schwächt gleichzeitig den Hauptschock ab und fördert die Wiederanlagerung der Strömung. Dadurch erzeugen die SCBs eine günstigere lambdaförmige Schockstruktur, die das Schocksystem verankert und dessen Bewegung stromaufwärts begrenzt. Dies bedeutet nicht, dass die Schockschwingung vollständig beseitigt wird, sondern sie wird abgeschwächt und stabilisiert.
Um die optimale Auslegung für die Shock Control Bumps zu entwickeln, wurden in der Prozesskette mehr als 1.300 Konfigurationen bewertet, wobei fast 900 numerische Lösungen vollständig konvergierten. Die letztendlich ausgewählte Auslegung besteht aus aufeinander abgestimmten Paaren dreidimensionaler Noppen mit einer Höhe von nur 0,4 - 0,5 mm auf einer Schaufel mit einer Sehnenlänge von 100 mm. Diese optimierte Konfiguration wurde gefertigt und im Transsonischen Gitterwindkanal getestet. Am aerodynamischen Auslegungspunkt trug die optimierte Konfiguration der Stoßwellenkontrollnoppen dazu bei, die Gesamtdruckverluste um etwa 17 % zu senken, die Abweichung der Stoßwellenposition um 43 % zu verringern und die Strömungsumlenkung um etwa 1,7 Grad zu erhöhen. Das endgültige Design erwies sich somit als sehr effizient, sogar noch effizienter als vorhergesagt.
Zwar wurden bislang noch keine direkten Verbesserungen beim Treibstoffverbrauch oder bei der Effizienz auf Triebebene quantifiziert, doch die Auswirkungen auf die Aerodynamik der Schaufeln sind dennoch relevant für die Entwicklung effizienterer Triebwerksschaufeln. Sie zeigen zudem, wie sich eine physikalisch fundierte Kombination aus numerischer Optimierung und Windkanaltests als effizienter Weg zur Weiterentwicklung und Optimierung von Gebläsen und Verdichtern erweist.
Weiterführende Literatur
- Joachim, Klinner, et al. “The Unsteady Shock-Boundary Layer Interaction in a Compressor Cascade - Part I: Measurements With Time-Resolved Particle Image Velocimetry”, Journal of Turbomachinery, 147(9): 091003, 2025, https://doi.org/10.1115/1.4067467.
- Klose, Bjoern F., et al. “The Unsteady Shock–Boundary Layer Interaction in a Compressor Cascade - Part II: High-Fidelity Simulation”, Journal of Turbomachinery, 147(9): 091003, 2025, https://doi.org/10.1115/1.4067097.
- Munoz Lopez, Edwin J., et al. “Novel Methods for the Design of Compressor Blades with Shock Control Bumps”, ASME Turbo Expo, GT2026-177897, 2026, Milan, Italy
- Munoz Lopez, Edwin J., et al. “The Unsteady Shock-Boundary Layer Interaction in a Compressor Cascade - Part III: Mechanisms of Shock Oscillation”, Journal of Turbomachinery, 147(9): 091003, 2025, doi.org/10.1115/1.4066186.