Erstellt von florian 17  |  Antworten: 5  |  Aufrufe: 5178
  1. #1
    florian 17

    Avatar von florian 17
    Tach Fliegerkollegen,

    mein Problem ist folgendes: in der Berufsschule nehmen wir zurzeit die Überschallaerodynamik durch. Also Mach`scher Kegel, Machlinienverlauf, gültige Geseze und unter anderem auch die kritische Machzahl (eines Tragflügels). Soweit so gut... wir haben etliche Arbeitsblätter zu diesem Thema bekommen, doch auf keinem werden wirklich präzise die physikalischen Vorgänge, die die Strömung auf der Oberseite der Tragfläche erfährt dargestellt. Bei genauerem Nachfragen wurde ich vom Lehrer abgespeist das dies alles zu kompliziert sei, und wir sowieso nur die Grundlagen beherrschen müssten. Da mich des alles aber genau interessiert, nun die Frage an euch:

    Was passiert genau wenn die Strömung auf der Tragflügeloberseite über Mach 1 beschleunigt wird? (in der Hinsicht auch Druckstöße, Schockwellen, Widerstand, Auftrieb und Lambda-Stoß??)

    Die Begriffe kenn ich, aber wie kommt es genau dazu?? Selbst unserem Fachbuch waren nur vage Beschreibungen der Vorgänge zu entlocken...

    Vielen Dank im Vorraus!!

    Grüße aus Nürnberg
    Flo

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  3. #2
    florian

    Avatar von florian
    hallo flo,

    das ist wirklich eine sehr interessante frage!
    soweit mir bekannt ist, gibt es schon im hohen unterschallbereich auf der flügeloberseite einen verdichtungsstoss und zwar dort wo die anströmende luft von überschall auf unterschall tritt. die luft wird auf überschall beschl. weil sie schneller über die flügeloberkante strömen muss da diese gewölbt ist.
    im ü-schall bereich gibt es auch an der flügelvorderseite einen v-stoss(staupunkt) die mit ü-schall anströmende luft wird hier auf 0 abgebremst(betrachtet aus dem flugzeug!!).

    soweit mal ganz kurz und ich lasse mich gerne eines besseren belehren

    gruss,
    florian

  4. #3
    florian 17

    Avatar von florian 17
    Abend Namenskollege,

    also hab mir des alles nochmall ganz genau angeguckt, und mir im Kopf klargemacht:

    Fliegt ein Flugzeug im (hohen) Unterschallbereich, so erreicht die Strömunggeschwinigkeit auf der Oberseite der Tragfläche irgendwann Mach 1 (nach Bernoulli), auch wenn das Flugzeug noch im Unterschallbereich unterwegs ist.
    -> Die kritische Machzahl des Profils ist erreicht, sie ist abhängig vom jeweiligen Profil und von den Umgebungsbedingungen (Dichte, Temperatur)
    Die Strömungsgeschwindigkeit erreicht logischerweise immer am höchsten Punkt der Profilwölbung und bei der entsprechenden Geschwindigkeit des Flugzeuges Mach 1.

    Bis hier is alles klar, doch folgendes is mir nimmer klar:

    In der Überschallaerodynamik drehen sich ja die Gesetze, die in der Unterschallaerodynamik gelten, um.
    Die Wirkung einer "Unterschalldüse" entspricht nun der eines Diffusors
    -> Druck steigt, Geschwindigkeit fällt, da die Luft aufgestaut und komprimiert wird (In der Unterschallaerodynamik nicht möglich, da die Luft als inkompressibles Medium betrachtet wird)
    Und die Wirkung eines Diffusors entspricht der der "Unterschalldüse"
    -> Bei Erweiterung des Querschnitts entspannen sich die Gase, und wandeln den Druck in kinetische Energie um, Druck sinkt die Geschwindigkeit steigt

    So, am höchsten Punkt des Profils ist die Strömungsgeschwindigkeit gleich Mach 1. Nun vergrößert sich jedoch der Strömungsquerschnitt wieder, da das Profil nach hinten schmäler wird... meine Schlussfolgerung: die Strömung müsste doch weiter beschleunigen, oder??

    Danach ist mir wieder des Meiste klar:

    Aus irgendeinem Grund (siehe voriger Absatz ) kommt es innerhalb der Überschallströmung zu einem Verdichtungsstoß (der meines Wissens nach dann auftritt wenn sich die Kontur des umströmten Körpers "konkav" ändert, Kanten, Schrägen usw.) der die Strömung verzögert -> Mach´scher Winkel vergrößert sich, die Machlinien überschneiden sich -> es entsteht eine Schockwelle in der der Druck schlagartig ansteigt, der Strömung wird Energie entzogen -> sie wird auf Unterschall abgebremst bzw. es kommt zu Grenzschichtablösungen. Daraus resultiert dann auch der Schockwellenwiderstand.

    So nun seid ihr da draussen wieder dran: wer kann mir das "fehlende Glied" klarmachen??

    puhh des war viel...

    Gute Nacht aus Nürnberg!!
    Gruß Flo

  5. #4
    Pyle

    Avatar von Pyle
    Also ich wollt vorm schlafen gehen nur noch mal kurz ins Forum gucken, und jetzt muß ich mein gehirn doch noch mal anwerfen :?!

    Auf Anhieb kann ich dir bei deinem Problem nicht weiterhelfen, ich hatte bis jetzt nur Strömungslehre im Unterschallbereich.
    Aber ich kann mal in unserer Bibliothek gucken, ob da son Überschallbuch oder so rumsteht.

    Ich guck mal nach und wenn da was gutes bei ist, dann fotografier ich mal ein paar Seiten ab.


    Gruß
    Pyle

  6. #5
    Pyle

    Avatar von Pyle
    So,
    ich hab mal nachgeguckt und ein Buch gefunden, in dem wenig Formeln sind und viel erklärt wird. (Ich hab auch eins gefunden, bei dem es genau umgekehrt ist, da steigen aber glaube ich nur Mathe-Freaks durch)
    Ob es dir weiterhilft weiß ich nicht. Ich hab momentan keine Zeit, um das Buch genauer anzugucken. Ich könnte dir aber ein paar Seiten zu "krit. Machzahl" und "erste Verdichtungsstöße" schicken. Einfach melden.

    Das folgende Photo ist auch aus dem Buch. Hat zwar mit dem Thema nicht viel zu tun, ich find es aber irgendwie genial. Das Geschoss (ich denke mal 7,62 oder 8mm) ist das schwarze längliche Ding ganz vorne.
    Angehängte Grafiken Angehängte Grafiken

  7. #6
    Hirsch

    Avatar von Hirsch
    Mit Überschreiten der kritischen Machzahl an der Oberseite, was hier eher als an der Unterseite des Profils auftritt, entsteht eine Zone der Überschallströmung. In dieser Zone steigt der statische Druck stark an, was sich in den Verdichtungsstößen, Abbremsen der Strömung und dem Ansteigen des Widerstandes äußert. Die Grenzschicht verändert ihr Aussehen, durch die veränderten Luftbewegungen kommt es zu einer Ablösung der Grenzschicht. Damit ist auch keine laminare Strömung mehr gegeben, die aerodynamische Qualität sinkt rapide. Die Auftriebserzeugung im Verhältnis zum Widerstand geht also arg in den Keller. An der Unterseite des Profils verändert sich der normalerweise in der Unterschallströmung entstehende Überdruck in einen Unterdruck, was zu einer weiteren Auftriebsverringerung führt. Generell verschiebt sich der Druckpunkt, also der Punkt, an dem die scheinbar resultierende Auftriebskraft entsteht, nach hinten, sozusagen stromabwärts, Damit wird auch das Kräftegefüge, das am Profil entsteht, qualitativ verändert und hat u.U. Auswirkungen auf die Belastungen der Flügel - wobei das sicherlich untergeordnet ist.
    Die aerodynamische Qualität sinkt bis zu dem Zeitpunkt der Geschwindigkeitssteigerung, an dem der Punkt der Grenzschichtablösung an der Hinterkante angekommen ist, sprich: bei einer Geschwindigkeit über M=1 (unterschiedlich, aber vielleicht M=1.2). Damit liegt die Strömung wieder am Profil an und kann es besser Auftrieb entstehen. Allerdings erreicht die aerodynamische Qualität nicht mehr die Größe des Unterschallbereiches. Der Energieaufwand ist also im Überschallbereich generell höher.
    Wichtig ist im Überschallbereich auch die sog. Flächenregel, nach der ein optimaler Flugkörper für den geringstmöglichen Widerstand einen erst zunehmenden, dann gleichbleibenden und dann abnehmenden Querschnitt haben sollte, also ohne Querschnitts"Sprünge" auskommen sollte. Aus diesem Grunde wird der Rumpf eines Flugzeugs an der Stelle der Tragflächenansätze eingeschnürt - somit bleibt der Gesamtquerschnitt auch in diesem Punkt gleich.
    Mehr hab' ich auf die Schnelle mit meinen Hubschrauberkenntnissen nicht herausbekommen.

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