Prüfungsaufgaben und Musterlösungen bis einschl. H2012 - IAG ...
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Universität Stuttgart<br />
INSTITUT FÜR AERODYNAMIK<br />
UND GASDYNAMIK<br />
DIREKTOR: PROF. DR.-ING. SIEGFRIED WAGNER<br />
Flugzeug– <strong>und</strong> Flugkörperaerodynamik I – SS 2001<br />
Prüfung Herbst 1997<br />
Ein dünnes Profil wird in einem Windkanal vermessen. Es ergeben sich dabei für die<br />
statischen Drücke bzw. Druckbeiwerte:<br />
Anströmung: p ∞ =0.878 bar<br />
Staupunkt: p St =1.0bar<br />
Position I: x I /t =0.2; ∆c p (x I )=c pu (x I ) − c po (x I )=1.60<br />
Position II: x II /t =0.8; ∆c p (x II )=c pu (x II ) − c po (x II )=0.93<br />
(Index o ̂= Profiloberseite; Index u ̂= Profilunterseite; t ̂= Profiltiefe)<br />
z<br />
Prüfung Herbst 1997 2 /5<br />
b) Welche Ähnlichkeitsregel muß angewendet werden, wenn sich die Profilgeometrie<br />
für den inkompressiblen Vergleichsfall nicht ändern soll? Ermitteln Sie mit dieser<br />
Regel die Druckdifferenzen ∆c pik (x I )bzw.∆c pik (x II )für den inkompressiblen<br />
Vergleichsfall!<br />
Hinweis: Falls Sie Aufgabenteil a) nicht gelöst haben, rechnen Sie mit einem Näherungswert<br />
von Ma ∞ =0.4 weiter.<br />
c) Das Profil soll unter Vernachlässigung des Dickeneffektes durch die ersten beiden<br />
Normalverteilungen der Skelett–Theorie angenähert werden. Geben Sie die Zirkulationsstärken<br />
an den Positionen I <strong>und</strong> II (γ ik (x I ) bzw. γ ik (x II )) als Funktion von<br />
U ∞ , A 0 <strong>und</strong> A 1 an! Berechnen Sie nach der linearisierten Theorie die Druckdifferenzen<br />
∆c pik (x I ) <strong>und</strong> ∆c pik (x II )inAbhängigkeit von A 0 <strong>und</strong> A 1 ! Welche Zahlenwerte<br />
ergeben sich für A 0 <strong>und</strong> A 1 aus den Ergebnissen von Teilaufgabe b)?<br />
Hinweis: Die von einer flächenhaften Zirkulation γ induzierte Tangentialgeschwindigkeit<br />
beträgt direkt über bzw. unter der Wirbelfläche u = ±γ/2.<br />
d) Wie groß ist die relative Wölbung f/t <strong>und</strong> der Anstellwinkel α (in [ ◦ ]) der in c)<br />
berechneten Skelettlinie? Berechnen Sie den zu erwartenden Auftriebsbeiwert c a<br />
bei der unter a) berechneten Anström–Machzahl!<br />
Hinweis: Falls Sie Aufgabenteil c) nicht gelöst haben, rechnen Sie mit A 0 =0.1<br />
<strong>und</strong> A 1 =0.2 weiter.<br />
Ma ∞<br />
p ∞<br />
St<br />
x 1<br />
x 2<br />
t<br />
x<br />
a) Wie groß ist die Anström–Machzahl?<br />
Hinweis: Entlang der Staustromlinie kann man von einer isentropen Zustandsänderung<br />
ausgehen. Hierbei gilt:<br />
[<br />
p<br />
= 1+ κ − 1 ] κ<br />
Ma 2 1−κ<br />
p 0 2<br />
(κ =1.4; Index 0 ̂= Kesselzustand)<br />
Aus den gemessenen Drücken sollen in den nachfolgenden Teilaufgaben die geometrischen<br />
<strong>und</strong> aerodynamischen Hauptdaten des Profils bestimmt werden.