Prüfungsaufgaben und Musterlösungen bis einschl. H2012 - IAG ...

Universität Stuttgart
INSTITUT FÜR AERODYNAMIK
UND GASDYNAMIK
DIREKTOR: PROF. DR.-ING. SIEGFRIED WAGNER
Prüfung Frühjahr 2001 2 /7
1.5
-0.20
Flugzeug– und Flugkörperaerodynamik I – SS 2001
1.0
-0.15
Prüfung Frühjahr 2001
In einem Niedergeschwindigkeits–Windkanal wird eine zweidimensionale Profilvermessung
durchgeführt. Der Auftriebsbeiwert c a sowie der Momentenbeiwert c mt/4 (relativ
zum t/4–Punkt) sind in Abb. 1 aufgetragen. Im Rahmen dieser Aufgabe soll lediglich
der linear approximierte Bereich betrachtet werden.
a) Ermitteln Sie anhand von Abb. 1 den Auftriebsanstieg dc a /dα sowie den Momentengradienten
dc m /dα (jeweils in [1/rad]) und vergleichen Sie diese mit den
entsprechenden Werten der Skelett–Theorie.
b) Berechnen Sie die Lage (relativ zur Profilnase) des Druckpunktes x A /t sowie des
Neutralpunktes x N /t in Abhängigkeit des Anstellwinkels α. Ermitteln Sie die jeweilige
Druckpunktlage bei α = −2 ◦ , 0 ◦ ,...,8 ◦ .
c a
[-]
0.5
0.0
-0.5
c a
(Messung)
c a
(Naeherung)
c m t/4
(Messung)
c m t/4
(Naeherung)
c m Nase
-10 -5 0 5 10 15
α [°]
Abb. 1: Auftriebs– und Momentenpolare
-0.10
-0.05
0.00
c m
[-]
c) Skizzieren Sie in Abb. 1 den Verlauf des Momentenbeiwertes mit der Profilnase als
Bezugspunkt c mNase .Erläutern Sie kurz, warum der Nullmomentenbeiwert c mA=0
unabhängig vom gewählten Bezugspunkt ist.
50
1
Das Profil kommt an einem Flugzeug mit einem Trapezflügel zum Einsatz, der in den
nachfolgenden Teilaufgaben mit der einfachen Traglinientheorie behandelt werden soll.
Das Abfluggewicht beträgt G =25·10 3 N, die Spannweite b = 12 m, die Profiltiefe an der
Flügelwurzel t i = 2 m und die Profiltiefe am Randbogen t a = 1 m. Der gesamte Auftrieb
werde vom Flügel erzeugt.
d) Der Flügel soll so ausgelegt werden, daß beim Auftriebsbeiwert c A =0.8 und der
Luftdichte ρ ∞ =1.2 kg /m 3 eine elliptische Zirkulationsverteilung Γ in Spannweitenrichtung
vorliegt. Berechnen Sie Γ 1 sowie die zugehörige Auftriebsbeiwertverteilung
c a (ϑ). Ermitteln Sie Γ(η) sowie c a (η)für die Stützstellen ϑ =0,π/8,π/4, 3π/8,π/2
und skizzieren Sie die Verläufe in Abb. 2. Charakterisieren Sie kurz die zu erwartenden
Flugleistungen (hinsichtlich des induzierten Widerstandes) sowie die
Flugeigenschaften (hinsichtlich des Überziehverhaltens).
e) Abschließend soll der stationäre Flug bei Ma ∞ =0.5,p ∞ =0.473 · 10 5 Pa untersucht
werden. Berechnen Sie den Auftriebsbeiwert sowie die Anstellwinkeländerung
gegenüber dem inkompressiblen Fall aus Aufgabenteil d).
Γ [m 2 /s]
40
30
20
10
Γ
c a
0
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1
η=y/(b/2) [-]
Abb. 2: zu Aufgabenteil d)
0.8
0.6
0.4
0.2
0
c a
[-]