Prüfungsaufgaben und Musterlösungen bis einschl. H2012 - IAG ...
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H 2001 NPO V<br />
H 2001 NPO V<br />
Aufgabe zur ”<br />
Flugzeug- <strong>und</strong> Flugkörperaerodynamik I“<br />
Es soll ein verwölbtes Doppelkeilprofil (siehe Abb.) mit gerader Unterseite analysiert werden.<br />
Die Skelettlinie kann als Mittellinie zwischen Ober- <strong>und</strong> Unterseitenkontur angenähert werden.<br />
z<br />
d<br />
α ∗ d/2<br />
Ma oo<br />
x d<br />
t x<br />
Zunächst werde eine reine Überschallumströmungmit Ma ∞ > 1 betrachtet.<br />
a) Berechnen Sie die Lage des Druckpunktes xA ∣<br />
t Ma∞>1<br />
als Funktion der relativen Profildicke<br />
δ = d, des Anstellwinkels α = t α∗ sowie der Dickenrücklage ¯x d = xd<br />
! t<br />
Zeigen Sie, daß die Lage des Druckpunktes unabhängig von ¯x d ist!<br />
Nun soll die inkompressible Umströmungder Skelettlinie für ¯x d = xd<br />
t<br />
=0.5 betrachtet werden.<br />
b) Berechnen Sie für ¯x d =0.5 die Lage des Druckpunktes xA ∣<br />
t Ma∞=0<br />
als Funktion von<br />
α = α ∗ sowie δ! Berechnen Sie dazu den Birnbaum-Koeffizienten A 1 <strong>und</strong> verwenden Sie<br />
A 0 = α ∗ , A 2 =0.<br />
Ändert sich die Lage des Druckpunktes bei kompressibler Unterschallumströmung? Begründen<br />
Sie Ihre Antwort!<br />
c) Beschleunigt ein Flugzeug von Unterschall- auf Überschallgeschwindigkeit, ist die Druckpunktwanderungbeim<br />
Durchgangdurch Ma ∞ = 1 von Bedeutung. Um die Druckpunktwanderungzu<br />
untersuchen, wird das Verhältnis der Druckpunkte im Unter- <strong>und</strong><br />
Überschallbereich gebildet. Nach einiger Rechnung erhält man:<br />
x At<br />
∣<br />
∣Ma∞1<br />
=<br />
α + 4δ<br />
π<br />
2α + δ + 4δ + 2δ2<br />
π πα<br />
Formulieren Sie diese Gleichungals Funktion von δ . Zeigen Sie durch anschließendes<br />
α<br />
Auflösen der Gleichungnach δ , warum es bei diesem Profil keine Kombination aus Anstellwinkel<br />
<strong>und</strong> Profildicke gibt, für die der Schalldurchgang ohne Druckpunktwanderung<br />
α<br />
möglich ist.<br />
a) Im Rahmen der linearisierten Theorie hängt die Lastverteilung bei einem mit Überschall<br />
umströmten Profil lediglich von der lokalen Steigung der Skelettlinie sowie von der Anstellung<br />
der Sehne gegenüber der Anströmrichtungab. Aus diesem Gr<strong>und</strong> lassen sich<br />
Auftriebs- <strong>und</strong> Momentenbeiwert aus einer Betrachtungder angestellten Skelettlinie berechnen.<br />
Die Dickenverteilungist lediglich bei der Ermittlungdes Wellenwiderstandes<br />
zu berücksichtigen. Die Profildicke spielt bei der vorliegenden Aufgabe nur insofern eine<br />
Rolle, als die Ergebnisse in Abhängigkeit des Dickenparameters δ angegeben werden<br />
sollen, der aufgr<strong>und</strong> der planaren Profilunterseite die Wölbungbestimmt.<br />
Die allgemein gültige Formel zur Berechnung der Lage des Druckpunktes lautet:<br />
x A<br />
t<br />
= − c m<br />
c a<br />
(2)<br />
Gemäß Skript Gl. (6.29) bzw. (6.31) gilt für ein Profil bei reiner Überschallumströmung<br />
nach der linearisierten Theorie folgende Formel für die Lage des Druckpunktes, die nicht<br />
die allgemeine Berechnung des Momentenbeiwertes erfordert, sondern nur den Momentenbeiwert<br />
des Profils bei verschwindendem Auftrieb A =0benötigt:<br />
x A ∣ = 1 t Ma ∞>1 2 − c m A=0<br />
(3)<br />
c a<br />
Für den Profilauftriebsbeiwert im Überschall gilt nach Gl. (6.26b):<br />
c a =<br />
4<br />
√<br />
Ma<br />
2<br />
∞ − 1 α (4)<br />
Für den Profilmomentenbeiwert im Überschall gilt nach Gl. (6.29):<br />
∫ (<br />
4 1<br />
c m = −√ α ∗ − d¯z ( x<br />
)) (x ) (<br />
a t x<br />
)<br />
d<br />
Ma<br />
2<br />
∞ − 1<br />
t t<br />
Mit der abgekürzten Schreibweise<br />
0<br />
d¯z a<br />
( x<br />
t<br />
d x t<br />
)<br />
= d¯z a<br />
d¯x<br />
<strong>und</strong>, da sich die Profilsehne auf der x-Achse befindet:<br />
d x t<br />
(5)<br />
(6)<br />
α ∗ = α (7)<br />
sowie unter Berücksichtigung der Tatsache, daß im Überschall der Auftrieb nur vom<br />
Anstellwinkel abhängt, d. h. A =0für α = 0 ist, erhält man folgende vereinfachte<br />
Gleichungfür den Momentenbeiwert:<br />
∫<br />
4 1<br />
d¯z<br />
c mA=0 = √ a ¯xd¯x (8)<br />
Ma<br />
2<br />
∞ − 1 0 d¯x<br />
1/6<br />
2/6