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Shock control on a swept wing

2000; Elsevier BV; Volume: 4; Issue: 3 Linguagem: Alemão

10.1016/s1270-9638(00)00128-0

1626-3219

J. Birkemeyer, Henning Rosemann, E. Stanewsky,

Plasma and Flow Control in Aerodynamics

Shock and boundary layer control by contour bumps and local boundary layer suction have been investigated experimentally and numerically on a transonic swept wing. Additional 2-D numerical investigations were performed for the airfoil, corresponding to the wing. The investigations were primarily stimulated by the question concerned with the influence of sweep on the bump effectiveness. This influence has been found to be rather small; the drag reduction by the bump is slightly lower for the swept wing than for the airfoil. A location of the bump in the shock region has shown its effectiveness for reducing shock strength and hence wave drag. A position of the bump downstream of the shock wave has been shown to reduce viscous drag and to postpone buffet-onset to higher lift coefficients. Furthermore, the results indicate that boundary layer suction is a powerful device for drag reduction, but the effectiveness decreases with increasing Reynolds number. Higher effectiveness of suction can be attained, when it is coupled with a contour bump. The parameters height and position (relative to the shock) of the bump, optimized in terms of drag, depend on the shock strength; an influence of the boundary layer thickness upstream of the shock on the optimal bump parameters has not been found. A possibility to control an adaptive bump, mounted on an aircraft wing, is to employ the trailing edge pressure. Stoßkontrolle an einem schiebenden Flügel. An einem transsonischen schiebenden Flügel wurden experimentelle und numerische Untersuchungen zur Stoß- und Grenzschichtkontrolle durch Konturbeulen und lokale Grenzschichtabsaugung durchgeführt. Ergänzend fanden numerische Untersuchungen an einem dem Flügel entsprechenden Profil statt. Die Frage nach dem Einfluß der Pfeilung auf die Widerstandsreduzierung durch eine Konturbeule stand am Ausgangspunkt der Untersuchungen. Es hat sich herausgestellt, daß dieser Einfluß gering ist; am schiebenden Flügel ist die Widerstandsreduzierung durch die Konturbeule nur geringfügig kleiner als am Profil. Wird die Konturbeule im Bereich des Verdichtungsstoßes angeordnet, so wird eine Abschwächung des Stoßes und damit eine Reduzierung des Wellenwiderstandes erzielt. Eine Position der Konturbeule stromab vom Verdichtungsstoß zeigte hingegen eine Reduzierung des viskosen Widerstandes und eine Verschiebung der Buffet-Grenzen zu höheren Auftriebsbeiwerten. Des weiteren zeigen die Ergebnisse, daß durch lokale Grenzschichtabsaugung eine Widerstandsreduzierung erzielt werden kann, mit steigender Reynoldszahl nimmt jedoch die Wirksamkeit der Absaugung ab. In Verbindung mit einer Konturbeule kann eine höhere Effektivität der Grenzschichtabsaugung erzielt werden. Bei einer Optimierung der Konturbeule hinsichtlich Widerstandsreduzierung konnte eine Abhängigkeit der Beulenparameter Höhe und Position (relativ zum Stoß) von der Stoßstärke am Profil mit Originalkontur nachgewiesen werden; ein Einfluß der Grenzschichtdicke stromauf vom Stoß auf die optimalen Beulenparameter wurde nicht festgestellt. Abschließend wurde die Möglichkeit zur Steuerung einer adaptiven Konturbeule am Flugzeug über den Hinterkantendruck aufgezeigt.