Experimentelle Untersuchungen an Wellenreiter-Flügeln im Hyperschallbereich

Kipke, Klausdieter

Es werden die Ergebnisse von experimentellen Untersuchungen an sechs Wellenreiter-Flügeln (Caret-Wings) mitgeteilt, die in der Hyperschall-Versuchsanlage der Deutschen Forschungsanstalt für Luft- und Raumfahrt (DFL) bei Machzahlen zwischen Ma[Lemniskate] = 8 und 15 und entsprechenden Reynoldszahlen zwischen Re = 2,7 . 10^6 und 1,4 . 10^5 durchgeführt wurden. Die Flügel besaßen folgende Kenngrößen: Auslegungs-Machzahl zwischen MaA = 6 und 10, Seitenverhältnis [Delta] = 0,8 und 1,6 und Volumen-Parameter zwischen [tau] = 0,0675 und 0,1. Hierbei ist der Volumen-Parameter [tau] definiert als (Flügel-Volumen)/(Flügelfläche)^3/2. Die Messungen umfassen Dreikomponenten-Kraftmessungen, Druckverteilungsmessungen sowie die optische Bestimmung der Stoßlage durch Strömungsaufnahmen. Die gemessenen Beiwerte des Auftriebes cA, des Widerstandes cW und des Nickmomentes um die Flügelspitze cM sowie die gemessenen Druckverteilungen wurden mit der zweidimensionalen Keiltheorie verglichen; dabei ergibt sich durchweg eine gute Übereinstimmung zwischen Theorie und Messung. Die verbesserte Newtonsche Theorie weist ebenfalls eine gute Übereinstimmung mit den Druckmessungen auf. Die Lage des Verdichtungsstoßes wurde durch Photo-Aufnahmen mit Hilfe eines Differential-Interferometers bestimmt. Dabei zeigt sich, daß Reibungseinflüsse sich stark auf die Form des Verdichtungsstoßes auswirken, und zwar besonders in der Nähe der Vorderkanten des Wellenreiter-Flügels. Die Lage des Verdichtungsstoßes in der Symmetrie-Ebene des Flügels wurde mit einer vereinfachten zweidimensionalen Rechnung verglichen, in der auf einfache Weise Reibungseinflüsse mit berücksichtigt wurden. Die maximal erreichbaren Gleitzahlen liegen etwa zwischen (cA/cW)max = 4 bis 6.

A series of wave riders (caret wings) have been investigated in the DFL hypersonic gun tunnel in the Mach number range from Ma = 8 to 15 and at corresponding Reynolds numbers from Re = 2,7x10^6 to 1,4x10^5. The design parameters of the wings investigated vary as follows: the design Mach number between Ma des = 6 and 10, the aspect ratio between [Delta] = 0,8 and 1,6 and the volume parameter between [tau] = 0,0675 and 0,1, where [tau] is given by volume/(planform area)^3/2. The tests included three-component-force measurements, pressure distribution measurements in spanwise direction and determination of shock wave angles by flow visualization. The experimental coefficients of lift cL, drag cD, and pitching moment cM have been compared with simple wedge theory and, in general, good agreement between theory and experiment has been obtained. The experimental pressure-distributions have also been compared with simple wedge theory and additionally with an extended Newtonian theory. In both cases the experimental data are fairly good predicted by these theories. Experimental shock-wave angles show that viscous effects have a significant influence on the shape of the shock, especially near the leading edges of the wings. A simple method has been used to calculate the shock wave angles in the plane of symmetry including viscous effects. The agreement between theory and experiment is good. Due to viscous effects a severe decay of maximum lift-drag ratios occurs with decreasing Reynolds number. The order of magnitude of the maximum values (cL/cD)max is about 4 to 6.

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Kipke, Klausdieter: Experimentelle Untersuchungen an Wellenreiter-Flügeln im Hyperschallbereich. Braunschweig 1969. Vieweg.

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