Günther Neuwerth

Grundlagen zur Berechnung des Strömungsfeldes von Koaxialstrahlen

Nach der in Kap. 3 beschriebenen Vermessung der Stromungsfelder von Koaxialstrahlen sollen diese Stromungsfelder nun auch berechnet werden. Dazu wurde ein Rechenverfahren von Harsha /16/ und Dathe /15/ benutzt, das sich fur Koaxial-strahlen gut bewahrt hat. Die Herleitung dieses Rechenverfahrens aus den Grundgleichungen wird im folgenden in drei Abschnitten dargestellt: 1 Herleitung der benotigten Formen der Erhaltungsgleichungen 2 Einfuhrung eines Turbulenzmodells 3 Aufbereitung der Gleichung fur eine numerische Losung

Vergleich von gemessenen und berechneten Strömungsfeldern von Koaxialstrahlen

Mit dem in Kap. 5 vorgestellten Rechenverfahren wurden Geschwindigkeitsprofile und der Abbau der Maximalgeschwindigkeit in axialer Richtung berechnet. Dazu war zunachst die Ermittlung der Konstanten K zur Berechnung der Wirbelviskositat vt notig. K wurde empirisch so bestimmt, daβ eine moglichst gute Annaherung an die Ergebnisse der Messungen gegeben war, wobei mehr Wert auf die Approximation der invers profilierten Koaxialstrahlen gelegt wurde. Es ergab sich so ein Wert von K = 0.0165, der fur die Berechnung aller Falle zugrunde gelegt wurde.

Ergebnisse der akustischen Messungen

In diesem Kapitel wird zum besseren Verstandnis der Mesergebnisse zunachst kurz die Entstehung des Schallfeldes bei Einzelstralen dargestellt. Die ubertragbarkeit dieses Entstehungsmechanismus auf Koaxialstrahlen erscheint wegen des schnellen Zusammenwachsens der beiden Teilstrahlen zumindest bei Strahlen gleicher Temperatur moglich.

Ergebnisse der aerodynamischen Messungen

In diesem Kapitel werden zunachst Geschwindigkeitsprofile der Koaxialstrahlen, die in unterschiedlichen axialen Abstanden von der Duse aufgenommen wurden, erlautert.

Berechnung des abgestrahlten Schallfeldes

Um das Schallfeld, das durch die Interaktionen zwischen Rotor und Wirbel entsteht, berechnen zu konnen, soll ein Verfahren entwickelt werden, mit dem man den ortlichen Schalldruck und die abgestrahlte Schalleistung bestimmen kann. Dazu wird die inhomogene Wellengleichung verwandt, die LIGHTHILL (1952, Lit. /11/) entwickelt hat.

Ergebnisse der Messungen

Im Rahmen der durchgefuhrten Arbeiten wurde der Einflusder folgenden Parameter auf die Larmerzeugung des Heckrotors untersucht. 1. Drehzahl des Heckrotors (nH) 2. Blatteinstellwinkel (ϑH) 3. Drehzahl des Wirbelerzeugers (nW) 4. Zirkulationsstarke des Randwirbels durch Veranderung des Blatteinstellwinkels ϑW des Wirbelerzeugers 5. Drehrichtung des Heckrotors bei gleichbleibender Stromung 6. Anordnung der Wirbelspirale 7. Beeinflussung durch ein Leitwerk

Ergebnisse der akustischen Rechnung

Fur die Durchfuhrung einer Larmrechnung musdie stationare und instationare Blattkraftverteilung durch die Kraftamplituden Ln sowie die zugehorigen Phasenwinkel ηn — wie in Kap. 6 definiert — bekannt sein. Der Ablauf der Rechnung ist in Abb. 7.1 dargestellt. Zuerst mussen die Grosen der Storgeschwindigkeiten bestimmt werden, die vom Randwirbel und dem Abwindfeld des Hauptrotors in der Heckrotorebene induziert werden. Nach einer Uberlagerung der beiden Storgeschwindigkeiten wird eine Fourierzerlegung der resultierenden Geschwindigkeitsverlaufe durchgefuhrt; mit den daraus gewonnenen Spektren werden die instationaren Blattkrafte nach der Theorie von NAUMANN und YEH /18/ berechnet.

Meßverfahren und Meßtechnik

Die Messungen fanden im Unterschallwindkanalraum des ILR statt, wobei dieser als Hallraum betrachtet werden konnte. Die Eignung dieses Raumes fur akustische Messungen bei Frequenzen uber 200 Hz wurde bereits in fruheren Untersuchungen /2/ nachgewiesen. Da bei den akustischen Untersuchungen am Heckrotor noch Frequenzen unter 100 Hz gemessen werden musten, wurde zunachst die Eignung als Hallraum auch im unteren Frequenzbereich gepruft.

Flugsimulator- Reaktionen beim Sinkflug durch Scherwinde

Zur Durchfuhrung von Simulationen besitzt das Institut fur Luft- und Raumfahrt einen Flugsimulator der Firma Link, Typ Gat-1, N 192 GP, der allerdings “festverdrahtet” ist. Fur die Simulation von Scherwinden waren daher Eingriffe in das System erforderlich. Eine rechnerische Uberprufung der vom Hersteller angegebenen charakteristischen Daten (Leistung, Schub, Drehzahl; Einflus von Hohe, Geschwindigkeit usw.) ergab eine gute Ubereinstimmung mit den bei Leichtflugzeugen ublichen Werten. Um Sinkfluge mit Scherwindeinflus simulieren zu konnen, wurde eine Aufschaltung entwickelt, die einen linearen Verlauf des Scherwindes mit der Hohe liefert. Bei dem verwendeten Flugsimulator kann der Scherwind nicht direkt, sondern nur indirekt durch Beeinflussung der simulierten Umgebungstemperatur erzeugt werden. Diese Moglichkeit der Erzeugung eines Scherwindes beruht auf folgendem physikalischen Zusammenhang: Beim Einflug in eine Windscherung andert sich der Staudruck q = ϱ/2 V2 durch Anderung der Fluggeschwindigkeit V bei konstanter Dichte ϱ, wohingegen bei den durchgefuhrten Simulationen die Staudruckanderung nicht durch eine Anderung der Geschwindigkeit, sondern durch Beeinflusung der temperaturabhangigen Dichte ϱ bewirkt wurde.

Simulation des Flugverhaltens der MORANE im Verlauf von Landeanflügen bei unterschiedlichen Scherwindprofilen

In diesem Abschnitt werden die von FROST, CROSBY /8/ und FROST, REDDY /9/ angegebenen und naher erlauterten dimensionslosen Gleichungen der Langsbewegung unter Berucksichtigung der den Windeinflus beschreibenden Therme vorgestellt. Die Gleichungen sind in allgemeiner Form angegeben, d.h. sie berucksichtigen ein sich raumlich und zeitlich veranderndes Windfeld. Sie beruhen auf folgenden Voraussetzungen: das Flugzeug ist ein starrer Korper die Masse des Flugzeugs ist konstant die Luftdichte ist konstant die Bewegung erfolgt nur in der Vertikalebene