Rainer Bohning

Shock wave – boundary layer interaction control by wall ventilation

Abstract Negative effects of shock wave – boundary layer interaction are restricting the velocity of modern commercial airplanes. Therefore, a lot of research was focused on methods of its control in the last decade. The effectiveness of passive, hybrid and active methods have been investigated and compared with one another. The main results are presented in this paper. These three methods were investigated experimentally. Static pressure distribution along the wall and the cavity were measured. At one location downstream of interaction the stagnation pressure was measured with a Pitot probe above the wall on the whole height of the λ-foot. Comparison of these results allowed us to judge the effectiveness of the method. The Schlieren system and the Mach–Zehnder interferometer were used to visualise the flow field structure.

Der senkrechte Verdichtungsstoss an der gekrümmten Wand unter Berücksichtigung der Reibung

ZusammenfassungDas Aufsetzen eines senkrechten Verdichtungsstoßes auf einer gekrümmten Wand ist sowohl für die Theorie als auch für die Anwendungen von Interesse. Experimentelle Untersuchungen von Ackeret, Feldmann und Rott zeigten erstmals, daß am Rand der turbulenten Grenzschicht die Druckverteilung hinter dem Stoß eine singuläre Nachexpansion aufweist. Dies konnte durch eine theoretische Betrachtung der reibungsfreien Strömung von Oswatitsch und Zierep bestätigt werden. Wir berichten über eigene neue Ergebnisse, dieses Problem unter Berücksichtigung der Reibungseinflüsse zu behandeln. In Analogie zu dem von Hilden in seiner von Oswatitsch angeregten Dissertation (Aachen 1961) behandelten Problem der einfallenden und der reflektierten Welle wird auch bei uns das Stromfeld ausgehend von der Wand unterteilt in1)eine wandnahe Reibungsschicht, der der Druck von außen aufgeprägt wird,2)eine reibungsfreie, kompressible Scherschicht,3)eine reibungsfreie, kompressible schallnahe Außenströmung. Dieses Modell läßt wesentliche Vereinfachungen in den Grundgleichungen zu und gestattet anschließend das Randwertproblem für einen aufsitzenden senkrechten Stoß zu lösen. Es ergeben sich Druckverteilungen, wie sie auch im Experiment beobachtet werden. Insbesondere tritt auch hier das singuläre Verhalten in der schallnahen Außenströmung auf, das im Innern der Grenzschicht aber sofort geglättet wird.SummaryThe problem of the ending of a normal shock at a curved wall is of interest for theoretical and applied reasons. Experimental investigations first made by Ackeret, Feldmann and Rott indicate a singular behaviour of the pressure gradient behind the shock (expansion) at the outer edge of the turbulent boundary layer which was confirmed by calculations for inviscid flow by Oswatitsch and Zierep. We present new results which we have obtained for this problem by studying the viscous case. According to the thesis of Hilden (Aachen 1961) suggested by Oswatitsch we divide the flow beginning at the wall in1)a viscous layer near the wall with pressure induced from outside,2)a frictionless, compressible shear-layer,3)a frictionless, compressible transsonic potential flow. This model allows essential simplifications in the equation and gives a solution for the boundary value problem of the normal shock at the wall. We get pressure distributions similar to experimental ones. Especially we get the same singular behaviour in the potential flow which is immediately smoothed out in the boundary layer.

Continuation of modelling of perforated plate aerodynamics performance

Abstract This paper continues a physical modelling of a transpiration flow, presented in [P.P. Doerffer, R. Bohning, Aerosp. Sci. Technol. 4 (2000) 525–534], by developing a system of gasdynamic equations for the viscous flow in tubes of a perforated plate. Asymptotic expansions give interesting analytical expressions for the pressure loss in the tubes as a function of Mach number in a perforation hole.

Bedingung für das Einsetzen der Ablösung der turbulenten Grenzschicht an der gekrümmten Wand mit senkrechtem Verdichtungsstoss

ZusammenfassungDie vorliegende Arbeit setzt eine frühere Untersuchung [1] der Verfasser fort. Daselbst wird das Aufsetzen eines senkrechten Verdichtungsstoßes auf einer gekrümmten Wand in turbulenter Grenzschicht untersucht. Aufgrund dieser Lösung läßt sich ein Kriterium für die durch einen senkrechten Stoß verusachte Ablösung der Grenzschicht angeben. Das zugehörige Diagramm enthält die drei Größen: Mach-Zahl, Reynolds-Zahl und Wandkrümmung und wird ausführlich diskutiert.SummaryThis publication continues earlier investigations [1] of the authors. There had been studied the ending of a normal shock at a curved wall in turbulent boundary layer. According to this solution we get a criterium for the starting of a separation of the boundary layer due to a normal shock. The diagram contains the three quantities: Mach-number, Reynolds-number and curvature of the wall. This diagram is discussed in detail.

PERFORATED PLATE AERODYNAMICS FOR PASSIVE SHOCK CONTROL

Transpiration flow through perforated walls plays ever increasing role in aerodynamics due to a frequent application of the flow control by means of blowing or suction. An experimental study is presented here which allowed to determine a transpiration flow characteristic in a form of a simple function. It is very useful for modelling of such flows. Additionally a method of “aerodynamic porosity” determination was proposed which is much more reliable than geometrical description of the porosity. A theoretical analysis of the flow through a perforation hole was also carried out. The flow is considered as compressible and viscous. The gasdynamic analysis led us to a very similar result as obtained from experiment.