Ist der Luftstrom in der Grenzschicht nahe der Flügelvorderkante jemals laminar?

In ruhender Luft beginnt jede Grenzschicht laminar . Wie schnell es in eine turbulente Grenzschicht übergeht, hängt ab von:

• die lokale Reynolds-Zahl ,
• der Druckgradient,
• Flügelfeger u
• Störungen wie Bugs, Nietköpfe, Welligkeit oder Turbulatoren .

Flachplattenströmung (ohne Druckänderungen) geht normalerweise bei einer Reynolds-Zahl von etwa 400.000 über. Wenn die Strömung beschleunigt wird, erhöhen sich alle Geschwindigkeiten in Strömungsrichtung, während die Querströmung nicht beeinträchtigt wird, sodass eine laminare Grenzschicht in der beschleunigenden Strömung stabilisiert wird. Bei modernen Segelflugzeugen ist die untere Oberfläche bei höheren Anstellwinkeln mit mehr als 80% Sehne laminar, was einer Reynolds-Zahl von 5.000.000 oder mehr entsprechen kann, wenn schließlich ein Übergang auftritt.

Andererseits entspricht ein Druckanstieg in Strömungsrichtung einer Verzögerung in Strömungsrichtung, so dass alle Bewegungen senkrecht zur Strömungsrichtung relativ zur Strömungsgeschwindigkeit zunehmen und folglich der turbulente Übergang ziemlich schnell erfolgt. Die obere Seitenströmung an der Sogspitze nahe der Vorderkante vorbei ist ein Hauptkandidat für einen Übergang, und das bewirkt, dass die Strömung um das "traditionelle Schaufelblatt" früher turbulent wird. Das Diagramm in Ihrer Frage ist irreführend, da die untere Seitenströmung des herkömmlichen Tragflügels so laminar sein sollte wie die des P-51-Flügels, wenn die Oberflächenglätte beider vergleichbar ist.

Wie laminar war der P-51-Flügel?

Bei der Fluggeschwindigkeit der P-51 war nur noch sehr wenig laminare Strömung übrig; Die volle Wirkung von Laminarprofilen kann erst bei Reynolds-Zahlen unter 5.000.000 ausgenutzt werden. Bei höheren Reynolds-Zahlen sind zunehmend steilere Gradienten erforderlich, um die Grenzschicht laminar zu halten, sodass der Bereich der Anstellwinkel, in dem eine lange laminare Grenzschicht auf beiden Seiten eines Strömungsprofils (der laminaren Schaufel) möglich ist, immer kleiner wird.

Die "Rooftop"-Verteilung der 6-stelligen NACA-Profile hat jedoch geholfen, da sie ihnen eine höhere kritische Machzahl verleiht als die "Spitzen"-Verteilungen früherer Profile. Die Saugspitze in der Nähe der Nase älterer Tragflächen führt zu einer lokalen Überschallströmung bei einer niedrigeren Flugmachzahl und einem erhöhten Luftwiderstand durch die folgenden Stöße. Am wichtigsten für den geringen Luftwiderstand war jedoch die sehr glatte Flügeloberfläche der P-51 ohne Lücken vor dem Holm. Siehe diese rec.aviation.military post für Details.

Messungen am P-63

Die Bell P-63 Kingcobra verwendete frühe laminare Tragflächen, die NACA 66 (215) -116 an der Wurzel und die NACA 66 (215) -21 an der Spitze. Britische Tests seines Flügels deuten darauf hin, dass die Bauqualität der Metallflügel dieser Zeit nicht ausreichte, um eine laminare Strömung aufrechtzuerhalten. Aus dem verlinkten Wikipedia-Artikel:

Der RAE testete es zuerst in einer "wie gelieferten" Konfiguration. Das Tragflächenprofil wurde entwickelt, um eine laminare Strömung bis zu 60 % der Sehne zu unterstützen. In der „Lieferzustand“-Konfiguration wurde ein Profilwiderstand gemessen, der repräsentativ für den Flügelabschnitt mit Grenzschichtübergang an der Vorderkante (0 % laminare Strömung) war. Das Reduzieren der Oberflächenrauhigkeit reduzierte den Luftwiderstand bei niedrigen Auftriebskoeffizienten auf ein Niveau, das für eine laminare Strömung auf 35 % der Sehne repräsentativ ist. Es wurden Messungen der Oberflächenwelligkeit durchgeführt. Dies zeigte über dem Mittelwert liegende Spitzenwellenamplituden von etwa 0,011 Zoll (0,28 mm) über eine Spanne von zwei Zoll (5,1 cm). Das standardmäßige Welligkeitskriterium zeigt für diese Anwendung eine kritische Wellenhöhe von 0,0053 Zoll (0,13 mm). Um die Welligkeit zu reduzieren, entfernte das RAE-Personal den Flügel bis auf das blanke Metall. Der Flügel wurde dann mit zwei Schichten Grundierfarbe und einer Schicht Füller vom Farbtyp besprüht. Nachdem die Farbe getrocknet war, wurde sie in Sehnenrichtung geschliffen, wobei Schleifklötze verwendet wurden, deren Krümmung der lokalen Oberflächenkrümmung entsprach. Dies wurde mehrmals wiederholt. Die Oberflächenwelligkeit wurde dann gemessen und mit nicht mehr als 0,005 Zoll (0,13 mm) festgestellt. Im Flug wurde festgestellt, dass diese Konfiguration einen Profilwiderstand aufweist, der für den Grenzschichtübergang bei 60% der Sehne repräsentativ ist. Dies gab den Forschern eine Vorstellung davon, welche Qualität der Flügeloberfläche erforderlich war, um tatsächlich die Vorteile von Laminarströmungsprofilen zu nutzen. Die Oberflächenwelligkeit wurde dann gemessen und mit nicht mehr als 0,005 Zoll (0,13 mm) festgestellt. Im Flug wurde festgestellt, dass diese Konfiguration einen Profilwiderstand aufweist, der für den Grenzschichtübergang bei 60% der Sehne repräsentativ ist. Dies gab den Forschern eine Vorstellung davon, welche Qualität der Flügeloberfläche erforderlich war, um tatsächlich die Vorteile von Laminarströmungsprofilen zu nutzen. Die Oberflächenwelligkeit wurde dann gemessen und mit nicht mehr als 0,005 Zoll (0,13 mm) festgestellt. Im Flug wurde festgestellt, dass diese Konfiguration einen Profilwiderstand aufweist, der für den Grenzschichtübergang bei 60% der Sehne repräsentativ ist. Dies gab den Forschern eine Vorstellung davon, welche Qualität der Flügeloberfläche erforderlich war, um tatsächlich die Vorteile von Laminarströmungsprofilen zu nutzen.

Einfluss von Sweep

Der Flügelschwung macht es auch schwierig, eine laminare Strömung aufrechtzuerhalten. Wie hier erklärt , wird bei einem gepfeilten Flügel nur die Geschwindigkeitskomponente senkrecht zum Flügel davon beeinflusst, so dass die beschleunigende Strömung am Staupunkt vorbei bei einem gepfeilten Flügel nach innen krümmt. Gleichzeitig verlangsamt die Viskosität die Strömung in der Nähe der Flügelhaut. Die Folge ist eine Verdrehung der Geschwindigkeitsverteilung über der Grenzschicht, die die laminare Strömung destabilisiert und zu einem frühen Übergang führt.

Eine C-172 mit ihrem vierstelligen NACA-Profil hat die spitze Oberfläche, die die Grenzschicht sehr früh auf der Oberfläche auslösen wird. Auf der unteren Oberfläche hält die laminare Strömung etwas länger an, wird aber durch Lücken in der Oberfläche destabilisiert, sodass der größte Teil der Strömung auf dem C-172 turbulent ist. Bei einem Verkehrsflugzeug liegt die Reynolds-Zahl im zweistelligen Millionenbereich, sodass der Übergang sehr früh erfolgt und nur sehr wenig laminare Fraktion verbleibt. Dies ist meistens in der Nähe von ungepfeilten Vorderkanten wie den Triebwerksgondeln zu finden. Nur mit fortschrittlichen Technologien wie der Grenzschichtabsaugung ist es denkbar, dass ein größerer Teil eines Verkehrsflugzeugflügels laminar gehalten werden kann.

Übergang und Trennung

Laminare Ablösung tritt manchmal auf, wenn sich die Strömung kurz nach dem Passieren der Nase ablöst, wie bei einem fünfstelligen NACA-Profil oder einem nicht umgeformten Golfball . Dies führt zu einem abrupten Strömungsabriss und sollte am besten vermieden werden. Normalerweise geht die Grenzschicht in den turbulenten Zustand über und bleibt anhaften, bis sich die turbulente Grenzschicht trennt, entweder an der Hinterkante oder fortschreitend weiter davor, wenn das Schaufelblatt abreißt.

Manchmal findet der Übergang in einer laminaren Ablösungsblase statt. Die sich verlangsamende Strömung an der Saugspitze vorbei wird durch Reibung nahe der Oberfläche verlangsamt, und beide Effekte zusammen bringen die Strömung irgendwann zum Stillstand. Die Grenzschicht verdickt sich, so dass der Druckanstieg vorübergehend ausgesetzt wird, und Geschwindigkeitsschwingungen in der Grenzschicht werden verstärkt, so dass Querströmungen intensiver werden und äußere und innere Teile der Grenzschicht vermischen. Das Geschwindigkeitsprofil wird voller und die wandnahe Strömung beschleunigt wieder, so dass die Ablösung verschwindet und der Druckanstieg wieder einsetzt.

Unten habe ich die XFOIL-Ergebnisse für die Druckverteilung um das HQ-17 bei Re = 1 Mio aufgetragen (das HQ-17 wird zum Beispiel auf dem ASW-22 Open Class-Segelflugzeug verwendet). Die gestrichelten, schwarzen Linien zeigen den reibungsfreien Druck, während die farbigen Linien die viskosen Fließergebnisse zeigen. Auf beiden Seiten sehen Sie einen Knick in den farbigen Linien - hier befindet sich die laminare Ablöseblase.

Wenn sich die Strömung ablöst, wird die Drucklinie horizontal. Nach dem Übergang springt es nahe der reibungsfreien Linie wieder nach unten, was zeigt, wie viel steiler der Druckgradient ist, den eine turbulente Grenzschicht toleriert. Die Wiederanbringung ist abgeschlossen, wenn der steile Druckanstieg den lokalen Druck wieder in die Nähe des reibungsfreien Niveaus gebracht hat. Beachten Sie im Tragflächendiagramm unten, dass die Dicke der Grenzschicht dort ihren Höhepunkt erreicht, wo sich die Ablösungsblasen befinden.

Ja, die Grenzschicht ist hier vor und in die Trennung laminar. Dieses Phänomen tritt im Maßstab von Modellflugzeugen, Segelflugzeugen und kleinen GA-Flugzeugen (100.000 < Re < 5.000.000) auf, fehlt jedoch bei höheren Reynolds-Zahlen, da der Übergang dann erfolgt, bevor sich die laminare Strömung trennt.

Die Reynolds-Zahl ist im Grunde das Verhältnis zwischen den auf das System wirkenden viskosen und Trägheitskräften. Bei niedrigen Reynolds-Zahlen dominiert die viskose Kraft gegenüber der Trägheitskraft, bei höheren Reynolds-Zahlen ist es umgekehrt.

Der Einfluss der Viskosität kann analog zu den Dämpfern in einer Autofederung betrachtet werden. Wenn die Dämpfung gut ist, schluckt die Federung alle Unebenheiten auf der Straße und die Fahrt ist ruhig. Im Falle einer Flüssigkeitsströmung, wenn der viskose Term dominant ist (dh wenn die Reynolds-Zahl niedrig ist), dürfen kleine Störungen im Geschwindigkeitsfeld, die möglicherweise durch Oberflächenrauheit oder Vibrationen verursacht werden, nicht wachsen und die Strömung ist glatt; mit zunehmender Reynolds-Zahl nimmt jedoch die viskose Dämpfung ab und die kleinen Störungen im Fluidfeld können zunehmen und die Strömung wird unberechenbar, dh turbulent. Die Strömung kann auch durch Resonanz instabil werden.

Es ist wichtig zu beachten, dass sich die turbulente Strömung (die über den meisten Flügeln von Verkehrsflugzeugen zu finden ist) von der abgelösten Strömung unterscheidet. Die Strömung über den größten Teil des Flügels ist turbulent, aber anhaftend. Die Reynolds-Zahl großer Verkehrsflugzeuge steigt über den Flügel mit einer Rate von über einer Million pro Fuß. In diesen Fällen ist die Strömung selten, wenn überhaupt, laminar. Tatsächlich gibt Boeing zu :

Es wird nicht erwartet, dass aktuelle Boeing-Verkehrsflugzeuge signifikante Bereiche laminarer Strömung aufweisen, mit Ausnahme der 787-Gondeln nahe der Einlasslippe, wie ausdrücklich vorgesehen. Es kann sehr begrenzte Bereiche mit laminarer Strömung in der Nähe der Vorderkanten von Flügeln geben, insbesondere bei weniger gepfeilten Flügeln, wie sie bei der 737 und 757 verwendet werden, und gemischten Winglets.