New Results in Numerical and Experimental Fluid Mechanics XV
Contributions to the 24th STAB/DGLR Symposium, Regensburg, Germany, 2024
- 2026
- Buch
- Herausgegeben von
- Andreas Dillmann
- Gerd Heller
- Ewald Krämer
- Christian Breitsamter
- Claus Wagner
- Lars Krenkel
- Verlag
- Springer Nature Switzerland
Über dieses Buch
Dieses Buch bietet aktuelle Einblicke in die Forschung zur numerischen und experimentellen Strömungsmechanik und Aerodynamik. Er berichtet über Erkenntnisse von Mitgliedern der Deutschen Strömungsmechanischen Arbeitsgemeinschaft, des STAB und der Deutschen Gesellschaft für Luft- und Raumfahrt - Lilienthal Oberth e.V., DGLR (Deutsche Gesellschaft für Luft- und Raumfahrt und Raumfahrt) und deckt sowohl national als auch EU-finanzierte Projekte ab. In Fortführung der Tradition der vorangegangenen Bände beleuchtet das Buch innovative Lösungen und fördert die Übersetzung von der Grundlagenforschung in industrielle Anwendungen. Sie richtet sich gleichermaßen an Akademiker und Fachleute aus den Bereichen Luft- und Raumfahrt, Bodenverkehr und Energie.
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Über dieses Buch
This book offers timely insights into research on numerical and experimental fluid mechanics and aerodynamics. It reports on findings by members of the Deutsche Strömungsmechanische Arbeitsgemeinschaft, STAB (German Aerodynamics/Fluid Mechanics Association) and the Deutsche Gesellschaft für Luft- und Raumfahrt - Lilienthal Oberth e.V., DGLR (German Society for Aeronautics and Astronautics) and covers both nationally and EC-funded projects. Continuing on the tradition of the previous volumes, the book highlights innovative solutions, promoting translation from fundamental research to industrial applications. It addresses academics and professionals in the field of aeronautics, astronautics, ground transportation, and energy alike.
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Inhaltsverzeichnis
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Airplane Aerodynamics/Propulsion Integration
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Frontmatter
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Enhancement of an Inverse 3D Wing Design Method for Applications in the Area of the Intersection of Wing and Fuselage
Thade Gruner, Thomas StreitDieses Kapitel befasst sich mit der Verbesserung einer inversen 3D-Konstruktionsmethode für Flügel, die speziell auf den Bereich abzielt, in dem der Flügel auf den Rumpf trifft. Die Studie führt einen neuartigen Ansatz ein, der geometrische Modifikationen in spanischer Richtung ermöglicht und die traditionellen y-Richtungsanpassungen ergänzt. Anhand eines akademischen Beispiels wird die Wirksamkeit dieser neuen Methode validiert und ihre Fähigkeit demonstriert, die gewünschten Zieldruckverteilungen zu erreichen. Das Kapitel vergleicht die Ergebnisse des spanischen Designs mit dem konventionellen Y-Design und präsentiert einen kombinierten Ansatz, der die Stärken beider Methoden wirksam nutzt. Die Ergebnisse bestätigen die ursprüngliche Hypothese, dass Änderungen der Geometrie tatsächlich zu der gewünschten Zieldruckverteilung führen können, was einen vielversprechenden Weg für zukünftige aerodynamische Designverbesserungen bietet.KI-Generiert
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AbstractDLR’s three-dimensional inverse design method for transonic wing geometries enables the design of increasingly powerful and efficient wings. After specifying a target pressure distribution, a corresponding geometry can be found automatically. By using an integro-differential formulation of the transonic small perturbation potential equation, geometry modifications can be calculated from the difference between target and actual geometry pressure distribution. Due to the strong three-dimensional character of the flow in the area of the transition from the wing to the fuselage of the aircraft, it can be assumed that geometry modifications in the spanwise direction can also lead to the desired target pressure distribution. The present work contains the implementation of a geometry modification in spanwise direction, as well as its validation on a constructed example. This is followed by a comparison of the original method with the newly implemented method for the ECOWING configuration. The comparison reveals an advantage of the newly implemented methods in the area of the wing-fuselage intersection. -
Gust Impact of a Non-Linear Folding Wing Tip
Andreas Molz, Christian BreitsamterIn diesem Kapitel werden die aerodynamischen Vorteile nichtlinearer Faltflügelspitzen für Transchall-Transportflugzeuge untersucht, wobei der Schwerpunkt auf ihrem Potenzial liegt, Böenbelastungen zu verringern und die Gesamtleistung zu verbessern. Die Studie bewertet die Integration von Faltflügelspitzen mithilfe hochgenauer CFD-Simulationen und eines dynamischen Netzansatzes und liefert eine detaillierte Analyse ihrer Auswirkungen auf die aerodynamische Effizienz. Zu den wichtigsten Ergebnissen zählen eine deutliche Verringerung der Flügelwurzelbiegemomente während des Kreuzfahrtfluges und der Böenverhältnisse sowie eine Verlagerung der Schockposition stromaufwärts, die zur Lastentlastung beiträgt. Die Forschung unterstreicht auch den Einfluss von Faltflügelspitzen auf Auftrieb und Druckverteilung und betont ihre Rolle bei der Verhinderung von Flügelspitzenausfällen. Durch den Vergleich der Leistung von Faltflügelspitzen mit Festflügelkonfigurationen bietet die Studie wertvolle Erkenntnisse über das Potenzial dynamischer Flügelkonstruktionen zur Verbesserung der Effizienz und Sicherheit von Flugzeugen.KI-Generiert
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AbstractThis contribution presents the implementation and the results of non-linear folding wing tip on a transport aircraft wing at gust impact. Unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes -simulation are conducted to evaluate the gust alleviation potential. The wing consists of a rigid inner wing, a transition element and a non-linear folding wing tip. The numerical simulations are conducted in cruise flight condition at an altitude of \(h=35\;000\;ft\), lift coefficient of \(C_L=0.53 \) and a free-stream Mach number of \(Ma_{\infty } = 0.78\). The gust is characterized by a 1-cosine shape defined within certification specifications CS25. A sensitivity analysis evaluates the effect of the flare angle \(\varLambda =45^\circ \) on the lift coefficient, the lift distribution, pressure distribution at the wing surface as well as the wing root bending moment. At maximum gust impact a root bending moment reduction at maximum gust impact of \(\varDelta C_{wrbm}=8\%\) and a \(\varDelta C_{L,WTP}=26\%\) is achieved. The peak load on the wing is significantly lowered by the folding wing tip and show to possess potential gust load alleviation. -
On the Shifting of Wingtip Vortices due to Wingtip-Mounted Propellers
Michael Schollenberger, Thorsten Lutz, Ewald KrämerDieses Kapitel untersucht die Auswirkungen von Flügelspitzen-Propellern (WTP) auf die aerodynamische Effizienz elektrisch / hybrid-elektrischer Flugzeuge. Die Studie konzentriert sich darauf, wie Position und Neigung der Kläranlagen die Flugbahnen der Flügelspitze und die daraus resultierende aerodynamische Leistung beeinflussen. Schlüsselergebnisse zeigen, dass die quadrantale Position und der Neigungswinkel von Kläranlagen die Vortex-Kernkurve signifikant beeinflussen, wobei eine optimale Effizienz eintritt, wenn die Wirbelspanne minimiert wird. Die Forschung unterstreicht auch die Bedeutung des Wirbelregenerationseffekts, der sich direkt auf die vom Propellerwindstrom abgedeckte Flügelfläche auswirkt. Im Gegensatz zu früheren Annahmen zeigt die Studie, dass eine erhöhte Wirbelspanne nicht immer mit einer verbesserten aerodynamischen Effizienz korreliert. Die Ergebnisse liefern wertvolle Erkenntnisse für Flugzeugkonstrukteure und Aerodynamiker, die die Leistung elektrischer und hybrid-elektrischer Flugzeuge verbessern wollen.KI-Generiert
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AbstractThe effect of a wingtip-mounted propeller on the shift of the wingtip vortex core trajectory and the increase in aerodynamic efficiency of the wing is discussed in dependence of the propeller position and inclination angle. It is shown, that the quadrantal position of the propeller hub enables the wingtip vortex to be moved in the spanwise and vertical direction by a WTP. Depending on the quadrant of the propeller slipstream in which the roll-up of the wingtip vortex core takes place and the inclination of the slipstream, the vortex trajectory will be affected. Thus, the outward displacement of the wingtip vortex is not a general consequence of the increase in aerodynamic efficiency, but a relative effect of the slipstream velocities. The increase in the effective vortex span previously associated with the shift of the wingtip vortex and correspondingly the effective aspect ratio (vortex attenuation) is of lesser importance in the observed case than the effect due the covering of the wing surface by the propeller slipstream (swirl recovery). -
Numerical Transonic Buffet Analysis for the XRF1 Transport Aircraft at Forced Wing Oscillations
Vinzenz Völkl, Christian BreitsamterDieses Kapitel vertieft sich in die komplexe Welt des transonischen Buffetflusses und untersucht speziell das Transportflugzeug XRF1 unter erzwungenen Schwingungen der Flügel. Die Studie konzentriert sich auf die Auswirkungen unterschiedlicher Kraftamplituden auf die aerodynamische Reaktion, insbesondere die Stoßbewegung und die Druckverteilung auf der Flügeloberfläche. Durch fortgeschrittene URANS-Simulationen und Vergleiche mit experimentellen Daten zeigt die Forschung, wie selbst kleine Kraftamplituden den mittleren Oberflächendruckkoeffizienten und die Schockdynamik beeinflussen können. Die Untersuchung unterstreicht die Breitbandreaktion flüssiger Modi auf harmonische Kräfte und das Auftreten höherer Oberschwingungen im Fluss. Die Analyse des Dynamic Mode Decomposition (DMD) veranschaulicht zudem, dass der Fluss an der erzwungenen Häufigkeit festhält, insbesondere in der Schockregion. Die Ergebnisse deuten auf eine komplexe Wechselwirkung zwischen erzwungener Bewegung und Buffetfluss hin, die den Weg für zukünftige Studien über verschiedene Eigenarten und Frequenzen ebnet. Diese detaillierte Untersuchung bietet wertvolle Einblicke in das aerodynamische Verhalten von Transportflugzeugen an den Grenzen ihrer Flugkapazität und ist daher eine fesselnde Lektüre für Fachleute auf diesem Gebiet.KI-Generiert
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AbstractThe paper investigates transonic buffet for the XRF1 aircraft using Unsteady Reynolds Averaged Navier Stokes simulations at forced wing oscillations in the 4th bending mode at three amplitudes: \(A_{tip}=\{0.001, 0.01, 0.03 \} \cdot s\), with the wing halfspan s. Flow conditions are based on experiments in the European Transonic Windtunnel, while wing eigenforms and -frequencies of the wind tunnel model are determined by a Ground Vibration Test. The mean surface pressure coefficient \(c_{p,mean}\) and the root mean square pressure \(c_{p,rms}\) indicate: The forced motion of the 4th wing bending mode leads to a harmonic shock oscillation over the whole wing. A power spectral density analysis shows a broadband answer of the fluid onto single frequency forcing. Dynamic mode decomposition of the forced motion finds a flow mode representing the second harmonic of the forcing frequency for all forcing amplitudes. For the third harmonic, mixing of a buffet mode with the fluid mode from the forced motion occurs.
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- Titel
- New Results in Numerical and Experimental Fluid Mechanics XV
- Herausgegeben von
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Andreas Dillmann
Gerd Heller
Ewald Krämer
Christian Breitsamter
Claus Wagner
Lars Krenkel
- Copyright-Jahr
- 2026
- Verlag
- Springer Nature Switzerland
- Electronic ISBN
- 978-3-032-11115-9
- Print ISBN
- 978-3-032-11114-2
- DOI
- https://doi.org/10.1007/978-3-032-11115-9
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