DE3522943A1 - Einrichtung zur verringerung des turbulenten reibungswiderstandes bei luft-, raum- und wasserfahrzeugen - Google Patents
Einrichtung zur verringerung des turbulenten reibungswiderstandes bei luft-, raum- und wasserfahrzeugenInfo
- Publication number
- DE3522943A1 DE3522943A1 DE19853522943 DE3522943A DE3522943A1 DE 3522943 A1 DE3522943 A1 DE 3522943A1 DE 19853522943 DE19853522943 DE 19853522943 DE 3522943 A DE3522943 A DE 3522943A DE 3522943 A1 DE3522943 A1 DE 3522943A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- flow
- channel
- turbulent
- laminar
- resistance
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B63—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; RELATED EQUIPMENT
- B63B—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; EQUIPMENT FOR SHIPPING
- B63B1/00—Hydrodynamic or hydrostatic features of hulls or of hydrofoils
- B63B1/32—Other means for varying the inherent hydrodynamic characteristics of hulls
- B63B1/34—Other means for varying the inherent hydrodynamic characteristics of hulls by reducing surface friction
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
- B64C21/10—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow using other surface properties, e.g. roughness
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C2230/00—Boundary layer controls
- B64C2230/20—Boundary layer controls by passively inducing fluid flow, e.g. by means of a pressure difference between both ends of a slot or duct
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T70/00—Maritime or waterways transport
- Y02T70/10—Measures concerning design or construction of watercraft hulls
Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung zur
Verringerung des turbulenten Reibungswiderstandes bei
Luft-, Raum- und Wasserfahrzeugen.
Der Verringerung des turbulenten Reibungswiderstandes
kommt eine besondere Bedeutung zu, da mehr als die
Hälfte des in der Luftfahrt verbrauchten Kraftstoffes
auf das Konto dieser Widerstandskomponente geht.
Neben Rynoldszahl, Machzahl und Wandtemperatur bestimmt
vor allem die Beschaffenheit der Körperoberfläche
den turbulenten Reibungswiderstand. Bei einer glatten
Oberfläche kann die turbulente Grenzschicht in eine
dünne, wandnahe laminare Unterschicht der Dicke δ u
und eine daran anschließende dickere turbulente Schicht
unterteilt werden. Am Übergang zwischen beiden Schichten
verlaufen die mittlere Strömungsgeschwindigkeit
V(y) und die Schubspannung t(y) stetig. Letztere ist
innerhalb der laminaren Unterschicht konstant. Daher
steigt die Geschwindigkeit V von dem durch die Haftbedingung
vorgegebenen Wandwert Null linear auf den Übergangswert
V(δ u ) = V an. Bei einer Reynoldszahl
von 50·106 liegt diese Übergangsgeschwindigkeit bei
34% der am Außenrand der Grenzschicht vorliegenden
Strömungsgeschwindigkeit.
Das Zweischichtenmodell der turbulenten Grenzschicht
zeigt, daß die turbulente Schicht gewissermaßen auf der
laminaren Unterschicht gleitet. Die Geschwindigkeit
V kann als Schlußgeschwindigkeit der wandnächsten
Flüssigkeitsballen der turbulenten Schicht relativ zur
ruhenden Wand angesehen werden. Es ist daher zu erwarten,
daß die Schubspannung innerhalb der turbulenten
Reibungsschicht durch die Geschwindigkeitsdifferenz
(V ∞-V ) bestimmt wird. Gelingt es, durch eine
geeignete Modifikation der Körperoberfläche eine Erhöhung
der Schlupfgeschwindigkeit V zu erzielen, so kann
der turbulente Reibungswiderstand dadurch verringert
werden.
Eine Möglichkeit der Verringerung des turbulenten Reibungswiderstandes
besteht darin, die Zähigkeit innerhalb
der laminaren Unterschicht durch die Oberflächentranspiration
eines geeigneten reibungsarmen Fluids abzusenken.
Die Forderung nach einem stetigen Schubspannungsverlauf
führt dann zu einer höheren Schlupfgeschwindigkeit
V und somit zu einer geringeren Schubspannung
in der gesamten Grenzschicht. In Wasserkanalversuchen
wurde gezeigt, daß der turbulente Reibungswiderstand
bis zu 80% verringert werden kann, wenn aus
der Körperoberfläche Luft ausgeblasen wird, die eine um
den Faktor 60 kleinere Zähigkeit als Wasser aufweist
(siehe "The effects of porous material on microbubble
skin friction reduction" von Madaran, Deutsch, Merkle
in AIAA Paper 84-0348 (1984).
Eine weitere Möglichkeit der Widerstandsverringerung
besteht darin, die effektive Dicke der laminaren Unterschicht
δ u zu erhöhen, da die Schlupfgeschwindigkeit
V auch in diesem Fall ansteigt. Diese Aufdickung
kann mit Hilfe von Längsrillen mit V-förmigen
Querschnitt erzielt werden, deren Abmessungen in der
Größenordnung von δ u liegen. Auf diese Weise wurde
eine Widerstandsverringerung von 8% erzielt (siehe "Optimization
and application of riblets for turbulent
drag reduction" von Walsh, Lindemann in AIAA Paper
84-0347 (1984).
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde,
die strömungsmechanischen Haftbedingungen durch Erzeugung
eines "Schlupfes" in einem Teilbereich der bespülten
Oberfläche im Sinne einer weiteren Kraftstoffersparnis
zu verbessern.
Diese Aufgabe wird sowohl bei Luft- als auch bei Wasserfahrzeugen
durch die im Anspruch 1 aufgezeigten Maßnahmen
gelöst. In den Unteransprüchen werden vorteilhafte
Ausgestaltungen angegeben und in der Beschreibung
werden Ausführungsbeispiele abgehandelt, zu deren Erläuterung
die Figuren der Zeichnung dienen. Es zeigen
Fig. 1a einen Querschnitt durch die Körperoberfläche
eines Ausführungsbeispiels mit Blick in Strömungsrichtung;
Fig. 1b eine weitere Ausführungsform gemäß Fig. 1a;
Fig. 1c eine dritte Ausführungsform gemäß Fig. 1a;
Fig. 2a eine Aufzeichnung der Abmessungen und des verwendeten
Koordinatensystems bei den beschriebenen
Ausführungsbeispielen;
Fig. 2b ein Diagramm für die relative Widerstandsverringerung
in Abhängigkeit von der relativen
Spaltbreite "s/d";
Fig. 2c ein Diagramm über den Einfluß des relativen Kanaldurchmessers
"d/x" für "s/d" = 0,5;
Fig. 3 ein Diagramm über die Abhängigkeit der Wandschubspannung
von der Geschwindigkeit am Innenrand
der turbulenten Schicht;
Fig. 4 ein Diagramm bezüglich der Abhängigkeit des relativen
Widerstandes der neuartigen Oberflächenkonfiguration
von der relativen Spaltbreite
und der Kanal-Re-Zahl, wobei Re = 50.106; der
Widerstand der glatten Wand dient als Bezugswert;
Fig. 5 ein Diagramm bezüglich des Einflusses der Kanal-
Re-Zahl auf den relativen Reibungswiderstand
s/b = 0,6;
Fig. 6 ein Diagramm bezüglich der Geschwindigkeits-
und Schubspannungsverteilung im Spaltbereich
s/b = 0,5 Re K = 3200, Re =
50.106;
Fig. 7 ein Diagramm des Isotachenfeldes der laminaren
Kanalströmung s/b = 0,5, Re = 3200, Re =
50.106;
Fig. 8 ein Diagramm bezüglich der Breite der Kanäle in
Abhängigkeit von der relativen Spaltbreite und
der Kanal-Reynoldszahl Re = 50.106.
Die Haftbedingung der Strömungsmechanik besagt, daß am
Übergang von strömenden Medium zur Wand Strömungsgeschwindigkeit
uned Wandgeschwindigkeit identisch sind
Als Folge der Haftbedingung und der Zähigkeit schleppt
jeder Körper, der durch ein ruhendes Medium bewegt
wird, einen Teil dieses Mediums neben und hinter sich
her und wird dadurch abgebremst. Der Reibungswiderstand
von Luft- und Wasserfahrzeugen ist somit eine direkte
Auswirkung der strömungsmechanischen Haftbedingungen.
In der nachfolgenden Abhandlung wird davon ausgegangen,
daß die in einem geschlossenen Kanal geführte laminare
Strömung eine wesentlich höhere Stabilität besitzt als
die laminare Unterschicht der turbulenten Grenzschicht.
So beträgt die mit V und δ u gebildete Reynoldszahl
der laminaren Unterschicht ca. 135, während die
mit dem Durchmesser und der maximalen Geschwindigkeit
gebildete kritische Re-Zahl der Rohrströmung bei 4000
liegt. Dies bedeutet, daß in einem geschlossenen Kanal
eine wesentlich dickere Laminarströmung aufrecht erhalten
werden kann als im Falle der nur einseitig stabilisierten
laminaren Unterschicht gleicher Maximalgeschwindigkeit.
Ordnet man daher unmittelbar innerhalb der bespülten
Körperoberfläche eine Reihe von eng aneinander liegenden,
strömungsparallelen Kanälen an, die über jeweils
einen Längsspalt mit der Außenströmung verbunden sind
(siehe Fig. 1a - 1c), so führt die größere Dicke der
laminaren Scherschicht zu einer Erhöhung der Übergangsgeschwindigkeit
V und damit zu einer Verringerung
der Schubspannung innerhalb der Grenzschicht. Die Abmessungen
der Kanäle werden so gewählt, daß eine laminare
Kanalströmung gerade noch sichergestellt ist. Die
Wirksamkeit dieser widerstandsverringernden Maßnahme
hängt sehr stark davon ab, bis zu welcher Kanalbreite
eine laminare Kanalströmung aufrechterhalten werden
kann.
Die Bezeichnungen, wie sie nachfolgend verwendet werden,
bedeuten:
a n Koeffizienten des Reihenansatzes für u (y, z) (siehe Gl. 8)
b Breite des quadratischen Kanals
d Exponent in Gl. 4
F Faktor in Gl. 13
Re ρ V ∞ x/μ, örtliche Reynoldszahl
Re K ρ u Mitte b/μ, Reynoldszahl der Kanalströmung
s Spaltbreite
u, v, w Geschwindigkeitskomponenten in x-, y- bzw. z-Richtung
u Mitte Strömungsgeschwindigkeit in der Spaltmitte
V Strömungsgeschwindigkeit
V Geschwindigkeit am äußeren Rand der laminaren Unterschicht
V ∞ Geschwindigkeit am äußeren Rand der Grenzschicht
W R Reibungswiderstand
x, y, z, rechtwinklige Koordinaten. Die x-Achse deckt sich mit der Mittellinie des Spalts. Die y-Achse steht senkrecht auf der Oberfläche und ist nach außen gerichtet. Der effektive Beginn der turbulenten Grenzschicht liegt im Punkt x = o
a = 0,4033 (Re/107) -0.1
β =V /V ∞ im Berührungspunkt der Tangente nach Gl. 11
δ u = 11,635 μ/√ρτ w, Dicke der laminaren Unterschicht
μ Fluidzähigkeit
ρ Fluiddichte
τ Schubspannung in der Grenzschicht
τ am inneren Rand der turbulenten Schicht
τ w Wandschubspannung im Falle einer glatten Wand.
a n Koeffizienten des Reihenansatzes für u (y, z) (siehe Gl. 8)
b Breite des quadratischen Kanals
d Exponent in Gl. 4
F Faktor in Gl. 13
Re ρ V ∞ x/μ, örtliche Reynoldszahl
Re K ρ u Mitte b/μ, Reynoldszahl der Kanalströmung
s Spaltbreite
u, v, w Geschwindigkeitskomponenten in x-, y- bzw. z-Richtung
u Mitte Strömungsgeschwindigkeit in der Spaltmitte
V Strömungsgeschwindigkeit
V Geschwindigkeit am äußeren Rand der laminaren Unterschicht
V ∞ Geschwindigkeit am äußeren Rand der Grenzschicht
W R Reibungswiderstand
x, y, z, rechtwinklige Koordinaten. Die x-Achse deckt sich mit der Mittellinie des Spalts. Die y-Achse steht senkrecht auf der Oberfläche und ist nach außen gerichtet. Der effektive Beginn der turbulenten Grenzschicht liegt im Punkt x = o
a = 0,4033 (Re/107) -0.1
β =V /V ∞ im Berührungspunkt der Tangente nach Gl. 11
δ u = 11,635 μ/√ρτ w, Dicke der laminaren Unterschicht
μ Fluidzähigkeit
ρ Fluiddichte
τ Schubspannung in der Grenzschicht
τ am inneren Rand der turbulenten Schicht
τ w Wandschubspannung im Falle einer glatten Wand.
Die folgende Analyse des strömungsmechanischen Problems
beschränkt sich auf die inkompressible turbulente
Grenzschicht ohne Druckgradient. Es wird zunächst die
laminare Strömung in einem quadratischen Gleitkanal der
Breite b untersucht, der über einen Spalt der Breite s
mit der Grenzschicht in Verbindung steht. Das verwendete
Koordinatensystem geht aus Fig. 2a hervor. Geht man
davon aus, daß sich die Strömungsgrößen in x-Richtung
nicht ändern und die Bewegungsgleichungen für die Querströmung
nicht von Belang sind, so erhält man folgende
Bestimmungsgleichungen für das vorliegende stationäre
Problem.
Lokale Massenerhaltung Erhaltung des x-Impulses
Lokale Massenerhaltung Erhaltung des x-Impulses
Die Geschwindigkeitskomponenten u, v und w unterliegen
folgenden Randbedingungen:
Auf der Kanaloberfläche
Auf der Kanaloberfläche
Auf der durch den Spalt gegebenen Kontrollfläche
(y=0, z << s/z)
(y=0, z << s/z)
wobei V und τ die Geschwindigkeit und die
Schubspannung am inneren Rande der turbulenten Schicht
bezeichnen. Die Randbedingungen 3c und 3d stellen den
stetigen Anschluß der Kanalströmung an die turbulente
Schicht sicher.
Zur Lösung des vorliegenden Problems wird die Beziehung
zwischen der Schubspannung am inneren Rande der turbulenten
Schicht τ und der dort vorliegenden Geschwindigkeit
V benötigt. Es wird hier davon ausgegangen,
daß τ ausschließlich durch die Geschwindigkeitsdifferenz
(V ∞-V ) bestimmt wird, und daß
folgender Zusammenhang zwischen diesen beiden Größen
besteht
In Gl. 4 bezeichnet τ W die Wandschubspannung für den
Referenzfall der glatten Oberfläche. Der zweite Term im
Nenner stellt die auf V ∞ bezogene Geschwindigkeit
am inneren Rand der turbulenten Schicht im Referenzfall
dar. Der Exponent d wird aus der Theorie für die inkompressible
turbulente Grenzschicht übernommen. Diese
lehrt, daß die Wandschubspannung in einem großen Re-
Zahlbereich proportional ρ(V ∞-V )1.685
ansteigt. Es wird daher d = 1.685 gesetzt.
Aus der Randbedingung 3a und der Annahme, daß die Querbeschleunigungen
vernachlässigbar sind, folgt
Somit wird Gl. 2
Gl. 6 ist identisch mit der stationären, zweidimensionalen
Wärmeleitungsgleichung, wobei in der letzteren
Gleichung die Temperatur T anstelle von u erscheint.
Aus der Wärmeleitungstheorie ist bekannt, daß jede
Funktion der Form
die Gl. 6 und 3a erfüllt. Daraus folgt die allgemeine
Lösung des vorliegenden Problems
wobei die Koeffizienten a n so zu wählen sind, daß
mit der auf der Kanalseite y = o vorgegebenen
Geschwindigkeitsverteilung und
mit der Schubspannungsverteilung im Spalt übereinstimmen.
Diese beiden Verteilungen sind über die Gl. 4 miteinander
verknüpft.
Zur Lösung des vorliegenden Problems wird eine lineare
Beziehung zwischen V und τ benötigt. Hierzu
wird die Kurve 4 durch deren Tangente im Punkt
V /V ∞=β ersetzt. Anstelle von Gl. 4 erhält man
Wobei α = 0.4033 (Re/107)-0.1
und d = 1.685
bedeuten Abb. 3 zeigt einen Vergleich zwischen der linearen und der nichtlinearen Form der Funktion τ (V ) für den Fall β=α.
und d = 1.685
bedeuten Abb. 3 zeigt einen Vergleich zwischen der linearen und der nichtlinearen Form der Funktion τ (V ) für den Fall β=α.
Eliminiert man V und τ aus den Gl. 3c, 3d und
11, so erhält man schließlich die modifizierte Randbedingung
Zur Lösung der Gl. 8, 3 und 12 für einen vorgegebenen
Wert von RE K wird die Kanaloberseite y = o in N
gleich lange Teilstrecken unterteilt, deren Mittelpunkte mit z i , i = 1,2 . . . N bezeichnet werden. Unter Verwendung der Gl. 9 und 10 wird die Randbedingung (12) für die im Bereich des Spaltes liegenden Mittelpunkte und die Randbedingung (3a) für die restlichen z i angeschrieben, wobei die in Gl. 9 und 10 auftretenden Summationen auf die jeweils ersten N Glieder beschränkt werden. Auf diese Weise erhält man das folgende lineare Gleichungssystem für die N unbekannten Koeffizienten a n . i = 1, 2...N
F = 1 für z i <<s/2
F = 0 für z i <<s/2
gleich lange Teilstrecken unterteilt, deren Mittelpunkte mit z i , i = 1,2 . . . N bezeichnet werden. Unter Verwendung der Gl. 9 und 10 wird die Randbedingung (12) für die im Bereich des Spaltes liegenden Mittelpunkte und die Randbedingung (3a) für die restlichen z i angeschrieben, wobei die in Gl. 9 und 10 auftretenden Summationen auf die jeweils ersten N Glieder beschränkt werden. Auf diese Weise erhält man das folgende lineare Gleichungssystem für die N unbekannten Koeffizienten a n . i = 1, 2...N
F = 1 für z i <<s/2
F = 0 für z i <<s/2
Nach Lösung dieses Gleichungssystems für den Spezialfall
β=α werden die an den Punkten z i vorliegenden
Schubspannungen nach Gl. 10 und die in der Mitte
des Spaltes auftretende Geschwindigkeit u Mitte nach
Gl. 8 berechnet. Daraufhin wird die Kanalbreite b nach
der Beziehung
korrigiert und die Rechnung solange wiederholt, bis
u Mitte sich nicht mehr ändert. Vom zweiten Iterationsschritt
an wird β durch den auf V ∞ bezogenen
Mittelwert der im Spalt auftretenden Geschwindigkeit u
(o, z) ersetzt. Damit wird eine möglichst genaue Approximation
der Gl. 4 durch die Gerade 11 sichergestellt.
Im Falle einer symmetrischen Spaltanordnung werden die
antisymmetrischen Glieder der Reihe (8) nicht verwendet,
und z i bleibt auf den Bereich z ≦λτ o beschränkt.
Den Gesamtwiderstand der vorliegenden Oberflächenkonfiguration
erhält man durch Integration der Schubspannung
in der Ebene y = 0. Bei Druckgleichheit deckt sich nämlich
die von den Kanalwänden ausgehende Widerstandskraft
mit der im Spaltbereich wirkenden Schubkraft.
Es kann gezeigt werden, daß das vorliegende Verfahren
im Falle eines einseitig offenen Rechteckkanals sehr
großer Breite bei R K = 135 die Wandschubspannung der
glatten Wand, τ w als Ergebnis liefert.
Fig. 4 zeigt die Abhängigkeit des Reibungswiderstandes
der vorgeschlagenen Oberlächenkonfiguration vom Spaltbreitenverhältnis
s/b für mehrere Werte der Kanal-Reynoldszahl
Re K und Re = 50.106. Als Bezugswert wurde
der Reibungswiderstand der hydraulisch glatten Wand bei
gleicher Re-Zahl gewählt. Die Ergebnisse gelten für den
Grenzfall einer verschwindend kleinen Kanalwanddicke.
Wie man sieht, fällt der Widerstand mit zunehmendem s/b
stärker als linear ab, da einmal der von der dicken laminaren
Unterschicht profitierende Grenzschichtbereich
immer größer wird, und zum anderen die mittlere
Schlupfgeschwindigkeit im Spalt mit zunehmendem s/b ansteigt.
Im oberen s/b-Bereich tritt ein Wendepunkt auf,
da sich hier die von den Kanalseitenwänden ausgehende
Bremswirkung verstärkt bemerkbar macht.
Die Wirksamkeit von strömungsparallelen Kanälen 11 in
einer vom Luftstrom bespülten Oberfläche 10 ist umso
geringer, je kleiner Re K ist. Es ist zu erwarten, daß
die Stabilität der laminaren Kanalströmung, d.h. die
kritische Re-Zahl mit zunehmendem Spaltbreitenverhältnis
zurückgeht. Dies gilt insbesondere im oberen
s/b-Bereich. Aus diesem Grund wird die tatsächlich realisierbare
Widerstandskurve im oberen s/b-Bereich wieder
ansteigen. Bei s/b = 1 dürfte das Widerstandsverhältnis
bei dem für feine Längsrillen (riblets) gemessen
Wert 0,9 liegen. Das günstigste Spaltbreitenverhältnis
und die zugehörige kritische Kanal-Re-Zahl können
nur im Experiment ermittelt werden.
In Fig. 5 ist der relative Reibungswiderstand für die
Spaltbreite s/b = 0,6 in Abhängigkeit von Re K aufgetragen.
Bliebe die laminare Kanalströmung bis zu einer
Re-Zahl von 3200 stabil, so ließe sich der turbulente
Reibungswiderstand mit dieser Kanalkonfiguration um 31%
verringern. Liegt die Stabilitätsgrenze bei Re K = 1600,
so beträgt die Widerstandsverringerung 19%.
Fig. 6 zeigt die Verteilung der Schubspannung und der
Strömungsgeschwindigkeit im Bereich des Spaltes 12 für
s/b = 0,5 und Re K = 3200. Wie zu erwarten,
zwingt die Haftbedingung V auf den Wert Null an den
beiden Spalträndern. Dagegen steigt µ δ u/δ y bei
Annäherung an die Lippen der oberen Kanalwand steil an.
In Fig. 7 ist das Isotachenfeld der Kanalströmung für
denselben Strömungszustand dargestellt. Die außerhalb
des Kanals gestrichelte fortgeführte Isotache V/V ∞
= 0,4 vermittelt einen Eindruck von der Dicke der laminaren
Unterschicht im Referenzfall.
Fig. 8 zeigt schließlich die Abhängigkeit der auf die
Länge µ/ρ V ∞) bezogenen Kanalbreite von s/b und
Re K . Bei eienr Machzahl von 0,8 und einer Flughöhe
von 11 km beträgt diese Bezugslänge 0,163µm. Wie man
sieht, liegt die breite der Kanäle 11 je nach der kritischen
Kanal-Reynoldszahl und dem Spaltbreitenverhältnis
im Bereich von 0,5 - 1,0 mm. In Fig 8 ist die Dicke
der laminaren Unterschicht im Referenzfall für Re = 50 · 106
zum Vergleich miteingetragen.
Zusammenfassend dürfen als Ergebnisse aufgeführt werden:
Wie aus Fig 5 hervorgeht, das für ein Spaltbreitenverhältnis
von 0,6 gilt, kann der turbulente Reibungswiderstand
mit den vorgeschlagenen Oberflächenkonfiguration
um 30% verringert werden, wenn die Kanalströmung,
wie beim geschlossenen Rohr, bis zu einer Re-Zahl von
3000 laminar bleibt. Die aus Fig. 4 hervorgehende weitere
Widerstandsverringerung dürfte jedoch nicht realisierbar
sein, da die kritische Kanal-Re-Zahl im oberen
s/b-Bereich zurückgehen wird.
Da aus der Hydraulik bekannt ist, daß alle Kanalquerschnittsformen
gleichwertig sind, wenn der Vergleich
auf der Basis des effektiven Kanaldurchmesser (4 × Querschnittsfläche/
Umfang) durchgeführt wird, folgt,
daß der Kanal 11 mit quadratischem Querschnitt dem Kanal
11 mit Rundform gleicher Breite äquivalent ist. Die
Kanäle 11 können daher ohne Verlust an Wirksamkeit auch
wie in Fig. 1b bzw. 1c skizziert aufgebaut werden.
Abschließend soll noch darauf hingewiesen werden, daß
die vorgeschlagenen Maßnahmen nicht in Bereichen stark
zunehmenden Druckes, also die hinteren 30% bis 40%
von Flügeloberflächen 10 oder Leitwerken oder dem
Rumpfheck, anwendbar sind, da die Rohrströmung nicht in
der Lage ist, den von der Außenströmung erzwungenen
Druckanstieg nachzuvollziehen. Da der Widerstandsbeitrag
dieser Bereiche weit unter deren Flächenanteil
liegt, wiegt diese Einschränkung nicht besonders.
Claims (6)
1. Einrichtung zur Verringerung des turbulenten
Reibungswiderstandes bei Luft-, Raum- und Wasserfahrzeugen,
dadurch gekennzeichnet, daß
innerhalb der unmittelbar vom Luftstrom bespülten Oberfläche
des Flug- bzw. Tragkörpers (10) strömungsparallele
Kanäle (11) angeordnet sind, die über jeweils einen
Längsspalt (12) mit der Grenzschicht verbunden sind.
2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die strömungsparallelen
Kanäle (11) runden oder quadratischen Querschnitt aufweisen.
3. Einrichtung nach den Ansprüchen 1 oder 2, dadurch
gekennzeichnet, daß die strömungsparallelen
Kanäle (11) enganeinander- und nebeneinanderliegend
in der Flugkörperoberfläche (10) eingelassen sind.
4. Einrichtung nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch
gekennzeichnet, daß die Breite
(s) des Längsspaltes (12) zum Durchmesser (d) der Kanäle
(11) in einem bestimmten Verhältnis steht.
5. Einrichtung nach den Ansprüchen 1 bis 4, dadurch
gekennzeichnet, daß der Kanaldurchmesser
(d) so klein bemessen ist, daß eine kritische
Rohrströmung vorhanden ist.
6. Einrichtung nach den Ansprüchen 1 bis 5, dadurch
gekennzeichnet, daß die längsparallelen
Kanäle (11) einen allmählichen Übergang von
einem ungeschlitzten zu einem geschlitzten Profil aufweisen.
Priority Applications (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19853522943 DE3522943A1 (de) | 1985-06-27 | 1985-06-27 | Einrichtung zur verringerung des turbulenten reibungswiderstandes bei luft-, raum- und wasserfahrzeugen |
FR8609227A FR2584149B3 (fr) | 1985-06-27 | 1986-06-25 | Dispositif pour diminuer la resistance de frottement turbulent d'aeronefs, engins spatiaux et navires |
GB08614759A GB2178131B (en) | 1985-06-27 | 1986-07-17 | Reduction of turbulent frictional drag in the case of aircraft, spacecraft and watercraft |
US07/086,185 US4736912A (en) | 1985-06-27 | 1987-08-12 | Apparatus for reducing turbulent drag |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19853522943 DE3522943A1 (de) | 1985-06-27 | 1985-06-27 | Einrichtung zur verringerung des turbulenten reibungswiderstandes bei luft-, raum- und wasserfahrzeugen |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3522943A1 true DE3522943A1 (de) | 1987-01-08 |
DE3522943C2 DE3522943C2 (de) | 1988-11-17 |
Family
ID=6274305
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19853522943 Granted DE3522943A1 (de) | 1985-06-27 | 1985-06-27 | Einrichtung zur verringerung des turbulenten reibungswiderstandes bei luft-, raum- und wasserfahrzeugen |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4736912A (de) |
DE (1) | DE3522943A1 (de) |
FR (1) | FR2584149B3 (de) |
GB (1) | GB2178131B (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1993020355A1 (en) * | 1992-03-31 | 1993-10-14 | Gennady Iraklievich Kiknadze | Streamlined surface |
DE19735269C1 (de) * | 1997-08-14 | 1999-01-28 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Vorrichtung zur Beeinflussung der Ablösung einer Strömung von einem umströmten Körper |
Families Citing this family (52)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5133516A (en) * | 1985-05-31 | 1992-07-28 | Minnesota Mining And Manufacturing Co. | Drag reduction article |
US4986496A (en) * | 1985-05-31 | 1991-01-22 | Minnesota Mining And Manufacturing | Drag reduction article |
GB8706554D0 (en) * | 1987-03-19 | 1987-04-23 | Rolls Royce Plc | Boundary layer devices |
JP2741224B2 (ja) * | 1988-12-16 | 1998-04-15 | 泰昭 小濱 | 境界層制御用吸い込み装置 |
US5054412A (en) * | 1989-10-31 | 1991-10-08 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Hydrodynamic skin-friction reduction |
US5031559A (en) * | 1990-01-16 | 1991-07-16 | Proprietary Technology, Inc. | Means of providing an air layer between a liquid and solid surface to reduce drag forces |
US5340054A (en) * | 1991-02-20 | 1994-08-23 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Suppressor of oscillations in airframe cavities |
US5167387A (en) * | 1991-07-25 | 1992-12-01 | Vigyan, Inc. | Porous airfoil and process |
ES2115681T3 (es) * | 1991-10-14 | 1998-07-01 | Aozt Aviat Contsern Ekip | Metodo para controlar la capa limite sobre la superficie aerodinamica de un vehiculo volante, y vehiculo volante. |
DE4237307C2 (de) * | 1992-11-05 | 1994-08-18 | Voith Gmbh J M | Stoffauflauf einer eine Faserbahn bildenden Maschine |
ES2064261B1 (es) * | 1993-02-25 | 1998-07-16 | Doria Iriarte Jose Javier | Fuselaje mejorado a fin de lograr efectos de estabilizacion de torbellinos. |
DE4422152C2 (de) * | 1994-06-27 | 2000-02-03 | Daimler Chrysler Aerospace | Verfahren und Anordnung zum Optimieren der aerodynamischen Wirkung eines Tragflügels |
DE59606678D1 (de) * | 1995-12-12 | 2001-05-03 | Roche Ulrich | Verfahren zur ausbildung einer oberfläche für den kontakt mit einem strömenden fluid und körper mit entsprechend ausgebildeten oberflächenbereichen |
US5875998A (en) * | 1996-02-05 | 1999-03-02 | Daimler-Benz Aerospace Airbus Gmbh | Method and apparatus for optimizing the aerodynamic effect of an airfoil |
DE19631537C2 (de) * | 1996-07-23 | 1999-02-04 | Okoe Charles Dipl Ing Fh | Grenzschichtprofil für Flüssigkeiten und/oder Gase |
DE19649132C2 (de) * | 1996-11-27 | 1999-09-02 | Daimler Chrysler Aerospace | Nase für eine aerodynamische Fläche und Verfahren zu ihrer Herstellung |
JP2000199505A (ja) * | 1999-01-07 | 2000-07-18 | Funagata Kagaku Kenkyusho:Kk | 物体の流体摩擦抵抗低減装置 |
US6345791B1 (en) | 2000-04-13 | 2002-02-12 | Lockheed Martin Corporation | Streamwise variable height riblets for reducing skin friction drag of surfaces |
US6857604B2 (en) * | 2001-07-18 | 2005-02-22 | Eric T. Schmidt | Shock wave absorber |
US7357351B2 (en) * | 2002-07-18 | 2008-04-15 | Eric T. Schmidt | Linear shock wave absorber |
US7044163B1 (en) | 2004-02-10 | 2006-05-16 | The Ohio State University | Drag reduction in pipe flow using microbubbles and acoustic energy |
US20070018055A1 (en) | 2005-07-11 | 2007-01-25 | Schmidt Eric T | Aerodynamically efficient surface |
US8113469B2 (en) * | 2006-02-21 | 2012-02-14 | University Of Alabama | Passive micro-roughness array for drag modification |
WO2008121418A1 (en) * | 2007-03-30 | 2008-10-09 | The University Of Alabama | A passive drag modification system |
US7810867B2 (en) * | 2008-04-14 | 2010-10-12 | Fastskinz, Inc. | Vehicle with drag-reducing outer surface |
US10352171B2 (en) | 2008-11-01 | 2019-07-16 | Alexander J. Shelman-Cohen | Reduced drag system for windmills, fans, propellers, airfoils, and hydrofoils |
US20100219296A1 (en) * | 2008-11-01 | 2010-09-02 | Alexander J. Shelman-Cohen | Reduced drag system for windmills, fans, propellers, airfoils, and hydrofoils |
DE102008057601B4 (de) * | 2008-11-13 | 2011-06-30 | Klinck, Ernst Günter, 25704 | Vorrichtung zur Verringerung des Wasserwiderstands von Schiffen |
US9550127B2 (en) | 2013-03-21 | 2017-01-24 | Thomas J. Lochtefeld | Padded grate drainage system for water rides |
US8668166B2 (en) * | 2009-01-29 | 2014-03-11 | The Boeing Company | Shape memory riblets |
US8684310B2 (en) * | 2009-01-29 | 2014-04-01 | The Boeing Company | Rigid tipped riblets |
US8678316B2 (en) * | 2009-01-29 | 2014-03-25 | The Boeing Company | Amorphous metal riblets |
US20100206038A1 (en) * | 2009-02-16 | 2010-08-19 | Santiago Vitagliano | Passive Turbulance Control Product for Minimizing Drag and Its Method of Manufacture |
US8733702B1 (en) | 2009-12-02 | 2014-05-27 | The Boeing Company | Reduced solar absorptivity applique |
CH702593A2 (de) * | 2010-01-28 | 2011-07-29 | Marco Feusi | Körper mit einer Oberflächenstruktur zur Verringerung eines Strömungswiderstands des Körpers in einem Fluid. |
US8662854B1 (en) | 2010-05-21 | 2014-03-04 | Fastskinz, Inc. | Turbine with turbulence inducing surface |
US9827735B2 (en) * | 2012-03-09 | 2017-11-28 | United Technologies Corporation | Erosion resistant and hydrophobic article |
WO2014165106A1 (en) * | 2013-03-12 | 2014-10-09 | Texas Tech University System | Fibrillar structures to reduce viscous drag on aerodynamic and hydrodynamic wall surfaces |
US9308987B1 (en) | 2014-05-15 | 2016-04-12 | The Curators Of The University Of Missouri | Drag reduction utilizing driven micro-cavities |
US9714083B2 (en) | 2015-05-06 | 2017-07-25 | The Boeing Company | Color applications for aerodynamic microstructures |
US9868135B2 (en) | 2015-05-06 | 2018-01-16 | The Boeing Company | Aerodynamic microstructures having sub-microstructures |
US9751618B2 (en) | 2015-05-06 | 2017-09-05 | The Boeing Company | Optical effects for aerodynamic microstructures |
US10195535B2 (en) | 2015-11-12 | 2019-02-05 | Whitewater West Industries Ltd. | Transportable inflatable surfing apparatus and method |
US10335694B2 (en) | 2015-11-12 | 2019-07-02 | Whitewater West Industries Ltd. | Method and apparatus for fastening of inflatable ride surfaces |
US10376799B2 (en) * | 2015-11-13 | 2019-08-13 | Whitewater West Industries Ltd. | Inflatable surfing apparatus and method of providing reduced fluid turbulence |
US10105877B2 (en) | 2016-07-08 | 2018-10-23 | The Boeing Company | Multilayer riblet applique and methods of producing the same |
TWI722062B (zh) * | 2016-11-30 | 2021-03-21 | 梅正新 | 減少船舶航行阻力的結構 |
US20190351974A1 (en) * | 2016-11-30 | 2019-11-21 | Chen-Hsin Mei | Structure for reducing the drag of a ship and its application |
US11273383B2 (en) | 2017-11-10 | 2022-03-15 | Whitewater West Industries Ltd. | Water ride attraction incorporating a standing wave |
DE102018003141B4 (de) * | 2018-04-17 | 2019-11-07 | Baden-Württemberg Stiftung Ggmbh | Strukturierte Oberfläche sowie Vorrichtung umfassend diese und deren Verwendung |
RU199016U1 (ru) * | 2020-03-31 | 2020-08-07 | Евгений Алексеевич Прокопенко | Дозвуковой летательный аппарат, имеющий толстый крыловой профиль с устройством снижения лобового сопротивления |
CN113895582B (zh) * | 2021-08-26 | 2022-12-27 | 武汉船用机械有限责任公司 | 减速缓冲装置及减速缓冲方法 |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1303544A (en) * | 1919-05-13 | Lucius bradley -bojrb | ||
US2899150A (en) * | 1959-08-11 | Bound vortex skin | ||
FR656859A (fr) * | 1928-06-30 | 1929-05-14 | Dispositif à glissière, pour faciliter le pilotage des avions | |
DE845900C (de) * | 1943-08-07 | 1952-08-07 | Freiherr Re Koenig-Fachsenfeld | Einrichtung zur Beeinflussung der Grenzschicht an Koerpern aller Art |
US2800291A (en) * | 1950-10-24 | 1957-07-23 | Stephens Arthur Veryan | Solid boundary surface for contact with a relatively moving fluid medium |
US3137261A (en) * | 1962-05-17 | 1964-06-16 | Harold C Noe | Boat hull |
DE3441554A1 (de) * | 1984-11-14 | 1986-05-22 | Deutsche Forschungs- und Versuchsanstalt für Luft- und Raumfahrt e.V., 5300 Bonn | Verminderten stroemungswiderstand aufweisende oberflaeche eines turbulent ueberstroemten koerpers |
US4650138A (en) * | 1985-09-30 | 1987-03-17 | Internorth, Inc. | Cascaded micro-groove aerodynamic drag reducer |
-
1985
- 1985-06-27 DE DE19853522943 patent/DE3522943A1/de active Granted
-
1986
- 1986-06-25 FR FR8609227A patent/FR2584149B3/fr not_active Expired
- 1986-07-17 GB GB08614759A patent/GB2178131B/en not_active Expired
-
1987
- 1987-08-12 US US07/086,185 patent/US4736912A/en not_active Expired - Fee Related
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
AIAA Paper 84-0347 (1984) Optimization and application of riblets for turbulent drag reduction, Walsh, Lindemann * |
AIAA Paper 84-0348 (1984) The effects of porous material on microbubble skin friction reduction, Madaran, Deutsch, Merkle * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1993020355A1 (en) * | 1992-03-31 | 1993-10-14 | Gennady Iraklievich Kiknadze | Streamlined surface |
DE19735269C1 (de) * | 1997-08-14 | 1999-01-28 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Vorrichtung zur Beeinflussung der Ablösung einer Strömung von einem umströmten Körper |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3522943C2 (de) | 1988-11-17 |
FR2584149A1 (fr) | 1987-01-02 |
GB2178131A (en) | 1987-02-04 |
GB8614759D0 (en) | 1986-07-23 |
GB2178131B (en) | 1988-08-10 |
FR2584149B3 (fr) | 1988-03-25 |
US4736912A (en) | 1988-04-12 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3522943C2 (de) | ||
EP0212167B1 (de) | Einrichtung zur Verringerung des Reibungswiderstandes | |
DE2922200C2 (de) | ||
EP1149761B1 (de) | Einrichtung zur Lärmminderung an Tragflügeln von Flugzeugen | |
EP1602575B1 (de) | Trag- oder Leitelement | |
DE19650439C9 (de) | Oberfläche für eine von einer eine Strömungshauptrichtung aufweisenden Strömung turbulent umströmten Wand | |
DE69833948T2 (de) | Verfahren und Vorrichtung, um Wirbelschleppen eines Flugzeugs zu behandeln | |
DE2358521C2 (de) | Gasturbinenschaufel mit gewelltem Austrittskantenbereich | |
DE112005000443T5 (de) | Vorderkantenvorrichtungssystem für Luftfahrzeuge und entsprechende Dimensionierungsverfahren | |
DE2754228A1 (de) | Verfahren zum steuern der bewegung von halbleiterscheiben in einer transportvorrichtung sowie transportvorrichtung fuer halbleiterscheiben | |
DE3534268C2 (de) | ||
DE2254888A1 (de) | Tragfluegel fuer unterschallgeschwindigkeit | |
DE102005016570A1 (de) | Reduzierung von Reibungsverlusten im Bereich von Grenzschichten an fluidumströmten Oberflächen | |
EP0572787B1 (de) | Windkanal | |
DE3023837A1 (de) | Hydrostatisches lager | |
DE69910521T2 (de) | Verfahren zur Verminderung des Wellenwiderstandes eines Flugzeuges | |
DE930724C (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Verhinderung des Abloesens eines stroemenden Mediums von einem umstroemten Koerper | |
DE2054954C3 (de) | Strömungssonde zur Messung des statischen Druckes und des Gesamtdruckes | |
DE69909522T2 (de) | Flügelprofilhinterkante | |
EP1506922B1 (de) | Verfahren und Strömungskörper mit einer Vorrichtung zum Reduzieren eines mit einem begrenzten Überschallströmungsgebiet verbundenen Strömungswiderstands | |
EP0049756A1 (de) | Vorrichtung zum Messen des Differenzdruckes | |
DE569187C (de) | In einem Medium sich bewegender Koerper | |
DE102007054873A1 (de) | Umlenkvorrichtung zur Vermeidung der Kontamination der Grenzschicht auf Tragflächen eines Flugkörpers in Unter- und Transschallströmung durch den Rumpf oder ähnliche Körper | |
DE4442319C1 (de) | Flügel für Anströmgeschwindigkeiten im hohen Unterschallbereich | |
DE102019215150B4 (de) | Aerodynamischer Körper und seine Verwendung |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
8120 | Willingness to grant licences paragraph 23 | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DEUTSCHE AEROSPACE AG, 8000 MUENCHEN, DE |
|
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DAIMLER-BENZ AEROSPACE AKTIENGESELLSCHAFT, 80804 M |
|
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DAIMLERCHRYSLER AEROSPACE AKTIENGESELLSCHAFT, 8099 |
|
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DAIMLERCHRYSLER AEROSPACE AG, 85521 OTTOBRUNN, DE |