Aerodynamik von Hochleistungsfahrzeugen. Gliederung.€¦ · langes Profil kürzeres Profil C W-C A. Vorlesung: Aerodynamik von Hochleistungs-Fahrzeugen Dr.-Ing. R.Demuth WS10/11

Vorlesung: Aerodynamik von Hochleistungs-Fahrzeugen Dr.-Ing. R.Demuth WS10/11 Folie 6.1

Aerodynamik von Hochleistungsfahrzeugen. Gliederung.

1.  Einführung (Typen, Rennserien) 2.  Aerodynamische Grundlagen 3.  Aerodynamik und Fahrleistung 4.  Entwicklung im Windkanal 5.  Entwicklung mit CFD

6.  Flügelelemente 7.  Fahrzeugfront / -heck,

Unterboden und Diffusor 8.  Motorfrischluft / -kühlung,

Bremsenkühlung 9.  Leitbleche, Rad-/Radhaus 10.  Rekord-/ und Serienfahrzeuge

https://www.aer.mw.tum.de/?id=200


Flügelelemente. Flügelprofil.

Aufgaben: •  Erzeugung von zusätzlichem Abtrieb am Fahrzeug. •  Einstellen der gewünschten aerodynamischen Balance.

Definitionen:

Sehne

Skelettlinie

Vorderkante (Nase)

d

l α

€

Λ = b2

S

= bl

(bei Rechteckflügel)

Hinterkante

Spannweite: b Profiltiefe: l Profildicke: d Wölbung: f Grundrissfläche: S Seitenverhältnis: Λ Anstellwinkel: α Rel. Dicke: d/l

S

f


Druckverteilung des angestellten und gewölbten Profils

Saugseite

Druckseite

Flügelelemente. Auftrieb.


1.  Auftrieb eines Profiles entsteht durch: •  Anstellung um den Winkel α •  Wölbung um den Betrag f

2.  Auftriebskoeffizienten: •  Symmetrisches, dünnes Profil

angestellt um Winkel α:

•  Gewölbtes Profil:

•  Spezialfall: Kreisbogen, kl. Wölbung f:

•  Mit der Dicke d (Joukowsky-Profil):

€

Ca = 2πα

€

Ca = 2π (α +α0)

€

Ca = 2π sin(α + 2 fl)

€

Ca = 2π (1+ 0,77 dc

) sinα

Gewölbtes Profil

Symmetrisches Profil

Ca [-]

α [deg] α0

€

Ca = 2πα

€

Ca =a

12ρ ⋅U∞

2 ⋅ l

Flügelelemente. Profilform.


Flügelelemente. Profildicke.

Ca

Cw

y/l

x/l

α


NACA 632-615 bei v=50m/s

Flügelelemente. Profildicke und Anstellwinkel.

Abtrieb 954 N

Abtrieb 321 N

Abtrieb 871 N

0° Anstellwinkel

12° Anstellwinkel 16° Anstellwinkel Anstellwinkel α, [°]

Loka

ler A

btrie

b, A

[N/m

]


NACA 632-615

Flügelelemente. Profildicke und Anstellwinkel.

loka

ler A

btrie

b [N

/m]

Max. rel. Dicke [%]


Flügelelemente. Profildicke und Effizienz.

NACA 632-615

Effi

zien

z: A

/W

Max. rel. Dicke [%]


Flügelelemente. Profildicke und maximaler Auftrieb.

Ca max

d/l [%]

NACA 63 Profil


Flügelelemente. Krümmung des Profils.

6 % max. Krümmung, α= 8°

9 % max. Krümmung, α= 8° 12 % max. Krümmung, α= 8°

NACA 632-615 bei v=50m/s

Anstellwinkel α, [°]

Loka

ler A

btrie

b, A

[N/m

]


Flügelelemente. Abgelöste Strömung.

cp

x/l

Abgelöste Strömung Anliegende Strömung

Abgelöste Strömung

Anliegende Strömung


Flügelelemente. Ablösemechanismen.

Ca

α

linearer Bereich

langsamer Strömungsabriss

abrupter Strömungsabriss Hinterkanten-Ablösung

Ablösepunkt

Vorderkanten Ablösung


Flügelelemente. Profilauslegung.

Richtwerte:

Anstellwinkel: Klein für geringen Abtrieb und geringen Widerstand, groß (bis zu 14°-16°) für Hochabtrieb mit höherem Widerstand.

Krümmung: 4% - 6% für geringen Abtrieb und niedrigen Widerstand, ca. 9% für Hochabtrieb.

Dicke: Dünn für geringen Abtrieb und niedrigen Widerstand, 14% - 16% für gute Effizienz über weiten Bereich von Anstellwinkeln, 18%- 20% für Hochabtrieb.

Nasenradius: 1% - 3%


Flügelelemente. Flügel endlicher Streckung.

Definitionen

€

CA =A

12ρ ⋅U∞

2 ⋅S

€

CA = CAα α +α0( )

€

CAα =2π

1+2Λ

(Elliptischer Flügel)

€

λ =cs

c0

•  Zuspitzung:

•  Pfeilung: φ

V∞ c c0 c0 c0

cs

b

φ

•  Auftrieb:


Flügelelemente. Pfeilung und Seitenverhältnis (Rechteckflügel).

Einfluss von Pfeilung und Seitenverhältnis auf den Auftriebsgradienten

CAα

€

12ΠΛ

€

2Π

φ=0°

φ=45°

φ=60°

€

Λ


Flügelelemente. Flügelpfeilung (Rechteckflügel).

Lokale Auftriebsverteilung

€

ca

cA

€

2yb

φ = 0° cAα = 3,63

φ = 135° cAα= 2,99

φ = 45° cAα= 3,00

€

Λ = 4,0α = 5°


Flügelelemente. Flügelzuspitzung.

Zuspitzung

€

Λ = 7,28

€

λ = 1.00

€

λ = 0.60

€

λ = 0.40

€

λ = 0.00

€

ca

cA

€

2yb


Flügelelemente. Widerstand eines Flügels.

Gesamtwiderstand:

mit:

CWD : Druckwiderstand CWR : Reibungswiderstand CWi : Induzierter Widerstand:

€

CWi ≥1πΛ

⋅CA

2

€

CW = CWD + CWR + CWi

(Minimal für elliptischen Flügelgrundriss)

U∞


Flügelelemente. Mehrelementige Flügel.

Profillänge, l

Nase Anstellwinkel,

€

α

Sehne

Skelettlinie

Spalt

Hinterkante

Effekte:

- Erhöhung der Fläche - Erhöhung der effektiven Krümmung - Wechselwirkung zwischen Flügelelementen


Flügelelemente. Vergleich Druckverteilung und Abtrieb.

Ein Element

Skalierter Abtrieb: 1339 N

Zwei Elemente

Abtrieb: 1560 N

12 % max. Krümmung; 8° Anstellwinkel


Flügelelemente. Abtriebspolare: Ein Element.


Loka

ler A

btrie

b, A

[N/m

]


Flügelelemente. Abtriebspolare: Zwei Elemente.


Loka

ler A

btrie

b, A

[N/m

]


Flügelelemente. Spaltgeometrie.

[%] d. Profillänge

[%] d. Profillänge Ca max

Parameter:

•  Größe des „Flaps“: 25% - 30% - 40%. •  Oft größere relative Dicke (Stabilität) als Flügel. •  Relative Position:

•  Überlappungsbereich (Flap auf Druckseite) 1% - 4%. •  Spaltbreite 1% - 2% der Gesamtprofillänge.

•  Spalt muss konvergent ausgeführt sein.


Flügelelemente. Mehrelementige Flügel.

Wechselwirkungen:

•  Vergrößerung des Abströmwinkels am Gesamtflügel ➔  Erhöhung der Strömungsgeschwindigkeiten auf Druck- und Saugseite. ➔  Verringerung der Ablösegefahr (Druckgradient) nahe der Hinterkante der

Saugseite (größerer Anstellwinkel möglich).

•  Keine Beeinflussung der Umströmung des Flaps durch den Nachlauf des Hauptelementes bei genügend großem Spalt.

Jedoch:

•  Erhöhung des Widerstandes. •  Reduzierung der Effizienz.


Flügelelemente. Auslegung Flügel.

Richtwerte:

Hauptflügel: •  Dickerer Hauptflügel mit größerem Nasenradius bei Flaplänge im höheren Bereich

(30%- 40%). •  Krümmung des Hauptflügels anwendungsspezifisch 5% - 15% (bis zu 20% bei

Hochabtrieb).

Flap: •  Flaplänge ca 30%. •  Relative Dicke Flap größer als am Hauptflügel. •  Dickenrücklage ca. 20%. •  Profilform eher unkritisch. •  Größere Krümmung und geringere Dickenrücklage erleichtern konvergenten

Spaltverlauf.


Flügelelemente. Gurney-Flaps.

•  Ausbildung von zwei gegenläufigen Wirbeln stromab des Gurneys. •  Erhöhung der Zirkulation um den Flügel. •  Auswechselbar und damit einfaches Bauteil zur Feinabstimmung. •  Höher geringer als 5% der Profiltiefe 3-15mm.


Flügelelemente. Gurney-Flaps.


Flügelelemente. Flügelendplatten.

U∞

h

c b

Abschätzung nach Hörner:

€

€

ΛEP = Λ ⋅ 1+1,19 hb

Wirkungsweise: Verhinderung des Druckausgleiches zwischen Druck- und Saugseite des Flügels.

 Höherer Auf-/Abtrieb.  Geringerer induzierter

Widerstand.


Flügelelemente. Bodeneffekt.

Grenzschicht-einfluss

-CA


Flügelelemente. Flächenverhältnis und Bodeneffekt.

Rechteckiger Flügel

€

CAα

€

hc

c

h

€

Λ =


Flügelelemente. V-Stellung und Bodeneffekt.

Einfluss der V-Stellung bei Rechteckflügeln im Bodeneffekt.

€

Λ = 4,0

h

€

ν

€

ν

€

CAα

€

hc

= 0,5

€

1,0

€

∞


Flügelelemente. Wechselwirkungen: Frontflügel am Fahrzeug.

-CA tot -CA Fl

CW tot CW Fl CA tot

CA Fl

CW tot

CW Fl


Flügelelemente. Wechselwirkungen: Heckflügel am Fahrzeug.

am Fahrzeug

alleine

Unterseite

Oberseite

langes Profil kürzeres Profil

CW

-CA


Flügelelemente. Wechselwirkungen: Heckflügel und Unterboden.

Fhzg. mit Heckflügel Fhzg. ohne Heckflügel

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