Aerodynamik von Hochleistungsfahrzeugen. Gliederung.

Transkript

1 WS10/11 Folie 6.1 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

2 WS10/11 Folie 6.2 Flügelprofil. Aufgaben: Erzeugung von zusätzlichem Abtrieb am Fahrzeug. Einstellen der gewünschten aerodynamischen Balance. Definitionen: S Vorderkante (Nase) l α Λ = b2 S = b l (bei Rechteckflügel) Sehne f Spannweite: b Profiltiefe: l Profildicke: d Wölbung: f Grundrissfläche: S Seitenverhältnis: Λ Anstellwinkel: α Rel. Dicke: d/l d Skelettlinie Hinterkante

3 WS10/11 Folie 6.3 Auftrieb. Druckverteilung des angestellten und gewölbten Profils Saugseite Druckseite

4 WS10/11 Folie 6.4 Profilform. 1. Auftrieb eines Profiles entsteht durch: Anstellung um den Winkel α Wölbung um den Betrag f a C a = 1 2 ρ U 2 l 2. Auftriebskoeffizienten: Symmetrisches, dünnes Profil angestellt um Winkel α: C a = 2πα Gewölbtes Profil: C a = 2π(α + α 0 ) Spezialfall: Kreisbogen, kl. Wölbung f: C a = 2π sin(α + 2 f l ) Mit der Dicke d (Joukowsky-Profil): C a = 2π(1+ 0,77 d c ) sinα C a [-] Gewölbtes Profil α 0 C a = 2πα Symmetrisches Profil α [deg]

5 WS10/11 Folie 6.5 Profildicke. y/l C a x/l C w α

6 Vorlesung: Hochleistungs WS10/11 Folie 6.6 Profildicke und Anstellwinkel. NACA bei v=50m/s Lokaler Abtrieb, A [N/m] 0 Anstellwinkel Abtrieb 321 N Anstellwinkel α, [ ] 12 Anstellwinkel 16 Anstellwinkel Abtrieb 954 N Abtrieb 871 N

7 WS10/11 Folie 6.7 Profildicke und Anstellwinkel. NACA lokaler Abtrieb [N/m] Max. rel. Dicke [%]

8 WS10/11 Folie 6.8 Profildicke und Effizienz. NACA Effizienz: A/W Max. rel. Dicke [%]

9 WS10/11 Folie 6.9 Profildicke und maximaler Auftrieb. NACA 63 Profil C a max d/l [%]

10 Vorlesung: Hochleistungs WS10/11 Folie 6.10 Krümmung des Profils. 6 % max. Krümmung, α= 8 Lokaler Abtrieb, A [N/m] NACA bei v=50m/s Anstellwinkel α, [ ] 9 % max. Krümmung, α= 8 12 % max. Krümmung, α= 8

11 WS10/11 Folie 6.11 Abgelöste Strömung. c p Abgelöste Strömung Anliegende Strömung Anliegende Strömung x/l Abgelöste Strömung

12 WS10/11 Folie 6.12 Ablösemechanismen. abrupter Strömungsabriss langsamer Hinterkanten-Ablösung Strömungsabriss Ablösepunkt C a linearer Bereich Vorderkanten Ablösung α

13 WS10/11 Folie 6.13 Profilauslegung. Richtwerte: Anstellwinkel: Klein für geringen Abtrieb und geringen Widerstand, groß (bis zu ) 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%

14 WS10/11 Folie 6.14 Flügel endlicher Streckung. Definitionen Zuspitzung: λ = c s c 0 c s Pfeilung: φ φ V c c 0 c 0 c 0 b Auftrieb: C A = A 1 2 ρ U 2 S C A = C Aα ( α + α 0 ) C Aα = 2π 1+ 2 Λ (Elliptischer Flügel)

15 WS10/11 Folie 6.15 Pfeilung und Seitenverhältnis (Rechteckflügel). Einfluss von Pfeilung und Seitenverhältnis auf den Auftriebsgradienten C Aα 2Π φ=0 1 2 ΠΛ φ=45 φ=60 Λ

16 WS10/11 Folie 6.16 Flügelpfeilung (Rechteckflügel). Lokale Auftriebsverteilung c a c A Λ = 4,0 α = 5 φ = 0 c Aα = 3,63 φ = 45 c Aα = 3,00 φ = 135 c Aα = 2,99 2y b

17 WS10/11 Folie 6.17 Flügelzuspitzung. Zuspitzung Λ = 7,28 c a c A λ = 1.00 λ = 0.60 λ = 0.40 λ = y b

18 WS10/11 Folie 6.18 Widerstand eines Flügels. Gesamtwiderstand: C W = C WD + C WR + C Wi mit: C WD : Druckwiderstand C WR : Reibungswiderstand : Induzierter Widerstand: C Wi C Wi 1 2 C A πλ U (Minimal für elliptischen Flügelgrundriss)

19 WS10/11 Folie 6.19 Mehrelementige Flügel. Effekte: - Erhöhung der Fläche - Erhöhung der effektiven Krümmung - Wechselwirkung zwischen Flügelelementen Profillänge, l Sehne Hinterkante Nase Anstellwinkel, α Spalt Skelettlinie

20 WS10/11 Folie 6.20 Vergleich Druckverteilung und Abtrieb. Ein Element Skalierter Abtrieb: 1339 N Zwei Elemente Abtrieb: 1560 N 12 % max. Krümmung; 8 Anstellwinkel

21 WS10/11 Folie 6.21 Abtriebspolare: Ein Element. Lokaler Abtrieb, A [N/m] Anstellwinkel α, [ ]

22 WS10/11 Folie 6.22 Abtriebspolare: Zwei Elemente. Lokaler Abtrieb, A [N/m] Anstellwinkel α, [ ]

23 WS10/11 Folie 6.23 Spaltgeometrie. 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. C a max [%] d. Profillänge [%] d. Profillänge

24 WS10/11 Folie 6.24 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.

25 WS10/11 Folie 6.25 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.

26 WS10/11 Folie 6.26 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.

27 WS10/11 Folie 6.27 Gurney-Flaps.

28 WS10/11 Folie 6.28 Flügelendplatten. U Abschätzung nach Hörner: Λ EP = Λ 1+1,19 h b h Wirkungsweise: Verhinderung des Druckausgleiches zwischen Druck- und Saugseite des Flügels. Höherer Auf-/Abtrieb. Geringerer induzierter Widerstand. c b

29 WS10/11 Folie 6.29 Bodeneffekt. Grenzschichteinfluss -C A

30 WS10/11 Folie 6.30 Flächenverhältnis und Bodeneffekt. Rechteckiger Flügel C Aα c h Λ = h c

31 WS10/11 Folie 6.31 V-Stellung und Bodeneffekt. Einfluss der V-Stellung bei Rechteckflügeln im Bodeneffekt. C Aα h c = 0,5 Λ = 4,0 h ν 1,0 ν

32 WS10/11 Folie 6.32 Wechselwirkungen: Frontflügel am Fahrzeug. C A Fl C A tot C W tot C W tot C W Fl -C A tot -C A Fl C W Fl

33 WS10/11 Folie 6.33 Wechselwirkungen: Heckflügel am Fahrzeug. C W langes Profil kürzeres Profil am Fahrzeug alleine -C A Unterseite Oberseite

34 WS10/11 Folie 6.34 Wechselwirkungen: Heckflügel und Unterboden. Fhzg. mit Heckflügel Fhzg. ohne Heckflügel