Untersuchung spezifischer DruckwiderstänUntersuchung spezifischer Druckwiderstände von Flügelprofilen und deren Einfluss auf die Skalierung von Propellerwirkungsgraden
Simon Froitzheim, Hochschule Bremen
Die Arbeit verfolgt im Allgemeinen das Ziel, viskose Effekte am Propellerflügel, abhängig von der spezifischen Profilgeometrie berechnen und skalieren zu können, wobei die Methode in die aktuell bei der HSVA verwendete Streifenmethode (2D) integriert werden soll. Die dazu benötigten profilspezifischen Widerstandsbeiwerte werden mit XFOIL (Potential- und Grenzschichttheorie) berechnet. Dazu werden aus der 3D- Propellerumströmung effektive 2D An-stellwinkel und Wölbungen der Propellerprofile berechnet. Weiterhin werden die Anteile laminarer und turbulenter Grenzschicht auf dem Propellerblatt durch Farbversuche bestimmt und ein Versuch unternommen, die Umschlagpunkte mit XFOIL (2D- Umschlagskriterium) zu berechnen. Die Berechnungen zeigen, dass Druckwiderstandsbeiwerte sowohl im Modellmaßstab als auch in der Großausführung betraglich sehr ähnlich sind, sowie dass stumpfe Profilaustrittskanten nicht zwangsläufig nachteilig sind. Eine Anti-Sing-Kante vermindert die Druckwiderstände nahezu maximal. Wandreibungswiderstände erweisen sich als deutlich abhängiger von der spezifischen Betrachtung und insgesamt ausschlaggebender als Druckwiderstände.
Investigation of specific pressure resistances of wing profiles and their influence on the scaling of propeller efficiencies
Simon Froitzheim, Hochschule Bremen
The thesis generally pursues the goal to calculate and scale viscous effects on the propeller blade, depending on the specific profile geometry, incorporated into the stripe method (2D), which is currently used at the HSVA. The required profile specific drag coefficients are calculated using XFOIL (potential and boundary layer theory). For this purpose, effective values for the angle of attack and the maximum camber, which are applicable in a two- dimensional view, are calculated from the 3D propeller flow. Furthermore, the areas of laminar and turbulent boundary layer on the propeller blade are determined by color tests and an attempt is made to calculate the transition points using XFOILs implemented 2D transition criterion. The calculations show that pressure drag coefficients on both, model scale and full scale, are very similar in magnitude and that a blunt trailing edge does not necessarily result in a disadvantage. The usage of an anti-singing edge reduces the pressure drag almost to a maximum. Wall friction drag proves to be significantly more dependent and decisive from the specific consideration than pressure drag.
