Volumen-gemittelte RANS-Simulation turbulenter Strömung über porösen Medien

Recent advances in acoustic research have revealed that making the trailing edges of aircraft wings porous results in significant noise reductions. Such usage of porous media on aerodynamic bodies amongst others requires the development of accurate prediction tools of how the aerodynamics are affected by the presence of porous parts. The present work is a step towards understanding this and demonstrates a complete development process, from the derivation of the theoretical methods over to the integration of the theory into a finite-volume flow solver up to the validation of the methods with DNS-data and experiments. The derivations of this work are based on the aerodynamic condition of high Reynolds numbers, very fine porous structures and flow velocities up to the range of transonic Mach numbers. These requirements mirror the premise that the porous media are used in civil aviation for noise reduction purposes. The overall strategy to derive the theoretical framework for the simulation of flow over porous media under the given conditions is based on averaging the Navier-Stokes equations in space and time, while always keeping the equations in their compressible form. The unknown terms which occur from the averaging process are modelled with the Darcy and Forchheimer terms which describe the effect of the porous medium on the air. A Reynolds-stress model is used for modelling the turbulent effects. Special conditions are derived at the surfaces of the porous media such that the flow that penetrates across the so-called nonporous-porous interface continues through the porous regions in a physically correct way. The relationships include conservation of fluxes and jump conditions for several gradients. The implementation of the theoretical models into a finite-volume flow solver is briefly presented. After verification with simple test cases, the models are extensively calibrated and validated. The calibration process adjusts the unknown parameters of the models with data from direct numerical simulations in a partly porous channel resulting in good agreement for both velocity and Reynolds-stress profiles. For the final validations, aerodynamic wind-tunnel experiments of a wing with porous trailing edge are performed. Measurements of the lift coefficient and of the flow field over the porous trailing edge compare well with the the numerical results.Kürzlich durchgeführte akustische Untersuchungen zeigen, dass poröse Tragflügelhinterkanten den Flugzeuglärm deutlich verringern können. Die Simulationsmöglichkeiten für solche Verwendungen von porösen Materialien an Flugzeugen und auch an anderen aerodynamischen Gegenständen sind bisher sehr begrenzt. Die vorliegende Arbeit nimmt sich diesem Problem an und beschreibt den gesamten Entwicklungsprozess einer möglichen Erweiterung für numerische Strömungslöser zur Berechnung turbulenter Strömungen über porösen Materialien, beginnend mit der Herleitung der theoretischen Modelle, über deren Integration in einen Strömungslöser, bis hin zur Validierung der Modelle anhand von DNS-Daten und Experimenten. Die Randbedingungen der zu simulierenden Strömungen kommen aus der zivilen Luftfahrt und sind unter anderem hohe Reynoldszahlen, sehr feine poröse Strukturen und Geschwindigkeiten im transonischen Machzahlbereich. Um solche Strömungen effektive lösen zu können werden die Navier-Stokes-Gleichungen in ihrer kompressiblen Form räumlich und zeitlich gemittelt. Dadurch entstehen zu modellierende Terme, welche zum einen den Effekt von porösen Materialien auf die Strömung und zum anderen den Effekt der Turbulenz beschreiben. Das verwendete Modell der für die porösen Materialien zuständigen Terme basiert auf den Gesetzen von Darcy- und Forchheimer, und Turbulenzterme werden mit Hilfe eines Reynoldsspannungsmodells modelliert. An der Übergangsfläche zwischen porösem Medium und freier Strömung werden zusätzliche Bedingungen notwendig. Denn beim Auftreffen der Strömung auf ein poröses Medium muss ihr Zustand so transformiert werden, dass sie ihren Weg im porösen Medium physikalisch sinnvoll fortsetzt. Die Transformationsregeln beruhen auf Erhaltungsgleichungen sowie Sprungbedingungen für Gradienten einzelner Strömungsvariablen. Nach der Herleitung der benötigten Theorie wird kurz auf deren Implementierung in einen finite-Volumen Strömungslöser eingegangen. Die Funktionsfähigkeit wird anhand von einfachen Testfällen gezeigt, um sich dann der Kalibrierung und Validierung der theoretischen Modelle zu widmen. Die Lösungen mit den final festgelegten Parameterwerten zeigen gute Übereinstimmung mit DNS-Daten. Für die Validierung werden aerodynamische Windkanaluntersuchungen an dem anfangs beschriebenen Flügel mit poröser Hinterkante durchgeführt. Der Effekt der porösen Hinterkante auf den Auftriebsbeiwert wird durch die numerischen Simulationen gut wiedergegeben

Fast Non-Empiric Tonal Noise Prediction Model for Installed Propulsors

The increasing demand for cuts in environmental pollution is driving aircraft manufacturers towards sustainable aviation concepts that integrate unconventional propulsion configurations on the airframe. To aid the design process of new aircraft, a reliable prediction of installed rotor noise emissions would be required. Therefore, in this work an advanced rotor noise prediction approach is presented, which was developed to be fast and physical-principles-based, in order to be able to represent current and possibly newly arising noise sources mechanisms in complex configurations. The tool-chain proposed relies on aerodynamic predictions based on Actuator Disc (AD) Reynolds Averaged Navier Stokes (RANS) computations that provide the background flow solution for the Computational Aeroacoustics (CAA) method, which considers Gaussian regularized line-source distributions of strengths defined from either the obtained AD surface loads solution, or tabulated aerodynamic data used in combination with a model based on Blade Element Momentum Theory (BEMT). In this work initial successful results are reported for simplified test cases, outlining future possible applications

Extension of the concept of Ffowcs-Williams and Hawkings type wave extrapolation to non-trivial flow effects and exterieor surfaces

In appreciation of Ffowcs-Williams and Hawkings’ seminal contribution on describing the sound radiation from moving objects, this article discusses a concept of taking into account local non-trivial flow effects on the sound propagation. The approach is motivated by the fact that the numerical simulation of the sound propagation from complete full scale aircraft by means of volume-discretizing (CAA = Computational AeroAcoustics) methods is prohibitively expensive

Entwicklung und Validierung eines Simulationsmodells für das Triebwerks- und Schubverhalten des Tragschraubers MTOsport

Das Institut für Flugsystemtechnik entwickelt ein Softwaremodell für einen Tragschraubersimulator zur Simulation des Tragschraubers MTOsport. Ein wichtiger Bestandteil des Softwaremodells ist das Schub- und Triebwerksmodell, welches eine Reihe von Einflüssen auf den Tragschrauber hat. Neben dem Schub entstehen eine Reihe von Momenten abhängig von den Steuereingaben, dem Tragschrauberzustand und den Umgebungsbedingungen. Diese Arbeit beginnt mit der theoretischen Untersuchung des Propellers und des Motors. Ein Grundbestandteil davon ist die Betrachtung des Propellermoments um seine Antriebsachse und des Schubs abhängig von Fluggeschwindigkeit und Propellerdrehzahl. Diese Basis wird durch eine Reihe zusätzlicher Effekte erweitert, die bei Quereinströmung, Drehbewegungen normal zur Antriebsachse oder bei Blattverwindung des Propellers auftreten. Weiterhin werden die Propellerträgheit bei Veränderung der Drehzahl, Kreiselmomente sowie der Propellernachlauf, der auf die Leitwerke trifft, untersucht. Basierend auf den theoretischen Grundlagen wird ein Simulationsmodell erstellt, das in die bestehende Simulationssoftware des Tragschraubers integriert wird. Um das Tragschrauberverhalten des Simulationsmodells mit dem Tragschrauber MTOsport vergleichen zu können, werden Messkampagnen durchgeführt. Mithilfe der Messdaten werden die Modell-Parameter angepasst und das Modell optimiert. Messdaten typischer Flugmanöver werden schließlich zur Validierung des Schub- und Triebwerksmodells verwendet

Impedance boundary condition in frequency domain DG code for modelling liner effects in complicated intake ducts.

An impedance problem is fundamental to computing acoustic wave propagation. Here, the focus is on applying an impedance boundary condition derived from first principles for modelling a realistic acoustic liner. Simulations are performed in frequency domain where the Acoustic Perturbation Equations (APE) are solved with Discontinuous Galerkin (DG) method. In order to achieve a physical boundary layer - surface interaction, the APE propagation equations are solved on top of a wall-resolved RANS flow that is obtained from a precursor CFD simulation. Key findings include the analysis of a flux balance across the impedance boundary. Also, the method is applied to solve a challenging Unmanned Combat Aerial Vehicle (UCAV) problem with acoustic modes propagating in a complicated intake duct where it is hardly possible to establish an analytical solution. DLR F-24 MULDICON UCAV (MULti-DIsciplinary CONfig) test platform is used for demonstrating a low noise modification by inclusion of impedance boundary of a realistic size which is conveniently integrated into the duct for the ease of liner manufacture and service

High-fidelity sound propagation methods for evaluating engine tones of a business jet

Fluglärm ist von hoher Bedeutung für die Entwicklung leiser Flugzeuge. So kann eine frühe Vorhersage der erwarteten Schallabstrahlung den Entwicklungsprozess erleichtern. Genaue Lärmberechnungen werden jedoch schnell sehr aufwändig, so dass vorzugsweise auf vereinfachte Methoden zurückgegriffen wird. Oft ist dabei nicht klar, wie stark die Vereinfachungen die Ergebnisse beeinflussen. Der Vergleich mit Messdaten kann helfen, einen Einblick zu bekommen, welcher Simulationsaufwand betrieben werden muss, um realitätsnahe Ergebnisse zu erhalten. Der Beitrag gibt einen Einblick in die Bemühungen, Überflugsmessdaten eines Businessjets (Gulfstream G550) mit volumenaufgelösten sowie oberflächenbasierenden Simulationsverfahren zu vergleichen. Der Vergleich beschränkt sich dabei auf die vom Triebwerk abgestrahlten Töne. Dabei werden Schwierigkeiten und Lösungsansätze vorgestellt, um die Simulationsverfahren in Zukunft für Flugzeugdesign einsetzen zu können

Experimental wind-tunnel results for radiation of sound from semi-buried ducts

Semi-buried engines are part of of many future aircraft designs. From acoustic’s point of view the increased noise shielding is one of the potential benefits. But at the same time the fan will experience a disturbed inflow which can lead to additional noise. In order to assess such new concepts numerical predictions can help, but it at the same time it is important to validate the methods against experimental data. The current paper describes a wind tunnel experiment which can serve as a validation case. The setup consists of a duct which is mounted on a flat plate. The whole model is placed inside a wind tunnel and tested with different flow speeds. Upstream the duct, a boundary layer develops which enters the duct, imitating boundary layer ingestion. The sound is generated by a specially designed source that it can be easily translated to computational methods. All important design details are given which makes it possible to use it as a benchmark case for numerical methods. The sound radiation is measured upstream the duct. Since the sound source operates at dedicated frequencies, clear interference patterns become visible. Such patterns can help to make small configuration changes visible (e.g. different flow speeds). The results serve as a starting point for detailed studies of flow and boundary layer effects on sound radiation from a duct. Numerical methods can be validated against the given result and extend the parameter range e.g. to much thicker boundary layers as well as recording results at much larger evaluation planes. However, such numerical studies are beyond the scope of this paper