Identification of a flutter mechanism on a supercritical airfoil with laminar flow

Die transsonische Umströmung von elastischen Körpern kann zu komplexen, nichtlinearen aeroelastischen Wechselwirkungen führen. Bisher kaum untersucht sind dabei aeroelastische Systeme, bei denen die laminar-turbulente Grenzschichttransition eine zentrale Rolle für die stationäre und instationäre Aerodynamik darstellt. Ein Zusammenspiel dieser Komponenten führt an dem superkritischen CAST 10-2 Flügelprofil zu einem neuartigen Flattermechanismus, welcher in der vorliegenden Arbeit untersucht und identifiziert wird. Hierzu wurden transsonische Windkanalexperimente mit zwangserregten Nick- und selbsterregten Flatterschwingungen durchgeführt. Die Untersuchungen fanden schwerpunktmäßig bei einer freien Grenzschichttransition in einem Mach-Zahl-Bereich von 0, 73 . Ma∞ . 0, 75 bei einer Reynolds-Zahl von Re∞ ≈ 2 · 106 statt. Der neuartige Flattermechanismus wird auf Mach-Zahlen und Anstellwinkel eingegrenzt, die mit dem oberen Übergangsbereich der Laminardelle des CAST 10-2 Flügelprofils zusammenfallen. Das aeroelastische Systemverhalten tritt als subkritische Hopf-Bifurkation in Erscheinung. Der Flattermechanismus wird als Transitionsflattern identifiziert. Eine freie Grenzschichttransition stellt hierfür eine notwendige Bedingung dar. Ferner führt der neue Flattertyp zu einer Vergrößerung des instabilen Bereiches, einer Ausdehnung des Transonic Dips. Für Strömungsparameter, bei denen das Transitionsflattern auftritt, zeigen zwangserregte Nickschwingungen, dass ein Energietransfer von der Strömung in die Struktur stattfindet. Dieser geht mit einer Phasenvoreilung des Nickmomentes einher und tritt bei einer turbulenten Grenzschicht nicht auf. Eine im Rahmen dieser Arbeit entwickelte Auswertungsmethodik ermöglicht dabei erstmalig auch die Auflösung der nichtlinearen Dynamik der Position der laminar-turbulenten Grenzschichttransition mitsamt der Stoß-Grenzschicht-Interaktion. Aerodynamische Grenzzyklusschwingungen, die bei festen Anstellwinkeln im oberen Übergangsbereich der Laminardelle auftreten, können so auf eine Oszillation der Transitionslage zurückgeführt werden. Ferner zeigt sich eine Phasenvoreilung der Transitionsbewegung gegenüber der Bewegung des Verdichtungsstoßes und eine damit einhergehende Steuerung der Stoßlage. Die Existenz eines, vom Flattern zu unterscheidenden Transitionsbuffets und dessen Interaktion mit dem aeroelastischen System können gezeigt werden. Der Übergang von einem aerodynamischen in einen aeroelastischen Grenzzyklus werden experimentell aufgelöst. Diese Beobachtungen unterstützen die Hypothese, dass eine Instationarität des laminar-turbulenten Grenzschichtumschlags ursächlich zum neuartigen Flattermechanismus führt. Die Ergebnisse der Arbeit zeigen, dass aus bzw. mit der laminar-turbulenten Grenzschichttransition neuartige aerodynamische und aeroelastische Instabilitäten resultieren. Hieraus leitet sich die Notwendigkeit ab, die laminar-turbulente Grenzschichttransition in einer vollständigen aeroelastischen Systembewertung mit zu berücksichtigen.The transonic flow around elastic bodies can lead to complex, nonlinear aeroelastic interactions. So far, hardly any aeroelastic systems have been investigated in which the laminar-turbulent boundary layer transition plays a central role for the steady and unsteady aerodynamics. An interaction of these components leads to a novel flutter mechanism at the supercritical CAST 10-2 airfoil, which is investigated and identified in the present work. For this purpose, transonic wind tunnel experiments with forced pitch and self-excited flutter oscillations were performed. The investigations focused on a free boundary layer transition in a Mach number range of 0.73 . Ma∞ . 0.75 at a Reynolds number of Re∞ ≈ 2 · 106. The novel flutter mechanism is confined to Mach numbers and angles of attack that coincide with the upper transition region of the laminar drag bucket of the CAST 10-2 airfoil. The aeroelastic system behavior appears as a subcritical Hopf bifurcation. The flutter mechanism is identified as transition-flutter. A free boundary layer transition represents a necessary condition for this. Furthermore, the new type of flutter leads to a larger unstable region, hence an extension of the transonic dip. For flow parameters at which transition flutter occurs, forced pitch oscillations show that there is a transfer of energy from the flow to the structure. This is associated with a phase lead of the pitching moment and does not occur for a turbulent boundary layer. An evaluation methodology developed within the framework of this study also enables the resolution of the nonlinear dynamics of the laminar-turbulent boundary layer transition position together with the shock-boundary layer interaction for the first time. Aerodynamic limit cycle oscillations that occur at fixed angles of attack in the upper transition region of the drag bucket, can thus be attributed to an oscillation of the transition position. Furthermore, a phase lead of the transition movement with respect to the motion of the compression shock and an associated control of the shock position is shown. The existence of a transition-buffet, to be distinguished from flutter, and its interaction with the aeroelastic system can be shown. The crossover from an aerodynamic to an aeroelastic limit cycle is resolved experimentally. These observations support the hypothesis that an unsteadiness of the laminar-turbulent boundary layer transition causally leads to the novel flutter mechanism. The results of this work demonstrate that novel aerodynamic and aeroelastic instabilities result from or in combination with the laminar-turbulent boundary layer transition. This requires the inclusion of the laminar-turbulent boundary layer transition in a complete aeroelastic system assessment.2021-06-2