Grenzschicht

Als Grenzschicht bezeichnet man die Schicht einer bewegten Flüssigkeit oder eines bewegten Gases unmittelbar an einem Körper, zum Beispiel der strömenden Luft an einer Flugzeugoberfläche. Infolge ihrer Zähigkeit haben alle an einem festen Körper vorbeiströmenden Gase und Flüssigkeiten in den einzelnen Schichten innerhalb der Grenzschicht unterschiedliche Geschwindigkeiten. Die direkt an der Wand anliegende Schicht ruht, die Haftkräfte verzehren die Strömungsgeschwindigkeit. Die folgende Schicht hat schon eine geringe Geschwindigkeit. Diese nimmt nach außen weiterhin zu, weil die zwischen den Schichten wirkenden Reibungskräfte immer kleiner werden, so daß außerhalb der Grenzschicht, in der freien Strömung, die volle Strömungsgeschwindigkeit erreicht ist.

Außerhalb der Grenzschicht kann die Strömung ohne große Fehler als reibungsfrei (ideal) angesehen werden. Die Strömung in der Grenzschicht ist meist über eine gewisse Strecke laminar (geschichtet) und nach Erreichen des Umschlagpunkts U turbulent (verwirbelt). Ursache des Übergangs von laminarer zu turbulenter Strömung in der Grenzschicht ist die Störung der tangentialen Bewegung der Flüsigkeits- oder Gasteilchen durch radiale Impulse aufgrund der Oberflächenrauhigkeit des Körpers oder anderer Faktoren. Die Stabilität der laminaren Grenzschicht ist abhängig von der Reynoidsschen-Zahl (Re-Zahl).
Bei Erreichen der kritischen Re-Zahl ist ihre Stabilität so gering, daß bereits kleinste Störungen den Umschlag in eine turbuler Grenzschicht bewirken. Die turbulente Grenzschicht ist dicker und energiereicher als die laminare; dadurch hat sie eine bessere Haftfähigkeit (geringe Ablöseempfindlichkeit) aber auch einen höheren Reibungswiderstand. Die Dicke der ist i.allg. relativ gering (sie erreicht z.B. modernen Jagdflugzeugen bei einer Geschwindigkeit von Mach 2 eine Stärke von 5...10cm), wenn man ihre äußere Grenze bei Erreichen einer Geschwindigkeit v = 0,99 festlegt. Sie ist eine Funktion der Zähigkeit des Mediums, seiner Geschwindigkeit und der überstrichenen Länge des Körpers. Für geringe Mach-Zahlen läßt sie sich nach folgenden Näherungsgleichungen ermitteln:

laminare Stömung

turbulente Strömung δ_turb= 0.2 × l ⁄ ⁷√ Re

l - überstrichene Länge des Körpers
V - Geschwindigkeit der ungestörten Strömung
γ - kinematische Zähigkeit des Mediums
Re - Reynoldsche Zahl

Die Grenzschicht ist sehr empfindlich gegenüber Druckveränderungen entlang der Strömung. Bei zu großer Druckerhöhung (charakterisiert durch einen großen positiven Druckgradienten dp/d/) kann es innerhalb der Grenzschicht zu einer allgemeinen Rückströmung kommen, was zum Ablösen der Strömung vom umströmten Körper im Punkt A führt. Diese Erscheinung zu verhindern, ist Aufgabe der Grenzschichtbeeinflussung am Flugzeug.

Nach dem Strömungsgesetz von Bernoulli gilt: In einer Strömung ist die Summe von Ruhedruck (statischem Druck) und Bewegungsdruck (dynamischem Druck, Staudruck) stets gleich. Vergrößert sich ein Druckanteil, so muß der andere entsprechend kleiner werden. Steigt also die Geschwindigkeit einer Strömung und damit ihr Staudruck, so wird der Ruhedruck kleiner. Sinkt die Geschwindigkeit, so wächst der Ruhedruck. Die Summe beider Druckanteile ist - wie gesagt - immer gleich.

Die Grenzschicht und ihre Auswirkungen

Die wichtigsten Auswirkungen der Grenzschicht auf das Flugzeug und seine Flugeigenschaften sind:

Der Widerstand ist bei turbulenter Strömung größer als bei laminarer; dementsprechend ist die Gleitzahl schlechter. Das Wirbelgebiet hinter dem Abreißpunkt vergrößert den Widerstand nochmals.
Der größte Teil des Auftriebs entsteht durch den Unterdruck, also durch den Sog, auf der Flügeloberseite. Verschiebt sich der Abreißpunkt bei großen Anstellwinkeln sehr weit nach vorn, so ändert sich die Druckverteilung stark, und der Auftrieb bricht zusammen. Bei diesem überzogenen Flugzustand sackt das Flugzeug durch. Da die Strömung nicht gleichzeitig an beiden Flügeln abreißt, verliert das Flugzeug außer dem Auftrieb auch noch die Stabilität. Das ist die Ursache vieler Unfälle bei Start und Landung.
Bei einem Pfeilflügel treten innerhalb der Grenzschicht Querströmungen auf. Die Grenzschicht wandert nicht nur in der Hauptströmungsrichtung, sondern auch von der Flügelwurzel zur Flügelspitze. Das bedeutet eine dicke Grenzschicht und damit ein frühes Abreißen der Strömung am Außenflügel. Das Flugzeug wird instabil, die Querruder verlieren ihre Wirkung.
Die Luft in der Grenzschicht wird durch die Reibung an der Flugzeugoberfläche abgebremst, ihre kinetische Energie verringert sich. Diese Energie geht natürlich nicht verloren, sondern wird in Wärme umgewandelt, die zum größten Teil auf den Flugzeugkörper übertragen wird. Bei Flügen mit mehr als zweifacher Schallgeschwindigkeit steigt die Oberflächentemperatur eines Flugzeuges so weit an, daß Gegenmaßnahmen (Isolierschichten, Kühlung usw.) getroffen werden müssen.

Historisches: Den Begriff der Grenzschicht führte Ludwig Prandtl 1904 in die Strömungslehre ein. Durch seine Arbeiten sowie durch die Arbeiten anderer führender Aerodynamiker, wie N. E. Shukowski und S.A. Tschaplygin in der UdSSR, wurde nachgewiesen, daß ohne Existenz der Grenzschicht am Tragflügel keine Zirkulation und somit auch kein Auftrieb entstehen würde. Erst die Untersuchung der Grenzschicht gestattet exakte Begründungen für solche aerodynamischen Erscheinungen, wie das Ablösen der Strömung und die Wirbelbildung an Pofilen.

Grenzschichtbeeinflussung, Grenzschichtsteuerung:

Methoden zur Beeinflussung der Grenzschicht, um ein Ablösen der Strömung am Profil (Tragflügel) bei großen Anstellwinkeln, und damit verbunden, großen positiven Druckgradienten zu verhindern. Dazu ist es erforderlich, die Grenzschicht mit kinetischer Energie anzureichern. Das ist möglich:

durch Absaugen der energiearmen unteren Schicht der Grenzschicht oder
durch Einblasen energiereicher Gase in die Grenzschicht
durch eine Kombination

Das Einblasen ist heute vorallem bei Jagdflugzeugen der 2-Mach-Klasse weit verbreitet, um ein Ablösen der Strömung bei Ausfahren der Landeklappen über 30.. .40° zu verhindern (Auftriebshilfen). Konstruktiv wird das Absaugen der Grenzschicht mit Hilfe spezieller Ventilatoren oder unter Zuhilfenahme des Ejektorprinzips gelöst.

links: Absaugen der Grenzschicht; rechts Anblasen der Grenzschicht;

Schnitt A-A Wirkung von Grenzschichtzäunen: oben Bewegung der Grenzschicht auf einem gepfeilten Flügel,
links mit, rechts ohne Grenzschichtzaun; unten Stärke der Grenzschicht am gleichen Tragflügel, mit Darstellung der entspr. Randwirbel

Zum Einblasen in die Grenzschicht wird Gas entweder durch besonder Gasgeneratoren erzeugt, durch Kompressoren aus der Atmosphäre verdichtet (nur bei größeren Flugzeugen zweckmäßig) oder von den im Flugzeug vorhandenen Triebwerken abgenommen (starke Leistungsminderung, somit im wesentlichen nur zur Auftriebserhöhung im Landeanflug geeignet, bei dem die Triebwerke normalerweise gedrosselt sind).
Durch Anblasen oder Absaugung der Grenzschicht kann der Gesamtwiderstand um 20 bis 30 % gesenkt und ein Auftriebsabfall verhindert werden.

Von Poisson-Quinton aus Frankreich stammt die Idee, die Kombination nicht in Spannweitenrichtung, sondern in Richtung der Flügeltiefe vorzusehen

Versuche, die Grenzschicht durch kombiniertes Absaugen und Ausblasen zu beeinflussen, wurden zuerst von der Flugzeugfirma Arado gemacht. Bestimmend für diese Überlegungen dürften Triebwerks bzw. Gebläseprobleme gewesen sein. Von Kolbenmotoren, die die Flugzeuge damals antrieben, konnte man keine Druckluft zum Ausblasen entnehmen, man musste zusätzliche Gebläse einbauen. Dadurch lag es nahe, die Sogseite des Gebläses zum Absaugen und die Druckseite zum Ausblasen zu benutzen. Bei Versuchen mit dem Flugzeug Arado 232 war in jeder Flügelhälfte ein Gebläse (eine mit Wasserstoffsuperoxid gespeiste Strahlpumpe) eingebaut. Die Grenzschicht wurde an der Klappe des Innenflügels abgesaugt, die Druckluft im äußeren Flügelbereich ausgeblasen. Von Poisson-Quinton aus Frankreich stammt die Idee, die Kombination nicht in Spannweitenrichtung, sondern in Richtung der Flügeltiefe vorzusehen. Die Luft wird durch ein Gebläse und durch Sammelleitungen an der Flügelnase abgesaugt und über die Landeklappen ausgeblasen. Hierdurch wird ein Abreißen der Strömung bei großen Anstell- und Klappwinkeln verhindert. Da bei den Strahlturbinen jedoch die Möglichkeit besteht, dem Verdichter einen gewissen Anteil Druckluft zu entnehmen oder durch sie ein Zusatzgebläse anzutreiben, ist das reine Ausblasen oder das reine Absaugen jetzt technisch leichter zu realisieren als die Kombination.

Die Lockheed F-104A wurde als erstes Überschallflugzeug serienmäßig mit eines Ausblaseinrichtung versehen. Die dem Verdichter etnommene Luft wurde über 110 kleine Kanäle aus der Tragflächenhinterkante über die Landeklappen ausgeblasen, wobei die Ausblasung an die Klappenbewegung gebunden war.
Sie trat bei einem Ausschlagwinkel von 15° in Tätigkeit und erreichte bei 45° ihr Maximum. Mit ihrer Hilfe wurde die Landegeschwindigkeit um etwa 32 km/h (11 Prozent) herabgesetzt.
Diese Anwendung war insofern bemerkbar, als der Tragflügel der F-104A nur eine Profildicke von 3 Prozent aufwies. Die größte Tragflügeldicke nur 11 cm betrug.

Grenzschichtablösung

→ Hauptartikel: Grenzschichtablösung

Grenzschichtablösung ist ein strömungsmechanischer Effekt, der hier am aerodynamischen Spezialfall eines Tragflügels beschrieben ist. Die Grenzschichtablösung kann einen wesentlichen Einfluss auf die Flugleistungen eines Flugzeugs haben, da sie die Strömung um den Tragflügel stark behindert. Während Ablöseblasen im Schnellflug vorwiegend an der Flügelunterseite auftreten, ist beim Langsamflug die Strömung auf der Oberseite des Flügels besonders gefährdet. In beiden Fällen sind sie im Bereich des Druckanstiegs, also hinter der dicksten Stelle des Profils zu beobachten.

Neben anderen Einflüssen ist die Bildung einer Ablöseblase besonders von der Reynolds-Zahl abhängig, also von der Strömungsgeschwindigkeit, der Flügeltiefe, der Dichte und der dynamischen Viskosität. Betrachtet man den Verlauf der Luftströmung um ein Flügelprofil, so zeigt sich bei ansteigendem Anstellwinkel, dass die Strömung teilweise von der Profilkontur ablöst und sich nach einer bestimmten Laufstrecke wieder anlegt. Je größer der Anstellwinkel dabei ist, desto früher löst sich die Strömung von der Oberseite, bis sie sich nicht mehr anlegen kann. Das Flugzeug erfährt einen sogenannten Strömungsabriss, der jedoch in diesem Artikel nicht behandelt wird.

Laminare Ablöseblase nennt man diese Blase deshalb, weil die Strömung bis zu ihrer Ablösung laminar ist und sich die Strömung nach der Blase wieder an die Profilkontur anlegt. Dieses erneute Anlegen ist möglich, weil im Bereich der Ablöseblase die Strömung in den turbulenten Zustand umschlägt. Da die Moleküle der turbulenten Strömung energiereicher sind, können sie der Kontur leichter folgen, jedoch wirkt sich diese Energieanreicherung in einem Anstieg des Widerstands aus.

Vereinfacht betrachtet ist der Energieverlust in der Grenzschicht der Grund für dieses Verhalten der Strömung beim Überstreichen der Profilkontur. Die Strömung ist nach einer gewissen Lauflänge nicht mehr in der Lage, der Profilkontur zu folgen, so dass sie die Kontur verlässt und sich von ihr ablöst. Derartige Ablösungen entstehen vorzugsweise an den Stellen, an denen sich die Geometrie des Profils wieder verjüngt. Mit anderen Worten an den Stellen, an denen ein Druckanstieg nach Bernoulli erzwungen wird. Dies betrifft sowohl die Oberseite als auch die Unterseite des Profils, so dass an beiden Seiten Ablöseblasen entstehen können.

Mit Hilfe von Turbulatoren ist es möglich, die Strömung absichtlich in eine turbulente Grenzschicht umschlagen zu lassen. Durch die Turbulenz erhöht sich der Impulsaustausch. Hierdurch wird die Strömung in Wandnähe energiereicher und kann der Profilkontur leichter folgen. Die Ablöseblase wird so verhindert. Da jedoch der Ort der Ablöseblase vom Anstellwinkel abhängt, ist eine allgemein optimale Stelle für die Turbulatoren auf der Flügeloberfläche über dem gesamten Anstellwinkelbereich nicht eindeutig bestimmbar. Ein Kompromiss zwischen guten Flugleistungen im Langsamflug und Schnellflug ist praktisch nur auf der Profilunterseite möglich. Hier entsteht nur im Schnellflug, also bei geringen Anstellwinkeln, eine Ablöseblase. Auf der Oberseite des Flügels macht es keinen Sinn, der Strömung Turbulenz aufzuzwingen, da auf Grund der Geometrie des Profils der Bereich der Ablösungen auf dem Flügel über den gesamten Anstellwinkelbereich zu groß ist.

Zeichnung der Versuche von Messerschmitt

Grenzschichtschneide:: dünne Metallfläche am Lufteinlauf eines Strahltriebwerks, um die turbulente Grenzschichtströmung des Flugzeugs fernzuhalten.
Grenzschichtsteuerung:: svw. Grenzschichtbeeinflussung.
Grenzschichtzaun: 10...20 cm hoher, in Flugrichtung auf gepfeilten Flügeln (Pfeilflügel, Deltaflügel) angebrachter Blechsteg, der ein Abwandern der Grenzschicht in Richtung der Tragflügelenden verhindert. Bei Fehlen des Grenzschichtzaunes am gepfeilten Tragflügel tritt ein örtliches Ablösen der Strömung an den Tragflügelenden bereits bei kleinen Anstellwinkeln (5...8° ) auf, was, infolge der nie exakt vorhandenen Symmetrie der Erscheinung, zum Abkippen des Flugzeugs nach der Seite führt.
Die selbe Funktion wie ein Grenzschichtzaun erfüllt der "Sägezahn". Die sägezahartige Vorderkantenprofierung wirkt wie ein Grenzschichtzaun. Unmittelbar nebeneinander liegen zwei Profile mit unterschiedlicher Tiefe. Daruaus resultieren unterschiedliche Umströmunggeschwindigkeiten die zu einer stabilen Wirbelbildung führen.
Mit dem deutschen Jagdflugzeug Messerschmitt Me-109 wurden 1938 Flugversuche unternommen, um den Strömungszustand und den Strömungsverlauf beim Abreißen genau zu studieren. Die Versuche fanden nach der „Fadenmethode" statt, bei der kurze Wollfäden auf die Flügeloberseite geklebt wurden. Diese Fäden, die sich in Richtung der Stromlinien legen, filmte man mit einer Kamera, die im Seitenleitwerk eingebaut war. Einige charakteristische Strömungsbilder dieser Versuche sind links wiedergegeben. Die Klebestellen der Fäden sind durch Punkte markiert. Die erste Aufnahme ist bei einem Anstellwinkel von 18° gemacht. Die Fäden liegen größtenteils in der Hauptströmungsrichtung, an der Hinterkante besteht eine schwache Querströmung nach innen. Nur in einem kleinen Gebiet ist die Strömung abgerissen. Vergrößert man den Anstellwinkel um 2°, so bildet sich an der Flügelnase eine starke Querströmung nach außen, das Abreißgebiet breitet sich seitlich aus. Wird der Anstellwinkel nochmals um 2° erhöht, so ist die Querströmung stärker geworden, die Abreißzone bedeckt fast den ganzen Flügel. Der Auftrieb ist wesentlich kleiner geworden, das Flugzeug ist in diesem Zustand nicht mehr voll steuerbar.
Um die Frage zu untersuchen, ob die Querströmung nur eine Begleiterscheinung oder die Ursache für den Auftriebszusammenbruch ist, setzte man einen „Grenzschichtzaun“ auf. Die vierte Aufnahme zeigt, daß der Abreißvorgang dadurch aufgehalten wurde und die Strömung außerhalb des Zaunes ungestört blieb. Die Querströmung wird durch den Zaun nach oben abgelenkt und mit den höheren Strömungsschichten nach hinten abgeführt. Aber auch diese Anordnung war noch nicht sicher, da das Abreißen innerhalb des Zaunbereiches auch noch ungleichmäßig an beiden Flügelhälften geschehen konnte. Man setzte nun den Grenzschichtzaun weiter nach innen und brachte im Zaunbereich eine Störkante an der Profilnase an, die ein gleichzeitiges Abreißen an beiden Flügelseiten bewirkte. Durch diese Maßnahmen wurde die Abkippsicherheit wesentlich erhöht.
Beim Pfeilflügel setzt die bei diesen Aufnahmen gezeigte Querströmung nicht erst beim Abreißen ein, sondern ist durch die Pfeilung ständig vorhanden. Dementsprechend neigen Pfeilflügel noch wesentlich stärker zum Abkippen als die ungepfeilte Me-109, mit der die ersten Versuche gemacht wurden. Deshalb sind auch die meisten Grenzschichtzäune bei Pfeilflügeln zu finden. Zu den ersten Anwendungsbeispielen gehörten das sowjetische Jagdflugzeug MiG-15 und das britische Verkehrsflugzeug „Comet".
Ein Grenzschichtzaun wird meist erst angebaut, wenn sich bei den ersten Flugversuchen eines neuen Musters die Notwendigkeit ergibt, das Abkippverhalten zu verbessern. Gerade für eine nachträgliche Korrektur der aerodynamischen Eigenschaften ist der Grenzschichtzaun auf Grund seiner baulichen Einfachheit und leichten Anbringungsmöglichkeit gut geeignet.

Tragflächen der MiG-23

Sägezahn

Als Sägezahn wird in der Aerodynamik eine Gestalltungsform der Flächenvorderkante bezeichnet, welche die Strömung bei hohen Anstellwinkeln beeinflusst.
Am Sägezahn wird ein neuer Wirbel erzeugt. Dieser wirkt wie ein Grenzschichtzaun. Das Flugzeug kann höhere Anstellwinkel erfliegen und hat bessere Manövriereigenschaften in diesem Flugbereich.