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Im Rahmen der vorliegenden Arbeit wurden aerodynamische Entwurfsstudien an einer Nurfl¨ugelkonfiguration durchgef¨uhrt. Die Entw¨urfe basieren auf der am DLR entwickelten SACCON Konfiguration, welche in Kooperation mit NATO/STO Forschungsgruppen ausgearbeitet und geometrisch ver¨andert wurde. Es wurden neue Profile basierend auf dem superkritischen Dornier Do728 eingesetzt und die Hinterkantenpfeilung reduziert, um die Wirkung der Steuerfl¨achen zu erh¨ohen und die umstr¨omte Oberfl¨ache zu vergr¨oßern. Mit Hilfe numerischer Berechnungen wurden die Auswirkungen dieser Ver¨anderungen auf die Str¨omungstopologie und das aerodynamische Verhalten analysiert und mit der SACCON Konfiguration verglichen. Hierbei wurde festgestellt, dass der Neuentwurf einen unstetigen Verlauf des Nickmomentes inklusive eines Wechsels des Vorzeichen aufweist. Urs¨achlich hierf¨ur ist die Bildung eines Haupt- und Tipwirbels bei mittleren Anstellwinkeln, welche eine Lastverteilung zur Folge haben. Mit steigendem Anstellwinkel ver¨andert sich die Lastverteilung weiter und der Einfluss des Wirbels auf das Gesamtnickmoment steigt an. Ausgehend von dieser Erkenntnissen wurden weitere Entw¨urfe mit einer ver¨anderten Vorderkantengeometrie konzipiert, mit dem Ziel, das unerw¨unschte Verhalten des Nickmomentes zu verbessern. Dazu wurden die in fr¨uheren Untersuchungen von Sch¨utte [1] entwickelten Entwurfsstrategien angewandt. So wurden f¨ur die Neuentw¨urfe der Nasenradius an der Vorderkante im Rumpfbereich sowie entlang der gesamten Vorderkante erh¨oht, mit dem Ziel, eine Verschiebung des Wirbelsystems und die daraus resultierende Lastverschiebung zu verhindern. Die Neuentw¨urfe wurden wiederum numerisch berechnet und die Ergebnisse mit dem Referenzentwurf verglichen. So zeigte sich, dass eine Ver¨anderung des Vorderkantennasenradius im Rumpfbereich die Verschiebung des Wirbels bei hohen Anstellwinkeln zwar verhindern konnte, dies jedoch keine Auswirkungen auf das aerodynamische Verhalten zur Folge hatte. Wird jedoch der Nasenradius der gesamten Vorderkante erh¨oht, verschiebt sich die Wirbelentstehung zu h¨oheren Anstellwinkeln und das unstetige Verhalten des Nickmomentes wird verbessert. Jedoch entstanden bei diesen Entw¨urfen im Tipbereich unerw¨unschte Abl¨osegebiete. Daher wurde f¨ur weitere Neueuntw¨urfe der Nasenradius im Tipbereich reduziert, mit dem Ziel, die Str¨omung in diesem Bereich zu stabilisieren. Die Ergebnisse dieser Untersuchungen zeigten, dass mit der Reduzierung des Nasenradius im Tipbereich keine Stabilisierung der Abl¨osegebiete erzielt werden konnte. Die Abl¨osegebiete wurden durch die Ver¨anderungen im Gegensatz zum eigentlichen Ziel sogar verst¨arkt. Jedoch zeigte sich ein Einfluss der Ver¨anderungen im Tipbereich auf die stromaufw¨arts liegende Wirbelbildung, so dass das Nickmomentenverhalten schlussendlich positiv beeinflusst werden konnte. DesWeiteren wurde beispielhaft der Einfluss einer asymmetrischen Anstr¨omung in Folge eines Schiebewinkels untersucht. Hier zeigte sich ein nur geringer Einfluss auf den Auftrieb und den Widerstand. Das Nickmoment und insbesondere das Rollmoment wurden durch den Schiebewinkel jedoch stark beeinflusst. Abschliend wurde beispielhaft die Wirksamkeit von Steuerfl¨achen an den Hinterkanten ¨uberpr¨uft und mit der SACCON Konfiguration verglichen. Hier wurde festgestellt, dass die Reduzierung des Hinterkantenpfeilwinkels eine große Verbesserung der Steuerfl¨achenwirksamkeit zur Folge hat

Plans for future space transportation systems will follow new concepts. The two-stage-to-orbit vehicles (TSTO) are estimated to have a high potential concerning future demands. Their first stage is designed as a lifting body. It is a delta wing for hypersonic flight taking the orbital stage to higher altitudes. The hypersonic configuration ELAC was developed as a TSTO-vehicle in the Collaborative Research Centre SFB 253. Subject of the present study are the aerodynamic characteristics at supersonic speeds. At angles of attack flow separates at the leeside of the wing and causes vortices. These have a main influence on the aerodynamic properties. The vortices are investigated by non-intrusive measurement techniques. Separation and reattachment lines are visualized by oil flow patterns. The vortices theirselves are shown with the help of the vapour-screen method at supersonic speeds. A further development of Particle-Image Velocimetry (PIV) yields quantitative results of the velocity distribution over the leeside of the wing at supersonic speeds. This technique is applied in a set of different light sheets to obtain all three velocity components in a volume of the flow. This depicts the spatial development of the leeside vortices. All experimental results are compared to results from numerical simulations.