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Die aerodynamische Wirkung von Hochgeschwindigkeitszügen und das Gefahrenpotential für Personen, Objekte und Gebäude in Gleisnähe ist nach Verordnung der Europäischen Union im Rahmen eines vollen Konformitätsnachweises in Versuchen im 1:1-Maßstab zu prüfen. Die erforderlichen Feldmessungen auf offener Strecke sind aufgrund der spezifischen Normbedingungen äußerst zeit- und kostenintensiv. Aus diesem Grund wird aktuell untersucht, ob Modellexperimente mit bewegten Zugmodellen eine effizientere Möglichkeit bieten, einen vollen Konformitätsnachweis gemäß Technischer Spezifikationen für Interoperabilität (TSI) unter Laborbedingungen durchzuführen. In ersten Studien an der Tunnelsimulationsanlage Göttingen wurde gezeigt, dass mit einer geeigneten Grenzschichtbeeinflussung in Modellexperimenten, trotz zu niedriger Reynoldszahl und zu kurzer Modelllänge relativ zur Modellbreite, bei der induzierten Strömungsgeschwindigkeit neben dem Gleis eine gute Übereinstimmung mit Fahrversuchen erreicht werden kann. Diese Untersuchungen basieren auf der Hypothese, dass durch Rauigkeiten am Modellkopf die Grenzschicht so aufgeweitet wurde, dass am Modellheck die relative Grenzschichtdicke bezogen auf die Zugbreite genauso groß ist wie im Fahrversuch. Es wurde angenommen, dass nur unter diesen Bedingungen eine realistische Nachbildung der Nachlaufströmung erfolgen kann. Das ist wichtig, da insbesondere bei Hochgeschwindigkeitszügen die höchsten induzierten Strömungsgeschwindigkeiten erst im Nachlauf auftreten. Im Rahmen dieser Forschungsarbeit wurde die Wirkung von speziellen Rauigkeiten auf die Grenzschichtentwicklung und die Nachlaufströmung von bewegten Zugmodellen näher untersucht. Dazu wurden experimentelle Untersuchungen mit drei verschiedenen Zuggeometrien im Maßstab 1:25 an der Tunnelsimulationsanlage Göttingen durchgeführt. Die induzierte Strömungsgeschwindigkeit bei einer Modellvorbeifahrt wurde stationär mit Hitzdraht-Anemometrie und High-Speed Particle Image Velocimetry gemessen. In der Grenzschichtanalyse konnte gezeigt werden, dass der Einsatz von Rauigkeiten, bestehend aus vielen kleinen Wirbelgeneratoren, zu einer Erhöhung der Verdrängungs- und Impulsverlustdicke in der Grenzschicht führt. Des Weiteren konnte gezeigt werden, dass sich die Grenzschichtform, trotz zusätzlicher Störungen durch die Wirbelgeneratoren, entlang der Zugmodelle wieder stabilisiert. In der Nachlaufanalyse konnte mit statistischen Methoden die grundlegende Dynamik im Nachlauf dargestellt und ein Zusammenhang zu den maximal induzierten Strömungsgeschwindigkeiten an den spezifischen TSI-Messpositionen hergestellt werden. Mit einer Dynamic Mode Decomposition konnte gezeigt werden, dass sich die turbulente, abklingende Nachlaufströmung, trotz starker Variation zwischen den einzelnen Messfahrten, mit einer geringen Anzahl dominanter Moden beschreiben lässt. Des Weiteren konnte gezeigt werden, dass sich die Wirbelgeneratoren primär auf diese dominanten Nachlaufstrukturen auswirken und keine künstliche Dynamik im Nachlauf erzeugt wurde. Die Ergebnisse dieser Forschungsarbeit bilden die Grundlage für zukünftige Studien, in denen Wirbelgeneratorelemente an bewegten Zugmodellen eingesetzt werden können, um die aerodynamische Wirkung von Hochgeschwindigkeitszugmodellen für eine bessere Vergleichbarkeit von Modellexperiment und Feldmessung zu beeinflussen.

The transient incoming flow a compact car experiences whilst driving 10 m – 100 m behind a heavy vehicle on a runway has been characterised. The incoming flow was measured using a 2D array of 11 five-hole probes mounted 1 m in front of an operational, full-scale compact car. Additionally, 188 surface pressure taps were used to measure the effect of the incoming flow conditions on the compact car. The experiments were performed under ideal conditions on a 2.9 km long runway in Fasberg near the DLR in Trauen, Germany.

In der vorliegenden Arbeit wurden insgesamt fünf Varianten der TuLam-Konfiguration unter Reiseflugbedingungen mittels numerischer Methoden untersucht. Vier Versionen wurden mit Triebwerken mit Grenzschichteinsaugung unterschiedlichen Einbettungsgrades (15%, 30%, 45% und 55% Einbettungsgrad) versehen und hinsichtlich der Interaktion zwischen Rumpfnachlauf, Wirbelschleppen und Triebwerksstrahl untersucht. Eine Konfiguration ohne Triebwerke diente als Referenz, um den Einfluss des Triebwerksstrahls dieser Triebwerkstypen im Nachlauf hinter dem Flügel zu untersuchen. Für zwei Konfigurationen (30% Einbettungsgrad und ohne Triebwerke) wurde das Netzadaptionsverfahren in TAU angewandt. Die Netze der verbleibenden Konfigurationen wurden mithilfe von CENTAUR erstellt. Es konnte herausgefunden werden, dass der Einbettungsgrad auf die Auslenkung und Stärke der Wirbelschleppen keinen signifikanten Einfluss hat. Dies liegt daran, dass der intitiale Abstand zwischen Triebwerksdüse und Flügelspitze zu groß ist und die Unterschiede in den Ergebnissen auf die variierenden lokalen Zellgrößen zurückzuführen sind. Des weiteren wurde gezeigt, dass der in TAU berechnete Widerstandsbeiwert nicht mit einer volumenbasierten Auswertung des Beiwertes der resultierenden Kräfte an der x = 60m-Ebene hinter dem Flugzeug für Konfigurationen mit Triebwerken übereinstimmt. Grund dafür ist der Effekt der geringeren Dichte im heißen Triebwerksstrahl, welcher durch die Übergeschwindigkeit im Nachlauf nicht kompensiert werden kann. Für die Konfiguration ohne Triebwerk stimmen die beiden Kraftbeiwerte mit einer Differenz von maximal 14,6% überein. Die Auswertung im Nachlauf ist nur für fein genug aufgelöste Netzbereiche tragbar, welche in der vorliegenden Arbeit nur in einem kleinen Teil hinter dem Flugzeug vorliegen. Das theoretische Auffüllen der Nachlaufdelle durch den Triebwerksstrahl konnte für die vier Konfigurationen mit Triebwerken mithilfe des Totaldruckverhältnisses im Nachlauf gezeigt werden. Der Trend dabei ist, dass mit tiefer eingelassenen Triebwerken ein kleineres Gebiet geringeren Totaldrucks im Rumpfnachlauf entsteht. Es wurde zum Vergleich der Konfigurationen mit Triebwerken eine mechanische Leistungsbilanz durchgeführt, um den Einfluss des Einbettungsgrades zu untersuchen, welche ergeben hat, dass bis zum Einbettungsgrad von 45% eine Leistungseinsparung von 0,2% gegenüber der Referenzkonfiguration mit 30% Einbettungsgrad aufgrund des besseren Auffüllens der Nachlaufdelle durch den Triebwerksstrahl vorliegt. Für die Konfiguration mit einem Einbettungsgrad von 55% wurde eine durch den Anstellwinkel erzeugte Ablösung an der Hinterkante des Flügels sowie eine hohe Wirbelaktivität vor dem Flugzeug festgestellt, welche der theoretische Leistungsersparnis entgegen spielt und eine Erhöhung der benötigten Leistung um knapp 5% gegenüber der Referenz nach sich zieht.

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The concept of a flexible program for the design and analysis of rotors with different inflow conditions with the possibility to include program extensions easily was envisioned and implemented. All parts of the program can access the object-oriented implementation of a rotor parameter storage structure to get inputs for their respective calculations. The following aspects of this concept has been implemented in MATLAB: The Design of a rotor for design parameters is possible with use of the Blade-Element-Momentum-Method (BEM) by Adkins. A rotor can be analyzed using the same BEM Method. This analysis can be done for different operating points and summarized to a performance map. This performance map can incorporate different blade angles of a variable pitch propeller and give the best blade angle for each operating point. The wake geometry of an analyzed rotor can be calculated using a Wake-Relaxation method with the use of the Biot-Savart-Law. In order to use an existing rotor with the Tool, a toolchain has been established for scanning the rotor, extracting the profiles, calculating the profile-polars for each bladesection and analyzing the rotor in the program. Empirical formulas to extend the profile-polars to angles of attack of about ±140� have been included For use cases where the angle of attack exceeds the commonly used regions.

Vortex-regime evolution of contrails is investigated by focusing on the role of ambient humidity. Lidar cross-section measurements and observational analysis are combined with numerical simulations of fluid dynamics and microphysics. Contrail evolution behind four-turbofan aircraft is classified into three different scenarios. In the case of ice-subsaturated air, a visible pair of wingtip vortices is formed that disappears at the end of the vortex regime. In case of ice supersaturation, a diffuse secondary wake evolves above the wingtip vortices. It is due to detrainment of ice particles growing by sublimation of ambient humidity. A vertical wake-gap opens between the wingtip vortices and the secondary wake. It is due to subsaturated air moving upward along the outer edges of the sinking vortex tubes accumulating around the upper stagnation point of the vortex system. The vertical wake-gap preferably occurs in the wake of heavy (four turbofans) aircraft, since the vortices behind light aircraft migrate down too slowly. The secondary wake is composed of nonspherical particles larger than the ones in the wingtip vortices which are spherical particles and/or particles smaller than 0.5 mu m. In most cases the secondary wake is the only part of a contrail that persists after vortex breakdown. This is because the ice in the vortex tubes evaporates due to adiabatic heating as the vortices travel downward. Only in the rare case of higher ambient ice supersaturation (>2%) do both parts of a contrail contribute to the persistent ice cloud. The number of ice crystals initially formed is typically reduced by a factor of 200 by evaporation (60% ambient humidity). This leads to a high population of interstitial particles. The results imply that formation of persistent contrails can be minimized by technical means.