Flugzeugaerodynamik 2 - Vorlesung

18 June 2026, Thorsten Lutz

Tragflügel bei reiner Überschallströmung

$$ (Ma_\infty^2 - 1) \varphi_{xx} - \varphi_{yy} - \varphi_{zz}) = 0 $$

Voraussetzungen

• Homentropie, Homenthalpie
• reine Überschallströmung (keine abgehobenen Kopfwellen)
• kleine Störungen (kleine $\alpha$, f, $\delta$)

Berechnungsmethoden:

• Methode der kegeligen Strömungen
• Singularitätenmethode

Im Überschall haben die äußeren Flügelbereiche und Kanten keinen Einfluss auf die inneren Bereiche, siehe Abhängigkeitsbereich und Einflussbereich
Von dort aus gilt also ebene 2D Strömung (sofern Flügel ungeschränkt)
Strömung in den Bereichen I, II, III kann unabhängig voneinander berechnet werden (Siehe Folie 164)

Unterschallkanten (UK) und Überschallkanten (ÜK)

Kantenwinkel $\gamma$ (Ergänzungswinkel zum Pfeilwinkel $\beta$)

UK: $\gamma < \mu$, Normalmachzahl $Ma_{\infty n} < 1$

ÜK: $\gamma > \mu$, Normalmachzahl $Ma_{\infty n} > 1$

Wenn die Vorderkante flacher ist als die Machsche Linie (Mit Winkel $\mu$), handelt es sich um eine Unterschallkante

// Mitschrieb Beispiel Concorde