Im Rahmen dieser Arbeit wurde der Einfluss von passiven und elastischen Rückstromklappen, die auch als Flaps bezeichnet werden, auf einen Tragflügel mit NACA0020 Profil untersucht. Mithilfe einer Kraftwaage erfolgte zunächst die Erfassung der Auswirkungen auf das aerodynamische Verhalten des Tragflügels vor und nach der Strömungsablösung. Für ein detailliertes Verständnis wurde zusätzlich die Umströmung mit der Rauchdrahttechnik visualisiert und die Flapkinematik mit der Stereo Vision Technik aufgenommen. Es konnte festgestellt werden, dass die Vorderkantenflaps mit der geringsten Biegesteifigkeit die Gleitzahl des Tragflügels vor allem in abgelöster Strömung erhöhen. Die festgestellte Auftriebssteigerung resultiert aus der langsamen Aufstellbewegung und beschleunigten Anlegebewegung der Flaps, die eine einhergehende Reduzierung der turbulenten Ablösung verursachen. Die Ergebnisse der Arbeit liefern zahlreiche Erkenntnisse, die eine Übertragung des festgestellten Effekts auf andere technische Anwendungen erleichtern.:Abbildungsverzeichnis....................................................................... VII Tabellenverzeichnis............................................................................ XII Symbol- & Abkürzungsverzeichnis..................................................XVI 1 Einleitung......................................................................................... 1 2 Stand der Forschung........................................................................ 4 2.1 Wesentliche Aspekte von Profilumströmungen ................................. 4 2.2 Zusammenfassung essenzieller Aspekte von Tragflügeln mit Flaps ......7 3 Numerische Untersuchung der Profilumströmung....................... 13 3.1 Numerische Modell ......................................................................13 3.1.1 Grundgleichungen und Turbulenzmodell ..............................13 3.1.2 Randbedingungen und Diskretisierungsschema .....................16 3.2 Ergebnisse für das NACA0018 Profil .............................................18 3.3 Ergebnisse für das NACA0020 Profil .............................................19 3.4 Schlussfolgerung aus den Simulationen ..........................................22 4 Kraftmessungen an einem NACA0020 Tragflügel ....................... 23 4.1 Versuchsvorbereitung ...................................................................23 4.1.1 Windkanal ........................................................................23 4.1.2 Tragflügel und Funktionsweise der Kraftwaage .....................25 4.2 Messunsicherheit und Validierung .................................................27 4.3 Position der Flaps auf dem Tragflügel............................................ 31 4.3.1 Flapgeometrie und Flappositionen....................................... 31 4.3.2 Polardiagramme für variierende Flapposition........................34 4.4 Faserverstärkte Silikonflaps...........................................................36 4.4.1 Verwendeten Materialien ....................................................36 4.4.2 Polardiagramm für faserverstärkte Silikonflaps .....................38 4.5 Flapgeometrie .............................................................................40 4.5.1 Untersuchte Flapformen .....................................................40 4.5.2 Polardiagramm der untersuchten Flapformen ....................... 41 4.6 Wirkung der Flaps bei instationären Anströmung...........................43 4.6.1 Versuchsdurchführung ........................................................43 4.6.2 Ergebnisse der instationären Untersuchung...........................45 4.7 Schlussfolgerung der Auftriebs- und Widerstandsuntersuchungen .....47 5 Strömungsvisualisierung mithilfe der Rauchdrahttechnik........... 49 5.1 Experimenteller Aufbau ...............................................................49 5.2 Vorgehensweise bei der Auswertung...............................................50 5.3 Ergebnisse der Visualisierung........................................................ 51 6 Flapkantenkinematik..................................................................... 58 6.1 Versuchsaufbau und Versuchsdurchführung ....................................58 6.2 Bildauswertung ........................................................................... 61 6.3 Ergebnisse ..................................................................................62 6.3.1 VK Konfiguration - ohne Faserverstärkung...........................62 6.3.2 Bewegungsausführung des Vorderkantenflaps der VK-HK Konfiguration - ohne Faserverstärkung.......................................69 6.3.3 Bewegungsausführung des Vorderkantenflaps der VK-HK Konfiguration - mit Faserverstärkung ........................................75 6.3.4 Auswertung und Interpretation ...........................................82 7 Zusammenfassung.......................................................................... 87 8 Ausblick.......................................................................................... 89 Anhang ................................................................................................ 97 A Anhang 1....................................................................................97 B Anhang 2....................................................................................98 C Anhang 3....................................................................................99 / In the following study the effects of elastic and passive flaps were investigated on an airfoil with a NACA0020 profile. At first the aerodynamic performance of different configurations was measured with a force balance. In order to detect its effects before and after stall the angle of attack was varied during the experiments. For the configurations with increased aerodynamic performance additional experiments were carried out. The smoke wire visualization and stereo vision technique allowed a detailled insight in the flow around the NACA0020 profile and the flap movement. The results show that elastic flaps at the leading and trailing edge of the airfoil improve notably the airfoil performance in deep stall. Furthermore, the highest increase of the lift-to-drag ratio was achieved for the configuration with lowest bending stiffness. It was observed that the highest reduction of the turbulent separation region is caused by the flap movement. The increase of lift-to-drag ratio results from a slow upward and a fast downward motion of the elastic flap. The study delivers helpful information for transfer of the observed effect to other technical applications.:Abbildungsverzeichnis....................................................................... VII Tabellenverzeichnis............................................................................ XII Symbol- & Abkürzungsverzeichnis..................................................XVI 1 Einleitung......................................................................................... 1 2 Stand der Forschung........................................................................ 4 2.1 Wesentliche Aspekte von Profilumströmungen ................................. 4 2.2 Zusammenfassung essenzieller Aspekte von Tragflügeln mit Flaps ......7 3 Numerische Untersuchung der Profilumströmung....................... 13 3.1 Numerische Modell ......................................................................13 3.1.1 Grundgleichungen und Turbulenzmodell ..............................13 3.1.2 Randbedingungen und Diskretisierungsschema .....................16 3.2 Ergebnisse für das NACA0018 Profil .............................................18 3.3 Ergebnisse für das NACA0020 Profil .............................................19 3.4 Schlussfolgerung aus den Simulationen ..........................................22 4 Kraftmessungen an einem NACA0020 Tragflügel ....................... 23 4.1 Versuchsvorbereitung ...................................................................23 4.1.1 Windkanal ........................................................................23 4.1.2 Tragflügel und Funktionsweise der Kraftwaage .....................25 4.2 Messunsicherheit und Validierung .................................................27 4.3 Position der Flaps auf dem Tragflügel............................................ 31 4.3.1 Flapgeometrie und Flappositionen....................................... 31 4.3.2 Polardiagramme für variierende Flapposition........................34 4.4 Faserverstärkte Silikonflaps...........................................................36 4.4.1 Verwendeten Materialien ....................................................36 4.4.2 Polardiagramm für faserverstärkte Silikonflaps .....................38 4.5 Flapgeometrie .............................................................................40 4.5.1 Untersuchte Flapformen .....................................................40 4.5.2 Polardiagramm der untersuchten Flapformen ....................... 41 4.6 Wirkung der Flaps bei instationären Anströmung...........................43 4.6.1 Versuchsdurchführung ........................................................43 4.6.2 Ergebnisse der instationären Untersuchung...........................45 4.7 Schlussfolgerung der Auftriebs- und Widerstandsuntersuchungen .....47 5 Strömungsvisualisierung mithilfe der Rauchdrahttechnik........... 49 5.1 Experimenteller Aufbau ...............................................................49 5.2 Vorgehensweise bei der Auswertung...............................................50 5.3 Ergebnisse der Visualisierung........................................................ 51 6 Flapkantenkinematik..................................................................... 58 6.1 Versuchsaufbau und Versuchsdurchführung ....................................58 6.2 Bildauswertung ........................................................................... 61 6.3 Ergebnisse ..................................................................................62 6.3.1 VK Konfiguration - ohne Faserverstärkung...........................62 6.3.2 Bewegungsausführung des Vorderkantenflaps der VK-HK Konfiguration - ohne Faserverstärkung.......................................69 6.3.3 Bewegungsausführung des Vorderkantenflaps der VK-HK Konfiguration - mit Faserverstärkung ........................................75 6.3.4 Auswertung und Interpretation ...........................................82 7 Zusammenfassung.......................................................................... 87 8 Ausblick.......................................................................................... 89 Anhang ................................................................................................ 97 A Anhang 1....................................................................................97 B Anhang 2....................................................................................98 C Anhang 3....................................................................................99

Purpose - The paper presents a theoretical framework that describes the aerodynamics of a falling maple (Acer pseudoplatanus) seed. --- Methodology - A semi-empirical method is developed that provides a ratio stating how much longer a seed falls in air compared to freefall. The generated lift is calculated by evaluating the integral of two-dimensional airfoil elements using a preliminary falling speed. This allows for the calculation of the definitive falling speed using Blade Element Momentum Theory (BEMT); hereafter, the fall duration in air and in freefall are obtained. Furthermore, the input-variables of the calculation of lift are transformed to require only the length and width of the maple seed. Lastly, the method is applied to two calculation examples as a means of validation. --- Findings - The two example calculations gave percentual errors of 5.5% and 3.7% for the falling speed when compared to measured values. The averaged result is that a maple seed falls 9.9 times longer in air when released from 20 m; however, this result is highly dependent on geometrical parameters which can be accounted for using the constructed method. --- Research limitations - Firstly, the coefficient of lift is unknown for the shape of a maple seed. Secondly, the approximated transient state is yet to be verified by measurement. --- Originality / Value - The added value of this report lies in the reduction of simplifications compared to BEMT approaches. In this way a large amount of accuracy is achieved due to the inclusion of many geometrical parameters, even though simplicity is maintained. This has been accomplished through constructing a simple three-step method that is fundamental and essentially non-iterative.