Diese Arbeit beschäftigt sich mit dem Problem, wie durch Zusatzügelchen, die am Außentank an den Tragächenspitzen eines Flugzeugs angebracht werden, der Nachlaufwirbel so beeinusst werden kann, dass sich ein positiver Eekt auf den Gesamtwiderstand ergibt. Dies soll anhand des konkreten Beispiels einer Piper Cheyenne mittels theoretischer Betrachtungen und insbesondere durch numerische Strömungssimulationen gezeigt werden. Um den Rechenaufwand bei den CFD-Simulationen in Grenzen zu halten, wird das Flugzeug vereinfacht als Nurügler modelliert. Da für das untersuchte Flugzeug keine CAD-Daten verfügbar waren, musste das Modell mithilfe von Zeichnungen und Messungen am realen Flugzeug konstruiert werden. Die Prole des Flügels und dessen Verwindung sind durch Angaben in der Literatur bekannt. Um jedoch das Prol des Außentanks bzw. den Übergang vom Tank auf den Tragügel so realistisch wie möglich abbilden zu können, wurde ein Prol-Laserscanner gebaut. Dieser ermöglicht es, eine Kontur durch eine Menge gemessener Punkte abzubilden, woraus im CAD-System das Objekt gut rekonstruiert werden kann. Zur Untersuchung werden die drei Flugsituationen Steigug, Reiseug und Landeanug gewählt. Diese Flugzustände unterscheiden sich sowohl in der Fluggeschwindigkeit als auch der Höhe, der Neigung der Flugbahn und der Motorleistung. Die Daten der unterschiedlichen Flugzustände dienen als Randbedingungen bzw. Parameter für die CFD-Berechnungen. Da sich dieses Flugzeug im Reiseug mit einer Machzahl von bis zu 0,4 bewegt, kann die Kompressibilität der Luft nicht mehr vernachlässigt werden. Es werden daher stationäre CFD-Simulationen, in welchen die Luft als ideales Gas modelliert wird, durchgeführt. Zur Berücksichtigung der Turbulenz wird ein RANS-Modell verwendet. Zusätzlich wird ein Transitionsmodell zur Berücksichtigung des laminar-turbulenten Übergangs der Grenzschicht genutzt. Für jeden der zu simulierenden Flugzustände muss der richtige Anstellwinkel gefunden werden, um den vorgegebenen Auftrieb zu erreichen. Da in den CFD-Simulationen aber nur der Anstellwinkel deniert werden kann, werden zunächst mehrere Rechnungen mit unterschiedlichen Anstellwinkeln durchgeführt, um aus den Ergebnissen mittels Interpolation jenen Winkel zu ermitteln, bei dem sich der vorgegebene Auftrieb ergibt. Für diesen Winkel wird eine abschließende Simulation durchgeführt. Aus den CFD-Simulationsdaten werden die Kräfte auf die einzelnen Komponenten des Flügels, die Auftriebs- und Widerstandsverteilung über der Spannweite, die Zirkulation hinter dem Flügel, der induzierte Widerstand, etc. ermittelt. Dazu werden z.B. Skripts für die Tretz-Ebenen-Analyse erstellt. Beim Vergleich der originalen Geometrie, bei welcher am Außentank kleine deltaförmige Flügelchen angebracht sind, mit jener ohne Flügelchen, zeigt sich, dass bereits diese Flügelchen zu einer Widerstandsreduktion führen. Dies wird vor allem dadurch erreicht, dass die bei den Flügelchen den Wirbel, der sich sonst um dem Außentank zusammenzieht, im Inneren in zwei kleinere Teile aufteilen, wodurch der eektive Wirbelkernradius vergrößert wird. Dadurch wird die Ausbildung einer ausgeprägten Saugspitze am Ende des Außentanks verhindert. Um optimale Flügelchen zu entwerfen, wird ein Verfahren, welches in der Dissertation „Über die optimale Gestaltung von widerstandmindernden Zusatzelementen eines Tragügels“ von Mehrle, A.H. (2006) beschrieben ist, verwendet. Dazu wird der Geschwindigkeitsverlauf des Wirbels im Fall ohne Flügelchen ermittelt und als Ausgangsbasis für die Berechnung der Kontur der neuen Flügelchen verwendet. Diese Flügelchen sollen den Wirbel nicht nur teilen, sondern die Zirkulation um den Außentank nutzen, um daraus Vortrieb zu generieren. Es stellt sich heraus, dass die in der Theorie vorausgesetzte Rotationssymmetrie im Geschwindigkeitsfeld am realen Modell nicht sehr gut gegeben ist. Dadurch beeinussen sowohl der Ort, an welchem die Geschwindigkeitsdaten ausgewertet werden, als auch die Positionen, an denen die Flügelchen montiert werden, die Wirksamkeit der Flügelchen. Es kann eine Version mit drei Flügelchen entworfen werden, welche nach Umrechnung der Ergebnisse auf das gesamte Flugzeug im Reiseug eine Widerstandsreduktion von 1.2% und im Steigug von 1.1% im Vergleich zur Variante ohne Flügelchen erreicht. Die originalen Flügelchen erzielen mit einer sehr einfachen Bauweise eine Widerstandsreduktion gegenüber der Variante ohne Flügelchen von 0.5% im Reiseug und von 0.4% im Steigug. Damit ergibt sich mit den neuen Flügelchen eine Widerstandsreduktion im Vergleich zur Originalgeometrie von 0.8% im Reiseug und von 0.7% im Steigug. eingereicht von Tobias Kronlachner Universität Linz, Masterarbeit, 2019 (VLID)4654492