Der in hohem Maße nichtlineare Charakter des transsonischen Strömungsfeldes ist Ursache für die mögliche Entstehung aeroelastischer Instabilitäten am Tragflügel moderner Verkehrsflugzeuge im Reiseflug. Das Ziel dieser Forschungsarbeit ist ein verbessertes Verständnis instationären aerodynamischen Verhaltens, insbesondere der selbstinduzierten Stoßschwingung, im Zusammenhang mit dynamischer Strömungs-Struktur-Wechselwirkung im Transschall. Es wird eine experimentelle Studie vorgestellt, die die dreidimensionale Stoß-Grenzschicht-Interferenz in einer komplexen dreidimensionalen Strömung um einen gepfeilten Verkehrsflugzeugflügel großer Streckung anaiysien. Der erste Abschnitt der experimentellen Untersuchung befasst sich mit der lokalen und flächigen Strömungsanalyse am Tragflügelsegment mit superkritischem Profil BAC 3-IIIRES/30/21 anhand mehrerer Testfälle mit Stoß-Grenzschicht-Wechselwirkung unterschiedlicher Stärke, zum Teil mit stoßinduzierter Grenzschichtablösung. Die dynamische Druckverteilung an der Flügeloberfläche wird mit piezoresistiven Druckaufnehmern sowie mit drucksensitiver Farbe basierend auf anodisiertem Aluminium in hoher zeitlicher Auflösung erfasst und synchronisiert mit der zeitabhängigen Verformung des Windkanalmodells aufgezeichnet. Mit Hilfe des Ölanstrichverfahrens und Beschichtungen mit schubspannungssensitiven Flüssigkristallen wird die Wandschubspannungsverteilung auf der Flügeloberfläche visualisiert, so dass eine vollständige Darstellung des oberflächennahen Strömungsfeldes ermöglicht wird. Aufbauend auf diesen Erkenntnissen zum instationären Strömungsfeld konzentriert sich der zweite Teil der experimentellen Untersuchungen auf die dynamische Strömungs-Struktur-Wechselwirkung. Es wird ein vereinfachtes aeroelastisches Modell befrachtet, bei dem die Strukturantwort auf das instationäre Strömungsfeld durch eine harmonische Oszillation des starren Tragflügels simuliert wird. Der Biege- und Torsionsfreiheitsgrad, der am Pfeilflügel typischerweise gekoppelt ist, wird jeweils isoliert angesprochen, um das aeroelastische System weiter zu reduzieren. Windkanaluntersuchungen werden mit einer Variation der Machzahl und des mittleren Anstellwinkels an der Flügelwurzel für unterschiedliche Amplituden und Frequenzen der Flügelschwingung diskutiert. Die Analyse konzentriert sich auf niederfrequente Strukturschwingungen kleiner Amplitude, die bei der Entstehung transsonischer aeroelastischer Instabilitäten zu beobachten sind und groBe Änderungen in der dynamischen Druckverteilung und instantanen Stoßlage auslösen können. Ihnen gilt deshalb ein besonderes Interesse im Entwurfsprozess transsonischer Tragflügel.

The highly non-linear character of the transonic flow field is a major reason for the possible occurrence of aeroelastic instabilities at transport type wing configurations under cruise flight conditions. This research aims at the enhanced understanding of three-dimensional unsteady aerodynamics in the context of transonic wing flutter. An experimental study of transonic flow unsteadiness is presented to characterize three-dimensional shock-boundary layer interaction in the highly complex flow around a high aspect ratio supercritical swept wing. In the first part of the experiments, a combination of several steady and unsteady measurement techniques is used for a most detailed localized and spacial flow analysis at a transport type swept wing segment with the supercritical airfoil BAC 3.-11/RES/30/21. Different flow behavior is analyzed regarding its unsteady character on the basis of transonic flow cases with shock waves of different strengths involving boundary layer separation. The dynarnic pressure distribution on the wing surface is measured using piezoresistive pressure transducers as weil as anodized aluminum pressure-sensitive paint with high temporal resolution, being recorded synchronously to the time-dependent deformation of the wind tunnel model. Skin friction distributions are visualized using the oil flow technique as weil as shear-sensitive liquid clystalline coatings, thereby enabling a complete illustration of the flow field near the wing surface. Based upon these findings, the second part of the wind tunnel experiments is devoted to the analysis of local interaction between the three-dimensional flow and the wing structure on the basis of a simplified aeroelastic setup. The highly complex system of aero-structural action and reaction is simplified to a predefined harmonic motion of the wing, while the structural response to the aerodynamic forces is suppressed by the high bending and torsional stiffness of the wing model. To further reduce the aeroelastic system, the structural unsteadiness of the swept wing, which is typically a coupled bending-torsion mode, is separated into the bending and torsional degree of freedom. Wind tunnel experiments performed with a variation of the free stream Mach number, and mean geometric angle of attack at the wing root for different frequencies and amplitudes of structural oscillation are analyzed regarding the interference between oscillating structure and unsteady transonic flow in this reduced aeroelastic system. The focus of the analysis is on low frequency and small amplitude oscillations of the wing structure, since small surface motion can induce large changes in aerodynarnic loading as weil as increments in shock excursion, which are relevant at the onset of aeroelastic instabilities and thus naturally of special interest in the design process of transonic wings.