Die Entwicklung eines widerstandsoptimierten transsonischen Tragflügelprofils erfordert ein detailliertes physikalisches Verständnis instationärer Strömungsphänomene wie dem laminar-turbulenten Grenzschichtumschlag und der Interaktion des Verdichtungsstoßes mit der Grenzschicht. Dabei bedingt die Komplexität dieser instationären Strömungsphänomene zuverlässige numerische und experimentelle Verfahren zu deren Charakterisierung insbesondere bei hohen Mach- und Reynoldszahlen. Aus experimenteller Sicht ist für solche Messaufgaben ein Verfahren notwendig, welches das Strömungsphänomen sowohl in seiner räumlichen als auch zeitlichen Entwicklung detektieren kann und es dabei nicht beeinflusst. Daher beschreibt die vorliegende Arbeit Anwendungen verschiedener Oberflächensensorarrays, welche sich durch eine gute Oberflächenqualität und ein hohes Dynamikpotenzial in Kombination mit einem guten räumlichen Auflösevermögen auszeichnen. Hierbei wurden Arrays aus Oberflächenhitzdrahtund Oberflächenheißfilmsensoren zur dynamischen Charakterisierung der durch Tollmien-Schlichting Instabilitäten initiierten Grenzschichttransition genauso an transsonischen Tragflügelprofilen in kompressiblen Strömungen eingesetzt wie eine drucksensitive Copolymerbeschichrung zur Stoßlagendetektion. Die mit einem Oberflächenhitzdrahtarray erzielten Ergebnisse an einem zweidimensionalen transsonischen Laminarflügelprofil zeigen, dass der Grenzschichtumschlag im Anströmmachzahlbereich zwischen 0,2 und 0,7 in Abhängigkeit des Anstellwinkels durch Tollmien-Schlichting Instabilitäten verursacht wird. Dabei können die Instabilitätsfrequenzen zwischen 2,5 und 28 kHz bestimmt werden. Des Weiteren kann mit Hilfe einer drucksensitiven Copolymerbeschichtung sowohl die Lage des Verdichtungsstoßes als auch dessen spannweitige Position in Abhängigkeit der Anströmparameter und des Grenzschichtzustandes visualisiert werden. In weiterführenden Transitionsexperimenten wurde die Oberflächenhitzdrahttechnik bei simultanen Messungen mit einem Oberflächenheißfilmarray an einem turbulenten Transsonikprofil eingesetzt, um den Einfluss von Machund Reynoldszahl auf den Grenzschichtumschlag getrennt voneinander zu untersuchen. Auch hierbei kann der Grenzschichtumschlag primär auf Tollmien- Schlichting Instabilitäten zurückgeführt werden, wobei die Instabilitätsfrequenzen für Anströmmachzahlen 0,5 ≤ M∞ ≤ 0,74 in Abhängigkeit des Anstellwinkels und der Reynoldszahl zwischen 5,5 und 21 kHz bestimmt werden können.

The development of a drag-optimised transonic airfoil requires a broad and detailed knowledge of unsteady flow characteristics such as the laminar turbulent transition as well as the shock-boundary layer interaction. Thus, the complexity of these unsteady flow phenomena requires reliable numerical and experimental tools, especially for their characterisation at high Mach and Reynolds numbers. From an experimental point of view a measuring method is needed, being capable of detecting both the spatial and the temporal development of the flow phenomenon without any interference. In order to address these issues, the present study deals with applications of different surface sensor arrays, which feature a proper surface quality and a high dynamic potential in conjunction with a sufficient spatial resolution. Surface hot-wire and surface hot-film arrays were applied to transonic airfoil models to characterise the laminar turbulent transition caused by Tollmien-Schlichting instabilities in compressible flows dynamically. Moreover, a Pressure Sensitive Copolymer coating was used for shock detection on a natural laminar flow airfoil. The results obtained with the surface hot-wire sensor array clearly indicate the Tollmien-Schlichting instabilities depending on the angle of attack covering freestream Mach numbers between 0.2 and 0.7 on a two-dimensional natural laminar flow airfoil. Thereby, the instability frequencies are determined between 2.5 und 28 kHz. Furthermore, investigations on the same wind tunnel model have been performed at varying freestream and boundary layer conditions in order to identify the variation of both, the streamwise and the spanwise shock location. For this purpose, a Pressure Sensitive Copolymer coating was applied. Beyond that, the separate influence of Mach and Reynolds number on the laminar turbulent transition was investigated using another transonic airfoil model and operating surface hot-wire as well as surface hot-film sensors simultaneously in continuative transition experiments. The results obtained also indicate the laminar turbulent transition caused by Tollmien-Schlichting instabilities. The frequencies are determined depending on Reynolds number and angle of attack between 5.5 und 21 kHz for the range of freestream Mach numbers 0.5 ≤ M∞ ≤ 0.74.