Die vorliegende Arbeit befasst sich mit der Weiterentwicklung der Mikrofonarraymesstechnik für die experimentelle Anwendung in kryogenen Windkanälen für Temperaturen bis 100 K. Im Gegensatz zu konventionellen Windkanälen ist es in kryogenen Windkanälen möglich, über eine Absenkung der Temperatur die Reynoldszahl unabhängig von der Machzahl zu erhöhen. Die Anwendbarkeit der Mikrofonarraymesstechnik in kryogenen Windkanälen ermöglicht somit die unabhängige Untersuchung des Einflusses der Mach und der Reynoldszahl auf die Charakteristik aeroakustischer Schallquellen. Zu diesem Zweck wurden zwei kryotaugliche Mikrofonarrays entwickelt. Ein kleines Array diente in einem ersten Experiment der Validierung der Messtechnik an einem umströmten Zylinder. Auf Grundlage des ersten Experimentes wurde dann ein großes Array entwickelt. Dieses diente der abschließenden Demonstration der Anwendbarkeit der Messtechnik an einem Flugzeug-Halbmodell. Bei der Entwicklung beider Arrays mussten mehrere Sachverhalte berücksichtigt werden, wie zum Beispiel die temperaturabhängige Kontraktion der verwendeten Materialen und der Einfluss der Temperatur auf den Frequenzgang der Mikrofone. In dem Validierungsexperiment wurde mit dem kleinen kryotaugliehen Mikrofonarray mit 21 Mikrofonen in einem kryogenen Windkanal die Schallabstrahlung eines umströmten Zylinders in Abhängigkeit von der Machzahl, der Anströmgeschwindigkeit und der Reynoldszahl untersucht. Die vom umströmten Zylinder induzierte akustische Quelle konnte sowohl bei Normaltemperatur als auch im kryogenen Bereich stets gut identifiziert werden. Die abgestrahlte Schallleistung wurde mit zwei Modellen verglichen. Ein Modell basierte auf einer Dimensionsanalyse der Messdaten ohne Berücksichtigung der Reynoldszahl. Der Vergleich der Messdaten mit diesem Modell zeigte eine Schallleistungsskalierung mit der Anströmgeschwindigkeit mit u^6,7; abweichend von der klassischen u^6,0-Skalierung. Das zweite Modell basierte auf einem analytischen Modell zur Schallabstrahlung eines umströmten Zylinders unter direkter Berücksichtigung der reynoldszahlabhängigen Größen. Der Vergleich mit diesem Modell wies eine gute Übereinstimmung unter Anwendung der u⁶-Skalierung auf. Das Validierungsexperiment zeigte, dass Messungen in der kryogenen Umgebung durchführbar sind und zu sinnvollen experimentellen Ergebnissen führen. In dem Demonstrationsexperiment wurde mit dem großen kryotauglichen Mikrofonarray mit 144 Mikrofonen in einem kryogenen Windkanal die Schallabstrahlung eines Flugzeug- Halbmodells in Hochauftriebskonfiguration untersucht. Bei diesen Untersuchungen konnten sowohl bei Normaltemperatur als auch im kryogenen Bereich Schallquellen an verschiedenen Bereichen der Tragfläche lokalisiert werden, wie zum Beispiel bei der Vorderkantenklappe, der Hinterkantenklappenspitze oder der Krügerklappe. Für das gesamte Modell wie auch verschiedene Quellbereiche konnte eine Abhängigkeit der abgestrahlten Schallleistung von der Reynoldszahl nachgewiesen werden. Dies zeigte sich insbesondere bei zwei Quellbereichen: Zum einen konnten sehr dominante tonale Anteile im Bereich des Vorflügels identifiziert werden, welche mit einer Erhöhung der Reynoldszahl verschwanden. Des Weiteren war eine schmalbandige Quelle im Bereich des Wirbelgenerators auf der Gondel zu sehen, für welche eine M⁶-Skalierung und eine deutliche Abhängigkeit von der Reynolds- und Strouhalzahl aufgezeigt werden konnte. Zusammenfassend demonstrierten die Ergebnisse der Untersuchung am Halbmodell erfolgreich die Anwendbarkeit der im Rahmen dieser Arbeit entwickelten Messtechnik.

The present work deals with the development of the microphone array measurement technique for application to cryogenic wind tunnels at temperatures down to 100 K. in contrast to conventional wind tunnels, in cryogenic wind tunnels the Reynolds number can be changed independent of the Mach number. Therefore the applicability of the micro phone array measurement technique to cryogenic wind tunnels allows the independent investigation of Mach and Reynolds number effects for aeroacoustic sources. For this purpose two microphone arrays suitable for cryogenic application have been developed. A small array was used for a validation experiment using a single-rod configuration as an aeroacoustic noise source; the experience gained therefrom being then used to develop a larger array. This array was used to finally demonstrate the applicability of the measuring technology to an airplane half model. For the development of both arrays several factors had to be considered, such as, for example, the contraction arising from the low temperatures and the influence of the temperature on the microphone frequency response. In the validation experiment, acoustic array measurements have been performed using the small microphone array with 21 microphones in a cryogenic wind tunnel for various Machand Reynolds numbers, using a single-rod configuration. The aeroacoustic source induced by the rod could be identified by the microphone array at ambient as well as at cryogenic temperatures. The radiated sound powers were compared with predictions from two models: one model was based on a dimensional analysis of the measured data without taking into consideration the Reynolds number. The measured data with this model could be better fitted by a speed law with the exponent 6.7 rather than the expected 6.0. The second model was based on an analytical model for sound radiation from a single-rod configuration which took into account variables dependent on the Reynolds number. The comparison with this model showed very good agreement in that the u6 power law was shown to apply. The important outcome of this validation experiment was that the data measured in the cryogenic environment let to meaningful experimental results. In the demonstration experiment the sound radiation of an airplane half model in a high-lift configuration in a cryogenic wind tunnel was examined with a large microphone array, which consisted of 144 microphones. Aeroacoustic sources were localised at ambient as well as at cryogenic temperatures on different areas of the wing, such as, for example, at the leading edge flap, the trailing flap tip or the Krüger's flap. The radiated sound showed a dependence on the Reynolds number for the whole model as well as for different source areas. This was in particular the case for two source areas: First, dominant tones were identified in the vicinity of the leading edge, but which then disappeared with a rise of the Reynolds number. Second, a narrow band source could be seen on the turbulence generator on the nacelle, for which a scaling to the Mach number with M⁶ and a systematic dependence on the Reynolds- and Strouhal numbers could be shown. To sum up, the results of the investigation on the half model demonstrated successfully the applicability of the measurement technique developed within the scope of this work.