{"id":{"repo_id":"tu-berlin","oai_identifier":"oai:depositonce.tu-berlin.de:11303/25996"},"canonical_url":"https://search.dev.ndltd.org/etd/tu-berlin/oai:depositonce.tu-berlin.de:11303/25996","repository":{"repo_id":"tu-berlin","name":"Technische Universität Berlin","base_url":"https://api-depositonce.tu-berlin.de/server/oai/request"},"display":{"title":"Shock oscillation mechanisms of highly separated transitional shock-wave/boundary-layer interactions","abstract":"In business jet and defence applications, cruise altitudes typically range from 15 to 16 km, significantly higher than the 10 to 13 km common for commercial aircraft. At these higher altitudes, the atmosphere is quieter, air density is lower, and engine sizes are smaller than those of commercial aircraft. These conditions result in a low chord Reynolds number on the transonic fan – the first bladed component at the engine inlet of the turbofan engine. Consequently, a laminar boundary layer persists on the suction side of the transonic fan during cruise. Additionally, the trend in compressor design is higher blade loading, leading to larger separations. These conditions combined induce a shock oscillation with frequencies approximately matching the blade's natural structural frequencies. This resonance causes excitation and vibrations, which, if not mitigated, can lead to fatigue and potential structural failure. This dissertation explores the dynamics of this shock oscillation mechanism in transitional shock-wave/boundary-layer interactions (SBLIs) with the work arising from the occurrence and mitigation of shock oscillation-induced unsteadiness in transonic fans operating at low Reynolds numbers. The focus of the study is to investigate a particular shock oscillation mechanism. The study uses experimental and numerical approaches, and demonstrates that a canonical research configuration can replicate the shock oscillation mechanism observed in highly loaded transonic cascades. Using Large Eddy Simulations (LES) and experimental methods such as high-speed Schlieren imaging, spark light shadowgraphy, and particle image velocimetry (PIV), the research identifies a specific mechanism driven by the interplay of natural laminar separation growth, transition through shear layer instabilities, and separation suppression through turbulence. Reynolds-averaged methods typically used in industry cannot be used to resolve the oscillation mechanism. The oscillation mechanism of interest – one which is significant for a laminar oncoming boundary layer and suppressed for a turbulent boundary layer, occurs for highly separated transitional shock-wave/boundary-layer interaction, where transition occurs after a thin upstream laminar section of the shock induced separation, upstream of the shock impingement location. Laminar SBLIs naturally exhibit a larger upstream influence, and so the influence of the SBLI grows in the upstream direction, carrying shear layer instabilities with it in this highly separated case. These instabilities generate turbulence that eventually suppresses this thin, long, laminar section of the separation bubble, causing its collapse. The turbulence advects downstream, suppressing the bulk separation and influencing the reflected shock movement. A key visual characteristic is that laminar separation shock forms during the growth phase followed by a turbulent separation shock due to shear layer thickening at transition, while a (single) turbulent separation shock is briefly visible during the collapse phase in the brief absence of the laminar separation. Suppression of this mechanism is achieved through boundary layer disturbances, with a fully turbulent boundary layer proving unnecessary for achieving a significant degree of stabilization. Large eddy simulations reveal the mechanism's sensitivity to free-stream turbulence levels, with oscillation amplitude and frequency affected. The characteristic length scale of the shock oscillation mechanism corresponds to the distance travelled by the laminar separation shock before the collapse of the upstream laminar section. Strouhal numbers based on this length scale collapse LES and experimental shock oscillation frequencies, validating the simulated oscillation mechanism dynamics. LES simulations and experiments show that boundary layer tripping suppresses the oscillation mechanism. This research laid foundations regarding this particular shock oscillation mechanism found in transitional shock-wave/boundary-layer interactions, and will have an impact on the application by providing engineers with answers with regard to the shock oscillation mechanism and methods which can be used. Future work should focus on full-span LES simulations of industrial configurations, parametric studies on Reynolds and Mach number dependencies, and high-speed PIV.","abstract_html":"In business jet and defence applications, cruise altitudes typically range from 15 to 16 km, significantly higher than the 10 to 13 km common for commercial aircraft. At these higher altitudes, the atmosphere is quieter, air density is lower, and engine sizes are smaller than those of commercial aircraft. These conditions result in a low chord Reynolds number on the transonic fan – the first bladed component at the engine inlet of the turbofan engine. Consequently, a laminar boundary layer persists on the suction side of the transonic fan during cruise. Additionally, the trend in compressor design is higher blade loading, leading to larger separations. These conditions combined induce a shock oscillation with frequencies approximately matching the blade's natural structural frequencies. This resonance causes excitation and vibrations, which, if not mitigated, can lead to fatigue and potential structural failure. This dissertation explores the dynamics of this shock oscillation mechanism in transitional shock-wave/boundary-layer interactions (SBLIs) with the work arising from the occurrence and mitigation of shock oscillation-induced unsteadiness in transonic fans operating at low Reynolds numbers. The focus of the study is to investigate a particular shock oscillation mechanism. The study uses experimental and numerical approaches, and demonstrates that a canonical research configuration can replicate the shock oscillation mechanism observed in highly loaded transonic cascades. Using Large Eddy Simulations (LES) and experimental methods such as high-speed Schlieren imaging, spark light shadowgraphy, and particle image velocimetry (PIV), the research identifies a specific mechanism driven by the interplay of natural laminar separation growth, transition through shear layer instabilities, and separation suppression through turbulence. Reynolds-averaged methods typically used in industry cannot be used to resolve the oscillation mechanism. The oscillation mechanism of interest – one which is significant for a laminar oncoming boundary layer and suppressed for a turbulent boundary layer, occurs for highly separated transitional shock-wave/boundary-layer interaction, where transition occurs after a thin upstream laminar section of the shock induced separation, upstream of the shock impingement location. Laminar SBLIs naturally exhibit a larger upstream influence, and so the influence of the SBLI grows in the upstream direction, carrying shear layer instabilities with it in this highly separated case. These instabilities generate turbulence that eventually suppresses this thin, long, laminar section of the separation bubble, causing its collapse. The turbulence advects downstream, suppressing the bulk separation and influencing the reflected shock movement. A key visual characteristic is that laminar separation shock forms during the growth phase followed by a turbulent separation shock due to shear layer thickening at transition, while a (single) turbulent separation shock is briefly visible during the collapse phase in the brief absence of the laminar separation. Suppression of this mechanism is achieved through boundary layer disturbances, with a fully turbulent boundary layer proving unnecessary for achieving a significant degree of stabilization. Large eddy simulations reveal the mechanism's sensitivity to free-stream turbulence levels, with oscillation amplitude and frequency affected. The characteristic length scale of the shock oscillation mechanism corresponds to the distance travelled by the laminar separation shock before the collapse of the upstream laminar section. Strouhal numbers based on this length scale collapse LES and experimental shock oscillation frequencies, validating the simulated oscillation mechanism dynamics. 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At these higher altitudes, the atmosphere is quieter, air density is lower, and engine sizes are smaller than those of commercial aircraft. These conditions result in a low chord Reynolds number on the transonic fan – the first bladed component at the engine inlet of the turbofan engine. Consequently, a laminar boundary layer persists on the suction side of the transonic fan during cruise. Additionally, the trend in compressor design is higher blade loading, leading to larger separations. These conditions combined induce a shock oscillation with frequencies approximately matching the blade's natural structural frequencies. This resonance causes excitation and vibrations, which, if not mitigated, can lead to fatigue and potential structural failure. This dissertation explores the dynamics of this shock oscillation mechanism in transitional shock-wave/boundary-layer interactions (SBLIs) with the work arising from the occurrence and mitigation of shock oscillation-induced unsteadiness in transonic fans operating at low Reynolds numbers. The focus of the study is to investigate a particular shock oscillation mechanism. The study uses experimental and numerical approaches, and demonstrates that a canonical research configuration can replicate the shock oscillation mechanism observed in highly loaded transonic cascades. Using Large Eddy Simulations (LES) and experimental methods such as high-speed Schlieren imaging, spark light shadowgraphy, and particle image velocimetry (PIV), the research identifies a specific mechanism driven by the interplay of natural laminar separation growth, transition through shear layer instabilities, and separation suppression through turbulence. Reynolds-averaged methods typically used in industry cannot be used to resolve the oscillation mechanism. The oscillation mechanism of interest – one which is significant for a laminar oncoming boundary layer and suppressed for a turbulent boundary layer, occurs for highly separated transitional shock-wave/boundary-layer interaction, where transition occurs after a thin upstream laminar section of the shock induced separation, upstream of the shock impingement location. Laminar SBLIs naturally exhibit a larger upstream influence, and so the influence of the SBLI grows in the upstream direction, carrying shear layer instabilities with it in this highly separated case. These instabilities generate turbulence that eventually suppresses this thin, long, laminar section of the separation bubble, causing its collapse. The turbulence advects downstream, suppressing the bulk separation and influencing the reflected shock movement. A key visual characteristic is that laminar separation shock forms during the growth phase followed by a turbulent separation shock due to shear layer thickening at transition, while a (single) turbulent separation shock is briefly visible during the collapse phase in the brief absence of the laminar separation. Suppression of this mechanism is achieved through boundary layer disturbances, with a fully turbulent boundary layer proving unnecessary for achieving a significant degree of stabilization. Large eddy simulations reveal the mechanism's sensitivity to free-stream turbulence levels, with oscillation amplitude and frequency affected. The characteristic length scale of the shock oscillation mechanism corresponds to the distance travelled by the laminar separation shock before the collapse of the upstream laminar section. Strouhal numbers based on this length scale collapse LES and experimental shock oscillation frequencies, validating the simulated oscillation mechanism dynamics. LES simulations and experiments show that boundary layer tripping suppresses the oscillation mechanism. This research laid foundations regarding this particular shock oscillation mechanism found in transitional shock-wave/boundary-layer interactions, and will have an impact on the application by providing engineers with answers with regard to the shock oscillation mechanism and methods which can be used. Future work should focus on full-span LES simulations of industrial configurations, parametric studies on Reynolds and Mach number dependencies, and high-speed PIV.","In Geschäftsreiseflugzeugen und Verteidigungsanwendungen liegen die Reiseflughöhen typischerweise zwischen 15 und 16 km und damit deutlich höher als die üblichen 10 bis 13 km bei Verkehrsflugzeugen. In diesen größeren Höhen ist die Atmosphäre leiser, die Luftdichte geringer und die Triebwerksgrößen kleiner als bei Verkehrsflugzeugen. Diese Bedingungen führen zu einer niedrigen Profil-Reynolds-Zahl am transsonischen Fan – der ersten mit Schaufeln ausgestatteten Komponente am Einlass des Turbofan-Triebwerks. Folglich bleibt eine laminare Grenzschicht auf der Saugseite des transsonischen Fans bestehen. Zusätzlich zeigt der Trend im Verdichterdesign eine höhere Schaufelbelastung, die zu größeren Ablösungen führt. Diese Bedingungen zusammen verursachen eine Stoßschwankung mit Frequenzen, die in etwa den natürlichen Strukturfrequenzen der Schaufel entsprechen. Diese Resonanz führt zu Anregungen und Vibrationen, die, wenn sie nicht gemindert werden, zu Ermüdung und strukturellen Schäden führen können. Diese Dissertation untersucht die Dynamik dieses Stoßschwankungsmechanismus in transitionellen Stoß-Grenzschicht-Interferenzen (SGIs). Die Arbeit geht von der Entstehung und der Reduzierung der durch Stoßschwankungen verursachten Unstetigkeiten in transsonischen Fans aus, die bei niedrigen Reynolds-Zahlen betrieben werden. Der Schwerpunkt der Studie liegt auf der Untersuchung eines spezifischenMechanismus der Stoßschwankung. Die Studie verwendet experimentelle und numerische Ansätze und zeigt, dass eine kanonische Versuchsaufbau den in hochbelasteten transsonischen Kaskaden beobachtetenMechanismus der Stoßschwankung reproduzieren kann. Durch den Einsatz von Skalen Auflösende Simulationen (Large Eddy Simulations) und experimentellenMethoden wie zeitaufgelöste-Schlierenbildern, Spark-Light-Shadowgraphy und Particle Image Velocimetry (PIV) wird ein spezifischerMechanismus identifiziert, der durch das Zusammenspiel von natürlichem laminarer Ablösungsentwicklung, Transition durch Scherinstabilitäten und Ablösungsunterdrückung durch Turbulenz angetrieben wird. Reynolds-gemittelte numerische Methoden können diesen Mechanismus der Stoßschwankung nicht auflösen. Der untersuchte Mechanismus der Stoßschwankung, der bei einer laminar anströmenden Grenzschicht signifikant und bei einer turbulenten Grenzschicht unterdrückt ist, tritt bei hoch abgelöste transitionelle Stoß-Grenzschicht Interferenz auf. Dabei erfolgt die Transition nach einem dünnen, stromauf gelegenen laminaren Abschnitt der durch den Stoß induzierten Ablösung, vor dem Stoßauftreffpunkt. Laminar dominierte SGIs zeigen typischerweise einen größeren stromaufwärts gerichteten Einfluss, sodass die Wirkung der SGI in stromaufwärtiger Richtung zunimmt und dabei Scherinstabilitäten mitführt in diesem hoch Abgelösten Fall. Diese Instabilitäten erzeugen Turbulenz, die letztendlich diesen dünnen, langen laminaren Abschnitt der Ablösung kollabieren lässt. Die Turbulenz wird stromabwärts advectiert, unterdrückt die Ablösung und beeinflusst die Bewegung des reflektierten Stoßes. Ein zentrales optischesMerkmal ist, dass ein laminare Ablösungsstoß während derWachstumsphase auftritt, gefolgt von einem turbulenten Ablösungsstoß aufgrund der Grenzschichtverdickung in der Scherschicht während der Transition. Während der Kollapsphase ist kurzzeitig ein (einzelner) turbulenter Ablösungsstoß sichtbar, während die laminare Ablösung vorübergehend verschwindet. Die Unterdrückung diesesMechanismus wird durch Störungen in der Grenzschicht erreicht, wobei eine vollständig turbulente Grenzschicht nicht erforderlich ist, um eine signifikante Stabilisierung zu erreichen. Numerische Studien (Large Eddy Simulations) zeigen die Empfindlichkeit desMechanismus gegenüber des Turbulenzniveaus, wobei die Amplitude und Frequenz der Stoßschwankung beeinflusst werden. Die charakteristische Längenskala desMechanismus der Stoßschwankung entspricht der Strecke, die der laminare Ablösungsstoß zurücklegt, bevor der stromauf liegende laminare Abschnitt der Ablösung kollabiert. Strouhal-Zahlen, die auf dieser Längenskala basieren, vereinen die LES- und experimentellen Frequenzen der Stoßschwankung und validieren die simulierte Dynamik desMechanismus. LES-Simulationen und Experimente zeigen beide, dass eine turbulente Grenzschicht denMechanismus der Stoßschwankung unterdrückt. Diese Forschung legte eine Grundlage für dieses spezifischen Stoßschwankungsmechanismus in transitionelle Stoß-Grenzschicht Interferenz, und wird Auswirkungen auf die Anwendung haben, indem sie Ingenieuren Antworten zum Stoßschwankungsmechanismus und zu anwendbaren Methoden liefert. Zukünftige Arbeit sollten sich auf Full-Span LES-Fan-Simulationen, zeitaufgelöste PIV, und parametrische Studien zur Abhängigkeit von Reynolds- und Mach-Zahlen konzentrieren."]},{"key":"dc:title","label":"Title","values":["Shock oscillation mechanisms of highly separated transitional shock-wave/boundary-layer interactions"]}]}],"canonical_facts":{"dc:contributor.advisor":["Schreyer, Anne-Marie","Swoboda, Marius"],"dc:creator":["Nel, Philipp"],"dc:date.accessioned":["2025-12-19T16:10:47Z"],"dc:date.available":["2025-12-19T16:10:47Z"],"dc:date.issued":["2025"],"dc:description.abstract":["In business jet and defence applications, cruise altitudes typically range from 15 to 16 km, significantly higher than the 10 to 13 km common for commercial aircraft. At these higher altitudes, the atmosphere is quieter, air density is lower, and engine sizes are smaller than those of commercial aircraft. These conditions result in a low chord Reynolds number on the transonic fan – the first bladed component at the engine inlet of the turbofan engine. Consequently, a laminar boundary layer persists on the suction side of the transonic fan during cruise. Additionally, the trend in compressor design is higher blade loading, leading to larger separations. These conditions combined induce a shock oscillation with frequencies approximately matching the blade's natural structural frequencies. This resonance causes excitation and vibrations, which, if not mitigated, can lead to fatigue and potential structural failure. This dissertation explores the dynamics of this shock oscillation mechanism in transitional shock-wave/boundary-layer interactions (SBLIs) with the work arising from the occurrence and mitigation of shock oscillation-induced unsteadiness in transonic fans operating at low Reynolds numbers. The focus of the study is to investigate a particular shock oscillation mechanism. The study uses experimental and numerical approaches, and demonstrates that a canonical research configuration can replicate the shock oscillation mechanism observed in highly loaded transonic cascades. Using Large Eddy Simulations (LES) and experimental methods such as high-speed Schlieren imaging, spark light shadowgraphy, and particle image velocimetry (PIV), the research identifies a specific mechanism driven by the interplay of natural laminar separation growth, transition through shear layer instabilities, and separation suppression through turbulence. Reynolds-averaged methods typically used in industry cannot be used to resolve the oscillation mechanism. The oscillation mechanism of interest – one which is significant for a laminar oncoming boundary layer and suppressed for a turbulent boundary layer, occurs for highly separated transitional shock-wave/boundary-layer interaction, where transition occurs after a thin upstream laminar section of the shock induced separation, upstream of the shock impingement location. Laminar SBLIs naturally exhibit a larger upstream influence, and so the influence of the SBLI grows in the upstream direction, carrying shear layer instabilities with it in this highly separated case. These instabilities generate turbulence that eventually suppresses this thin, long, laminar section of the separation bubble, causing its collapse. The turbulence advects downstream, suppressing the bulk separation and influencing the reflected shock movement. A key visual characteristic is that laminar separation shock forms during the growth phase followed by a turbulent separation shock due to shear layer thickening at transition, while a (single) turbulent separation shock is briefly visible during the collapse phase in the brief absence of the laminar separation. Suppression of this mechanism is achieved through boundary layer disturbances, with a fully turbulent boundary layer proving unnecessary for achieving a significant degree of stabilization. Large eddy simulations reveal the mechanism's sensitivity to free-stream turbulence levels, with oscillation amplitude and frequency affected. The characteristic length scale of the shock oscillation mechanism corresponds to the distance travelled by the laminar separation shock before the collapse of the upstream laminar section. Strouhal numbers based on this length scale collapse LES and experimental shock oscillation frequencies, validating the simulated oscillation mechanism dynamics. LES simulations and experiments show that boundary layer tripping suppresses the oscillation mechanism. This research laid foundations regarding this particular shock oscillation mechanism found in transitional shock-wave/boundary-layer interactions, and will have an impact on the application by providing engineers with answers with regard to the shock oscillation mechanism and methods which can be used. Future work should focus on full-span LES simulations of industrial configurations, parametric studies on Reynolds and Mach number dependencies, and high-speed PIV.","In Geschäftsreiseflugzeugen und Verteidigungsanwendungen liegen die Reiseflughöhen typischerweise zwischen 15 und 16 km und damit deutlich höher als die üblichen 10 bis 13 km bei Verkehrsflugzeugen. In diesen größeren Höhen ist die Atmosphäre leiser, die Luftdichte geringer und die Triebwerksgrößen kleiner als bei Verkehrsflugzeugen. Diese Bedingungen führen zu einer niedrigen Profil-Reynolds-Zahl am transsonischen Fan – der ersten mit Schaufeln ausgestatteten Komponente am Einlass des Turbofan-Triebwerks. Folglich bleibt eine laminare Grenzschicht auf der Saugseite des transsonischen Fans bestehen. Zusätzlich zeigt der Trend im Verdichterdesign eine höhere Schaufelbelastung, die zu größeren Ablösungen führt. Diese Bedingungen zusammen verursachen eine Stoßschwankung mit Frequenzen, die in etwa den natürlichen Strukturfrequenzen der Schaufel entsprechen. Diese Resonanz führt zu Anregungen und Vibrationen, die, wenn sie nicht gemindert werden, zu Ermüdung und strukturellen Schäden führen können. Diese Dissertation untersucht die Dynamik dieses Stoßschwankungsmechanismus in transitionellen Stoß-Grenzschicht-Interferenzen (SGIs). Die Arbeit geht von der Entstehung und der Reduzierung der durch Stoßschwankungen verursachten Unstetigkeiten in transsonischen Fans aus, die bei niedrigen Reynolds-Zahlen betrieben werden. 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Der untersuchte Mechanismus der Stoßschwankung, der bei einer laminar anströmenden Grenzschicht signifikant und bei einer turbulenten Grenzschicht unterdrückt ist, tritt bei hoch abgelöste transitionelle Stoß-Grenzschicht Interferenz auf. Dabei erfolgt die Transition nach einem dünnen, stromauf gelegenen laminaren Abschnitt der durch den Stoß induzierten Ablösung, vor dem Stoßauftreffpunkt. Laminar dominierte SGIs zeigen typischerweise einen größeren stromaufwärts gerichteten Einfluss, sodass die Wirkung der SGI in stromaufwärtiger Richtung zunimmt und dabei Scherinstabilitäten mitführt in diesem hoch Abgelösten Fall. Diese Instabilitäten erzeugen Turbulenz, die letztendlich diesen dünnen, langen laminaren Abschnitt der Ablösung kollabieren lässt. Die Turbulenz wird stromabwärts advectiert, unterdrückt die Ablösung und beeinflusst die Bewegung des reflektierten Stoßes. Ein zentrales optischesMerkmal ist, dass ein laminare Ablösungsstoß während derWachstumsphase auftritt, gefolgt von einem turbulenten Ablösungsstoß aufgrund der Grenzschichtverdickung in der Scherschicht während der Transition. Während der Kollapsphase ist kurzzeitig ein (einzelner) turbulenter Ablösungsstoß sichtbar, während die laminare Ablösung vorübergehend verschwindet. Die Unterdrückung diesesMechanismus wird durch Störungen in der Grenzschicht erreicht, wobei eine vollständig turbulente Grenzschicht nicht erforderlich ist, um eine signifikante Stabilisierung zu erreichen. Numerische Studien (Large Eddy Simulations) zeigen die Empfindlichkeit desMechanismus gegenüber des Turbulenzniveaus, wobei die Amplitude und Frequenz der Stoßschwankung beeinflusst werden. Die charakteristische Längenskala desMechanismus der Stoßschwankung entspricht der Strecke, die der laminare Ablösungsstoß zurücklegt, bevor der stromauf liegende laminare Abschnitt der Ablösung kollabiert. 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