DE102010045080A1

DE102010045080A1 - Flügelprofil

Info

Publication number: DE102010045080A1
Application number: DE201010045080
Authority: DE
Inventors: Anmelder Gleich
Original assignee: Individual
Current assignee: Philipsen Christel De
Priority date: 2010-09-13
Filing date: 2010-09-13
Publication date: 2012-03-15
Anticipated expiration: 2030-09-14
Also published as: DE102010045080B4

Abstract

Flügelprofil (1) mit einer vorderen Profilnase (3), einer hinteren Profilhinterkante (5) und einer Unterseite (7), wobei sich die Unterseite (7) von der Profilnase (3) bis zur Profilhinterkante (5) erstreckt, dadurch gekennzeichnet, dass die Unterseite (7) einen vorderen geraden Unterseitenabschnitt (9) und einen hinteren geraden Unterseitenabschnitt (11) aufweist, wobei sich der vordere gerade Unterseitenabschnitt (9) von der Profilnase (3) bis zum hinteren geraden Unterseitenabschnitt (11) erstreckt und der hintere gerade Unterseitenabschnitt (11) sich hinter dem vorderen geraden Unterseitenabschnitt (9) nach hinten erstreckt, und wobei der vordere gerade Unterseitenabschnitt (9) einen kleineren Anstellwinkel hat als der hintere gerade Unterseitenabschnitt (11) und mindestens so lang ist wie der hintere gerade Unterseitenabschnitt (11). Das erfindungsgemäße Flügelprofil (1) hat im ökonomischsten Betrieb einen höheren Auftriebsbeiwert bzw. niedrigeren Widerstandsbeiwert als herkömmliche Flügelprofile. Dadurch wird die Leistungsbilanz erheblich verbessert.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Flügelprofil gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Flügel finden typischerweise technische Anwendung bei Fluggeräten wie etwa Flugzeugen, Modellflugzeugen, Hubschraubern und anderen Flugkörpern. Aber auch in Windrädern oder Rotoren finden sich beispielsweise Flügel in Form von Rotorblättern. Dabei ist das Flügelprofil jeweils von besonderer Bedeutung für die Leistungsbilanz.
Beispielsweise ist das Profil eines Flügel eines Flugzeugs für den Auftriebsbeiwert von entscheidender Bedeutung. Der Auftriebsbeiwert c_a ist definiert als:
wobei F_a die Auftriebskraft, ρ die Dichte des Strömungsmediums, v die Anströmgeschwindigkeit und A die wirksame Fläche des Flügels ist. Der Auftriebsbeiwert ist ein Maß für den dynamischen Auftrieb, den ein Flügel mit einem bestimmten Profil erreichen kann. Um beispielsweise die Eigenschaften eines Flugzeugflügels darzustellen, wird häufig ein so genanntes Polardiagramm verwendet, bei dem der Auftriebsbeiwert über dem Widerstandsbeiwert c_w aufgetragen ist, wobei der Widerstandsbeiwert c_w definiert ist als:
wobei F_w die Widerstandskraft in Strömungsrichtung ist. Die Verbindungslinie jedes Punktes im Polardiagramm zum Ursprung wird als Polstrahl bezeichnet. Der Steigungswinkel des steilsten Polstrahls kann als Maß für die benötigte Antriebsleistung im ökonomischsten Betrieb dienen, was bei Flugzeugen der Reisegeschwindigkeit entspricht.
Im Flugzeugbau werden typischerweise Flügelprofile wie z. B. die bewährten und im Windkanal vermessenen NACA Flügelprofilserien verwendet (Abbott, Ira H.; von Doenhoff, Albert E.; „Theory of Wing Sections, including a summary of airfoil data"; Dover Publications; 1. Juni 1959; ISBN 978-0486605869).
Je größer der Auftriebsbeiwert bei einem bestimmten Widerstandsbeiwert ist bzw. je kleiner der Widerstandsbeiwert bei einem benötigten Auftriebsbeiwert ist, umso weniger Antriebsleistung wird zum Fliegen mit einer bestimmten Geschwindigkeit benötigt. Mit einer geringeren benötigten Antriebsleistung ist bei einem motorbetriebenen Fluggerät selbstverständlich ein geringerer Kraftstoffverbrauch verbunden. Bei Segelfliegern können höhere Geschwindigkeiten bzw. ein schnellerer Auftrieb erzielt werden.
Es ist daher die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Flügelprofil bereitzustellen, das gegenüber bekannten Flügelprofilen im ökonomischsten Betrieb einen höheren Auftriebsbeiwert bzw. niedrigeren Widerstandsbeiwert hat.
Gelöst wird diese Aufgabe durch ein Flügelprofil gemäß den Merkmalen des Anspruchs 1. Vorteilhafte Ausführungsformen der Erfindung sind den Unteransprüchen bzw. der Beschreibung und den Figuren zu entnehmen.
Gemäß einem ersten Aspekt der Erfindung weist das erfindungsgemäße Flügelprofil zunächst eine vordere Profilnase, eine hintere Profilhinterkante und eine Unterseite auf, wobei sich die Unterseite von der Profilnase bis zur Profilhinterkante erstreckt. Die Unterseite weist dabei einen vorderen geraden Unterseitenabschnitt und einen hinteren geraden Unterseitenabschnitt auf, wobei sich der vordere gerade Unterseitenabschnitt von der Profilnase bis zum hinteren geraden Unterseitenabschnitt erstreckt und der hintere gerade Unterseitenabschnitt sich hinter dem vorderen geraden Unterseitenabschnitt nach hinten erstreckt. Zudem hat der vordere gerade Unterseitenabschnitt einen kleineren Anstellwinkel als der hintere gerade Unterseitenabschnitt und ist mindestens so lang wie der hintere gerade Unterseitenabschnitt.
Durch die Differenz der Anstellwinkel zwischen dem vorderen geraden Unterseitenabschnitt und dem hinteren geraden Unterseitenabschnitt ergibt sich ein „Knick” an der Unterseite, der scharf ausfallen kann oder über eine relativ starke Krümmung. Der Anstellwinkel des gesamten Flügelprofils ist vorzugsweise einstellbar. Zudem kann es von Vorteil sein, wenn die Länge des hinteren geraden Unterseitenabschnitts und/oder der Anstellwinkel des hinteren geraden Unterseitenabschnitts ebenfalls einstellbar sind.
Es hat sich in zahlreichen Vergleichsversuchen über einen großen Bereich von Anströmgeschwindigkeiten und bei verschiedenen Anstellwinkeln des Flügels gezeigt, dass mit dem erfindungsgemäßen Flügelprofil durchschnittlich 40% bis 50% weniger Antriebsleistung benötigt wurde, um eine bestimmte Auftriebskraft bei gleicher Geschwindigkeit, Flügelgröße und -gewicht zu erreichen. Mit dem erfindungsgemäßen Flügelprofil lässt sich daher beispielsweise bei motorbetriebenen Flugzeugen erheblich Kraftstoff sparen bzw. lassen sich im Segelflug höhere Auftriebskräfte bei bestimmter Geschwindigkeit erzielen. Auch bei Windrädern oder Rotoren kann durch das erfindungsgemäße Flügelprofil eine bessere Leistungsbilanz erzielt werden.
Vorzugsweise weist das Flügelprofil eine Oberseite mit einem vorderen geraden Oberseitenabschnitt auf, der sich parallel zum vorderen geraden Unterseitenabschnitt von der Profilnase nach hinten erstreckt, wobei der vordere gerade Oberseitenabschnitt mindestens so lang ist wie der vordere gerade Unterseitenabschnitt. Vorzugsweise ist der vordere gerade Oberseitenabschnitt länger als der vordere gerade Unterseitenabschnitt. Dadurch ergibt sich ein vorderer Flügelprofilabschnitt, der über die gesamte Länge des vorderen geraden Unterseitenabschnitts eine konstante Profildicke aufweist.
Vorzugsweise krümmt sich die Oberseite hinter dem vorderen geraden Oberseitenabschnitt zur Profilhinterkante hin. Die Krümmung kann sich vollständig bis zur Profilhinterkante erstrecken oder es kann sich hinter der Krümmung ein hinterer gerader Oberseitenabschnitt anschließen. Die Krümmung darf dabei allerdings nicht so stark sein, dass es an der Oberseite einen Strömungsabriss gibt.
Gemäß einem zweiten Aspekt der Erfindung wird ein Flügel mit einem zuvor beschriebenen Flügelprofil bereitgestellt, wobei sich von der Profilnase bis zur Profilhinterkante mindestens ein Steg in Strömungsrichtung an der Unterseite erstreckt, wobei der Steg eine zur Unterseite im Wesentlichen senkrechte Anströmfläche bildet, wobei die Anströmfläche mindestens so groß ist wie das vom vorderen geraden Unterseitenabschnitt, dem hinteren geraden Unterseitenabschnitt und der geraden Verbindungsstrecke zwischen Profilnase und Profilhinterkante gebildete Dreieck.
Der erfindungsgemäße Flügel hat durch den Steg und dessen zur Unterseite im Wesentlichen senkrechte Anströmfläche eine noch bessere Leistungsbilanz und noch stabilere Flugeigenschaften.
Der Steg ist vorzugsweise an einem freien Ende des Flügels angeordnet und der Normalenvektor der Anströmfläche weist vorzugsweise unter den Flügel.
Es ist weiterhin von Vorteil, wenn der Steg eine Vorderkante aufweist, die sich in Form eines Abschnitts der Profilnase im Wesentlichen senkrecht nach unten erstreckt. Dabei weist der Steg in einer ersten Ausführungsform eine Unterkante auf, die sich im Wesentlichen parallel zum vorderen geraden Unterseitenabschnitt und linear vom unteren Ende der Vorderkante des Stegs bis zur Profilhinterkante erstreckt. In einer alternativen zweiten Ausführungsform weist der Steg eine Unterkante auf, die sich linear von der Profilnase bis zur Profilhinterkante erstreckt.
Der Flügel kann eine Mehrzahl von sich in Strömungsrichtung erstreckenden und entlang des Flügels verteilten Stegen aufweisen. Damit kann die Stabilität und das Strömungsverhalten insbesondere bei langen Flügeln verbessert werden.
Gemäß einem dritten Aspekt der Erfindung wird ein Verfahren zur Herstellung eines zuvor beschriebenen Flügels bereitgestellt. Dabei wird das Verhältnis von der Länge des vorderen geraden Unterseitenabschnitts zur Länge des hinteren geraden Unterseitenabschnitts umso größer gewählt je höher die im Betrieb vorgesehene mittlere Anströmgeschwindigkeit des Flügels ist.
Vorzugsweise wird der Differenzbetrag zwischen dem Anstellwinkel des vorderen geraden Unterseitenabschnitts und dem Anstellwinkel des hinteren geraden Unterseitenabschnitts umso kleiner gewählt je höher die im Betrieb vorgesehene mittlere Anströmgeschwindigkeit des Flügels ist.
Im Folgenden wird die Erfindung anhand der beiliegenden Figuren näher erläutert, die eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung zeigen. In den Figuren ist im Einzelnen zu erkennen:
1: Eine schematische Darstellung einer ersten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flügelprofils;
2: Eine perspektivische Ansicht auf einen Abschnitt einer ersten Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Flügels mit dem Flügelprofil aus 1;
3: Eine schematische Darstellung des Flügelprofils aus 1 mit anders geformtem Steg;
4: Eine perspektivische Ansicht auf einen Abschnitt einer zweiten Ausführungsform eines Flügels mit dem Flügelprofil aus 3;
5: Eine schematische Darstellung einer zweiten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flügelprofils;
6: Eine perspektivische Ansicht auf einen Abschnitt einer dritten Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Flügels mit dem Flügelprofil aus 5;
7: Eine schematische Darstellung des Flügelprofils aus 5 mit anders geformtem Steg;
8: Eine perspektivische Ansicht einer vierten Ausführungsform eines Flügels mit dem Flügelprofil aus 7;
9: Aus dem Stand der Technik bekanntes Flügelprofil einer Boeing 106 mit einem Polardiagramm und einem über dem Anstellwinkel aufgelösten Polardiagramm.
In 1 ist eine erste Ausführungsform des Flügelprofils 1 mit einer vorderen Profilnase 3, einer hinteren Profilhinterkante 5 und einer Unterseite 7 gezeigt, wobei sich die Unterseite 7 von der Profilnase 3 bis zur Profilhinterkante 5 erstreckt. Die Unterseite 7 weist dabei einen vorderen geraden Unterseitenabschnitt 9 und einen hinteren geraden Unterseitenabschnitt 11 auf, wobei die Länge L_v des vorderen geraden Unterseitenabschnitts 9 und die Länge L_h des hinteren geraden Unterseitenabschnitts 11 in etwa gleich sind. Der vordere gerade Unterseitenabschnitt 9 verläuft horizontal und der hintere gerade Unterseitenabschnitt 11 ist gegenüber dem vorderen geraden Unterseitenabschnitt 9 um etwa α = 25° abgewinkelt und hat daher bei horizontaler Stellung des vorderen geraden Unterseitenabschnitts 9 einen Anstellwinkel von 25°. Die Anströmrichtung ist durch den großen Pfeil von links nach rechts angedeutet
Das Flügelprofil 1 weist ferner eine Oberseite 13 mit einem vorderen geraden Oberseitenabschnitt 15 auf, der sich parallel zum vorderen geraden Unterseitenabschnitt 9 von der Profilnase 3 nach hinten erstreckt, wobei der vordere gerade Oberseitenabschnitt 15 in etwa so lang ist wie der vordere gerade Unterseitenabschnitt 9. Hinter dem vorderen geraden Oberseitenabschnitt 15 krümmt sich die Oberseite 13 zur Profilhinterkante 5 hin. Der Krümmungsradius K liegt dabei im Bereich vom 0,5-fachen bis 1,5-fachen der Länge L_h des hinteren geraden Unterseitenabschnitts 11, damit kein Strömungsabriss erfolgt.
Die Profildicke D ist möglichst minimal ausgestaltet, wobei die Stabilität des Flügels eine minimale Profildicke D verlangt. Im vorderen Flügelprofilbereich zwischen vorderen geraden Unterseitenabschnitt 9 und vorderen geraden Oberseitenabschnitt 15 ist die Profildicke D konstant.
Zusätzlich zum Flügelprofil 1 ist gestrichelt eine Unterkante 19 und eine Vorderkante 21 eines Stegs 23 eines Flügels 25 mit dem Flügelprofil 1 angedeutet. Der Steg bildet dabei eine zur Unterseite 7 im Wesentlichen senkrechte Anströmfläche 27.
In 2 ist ein Abschnitt eines Flügels 25 perspektivisch gezeigt, der zwei Stege 23 aufweist, die sich von der Unterseite 7 des Flügelprofils 1 nach im Wesentlichen senkrecht nach unten erstrecken. Innenseitig bilden die Stege 23 jeweils eine Anströmfläche 27, deren Normalenvektor N unter den Flügel 25 zeigt.
3 zeigt das gleiche Flügelprofil 1 wie 1, allerdings ist in 3 eine andere Form des Stegs 23 angedeutet. Der Steg 23 hat hier keine Vorderkante 21, sondern nur eine Unterkante 19, die sich linear von der Profilnase 3 bis zur Profilhinterkante 5 erstreckt. 4 zeigt die zugehörige perspektivische Ansicht auf einen Abschnitt eines Flügels 25. Hier ist die Anströmfläche 27 das vom vorderen geraden Unterseitenabschnitt 9, dem hinteren geraden Unterseitenabschnitt 11 und der Unterkante 19 des Stegs 23 gebildete Dreieck. Dies ist die minimale Größe der Anströmfläche 27, um eine noch bessere Leistungsbilanz und noch stabilere Flugeigenschaften zu erreichen.
In den 5 bis 8 ist in analoger Weise eine zweite Ausführungsform des Flügelprofils 1 gezeigt, wobei die Länge L des vorderen geraden Unterseitenabschnitts 9 in etwa doppelt so groß ist wie die Länge L_h des hinteren geraden Unterseitenabschnitts 11. Außerdem ist der hintere gerade Unterseitenabschnitt 11 gegenüber dem vorderen geraden Unterseitenabschnitt 9 um etwa α = 10° abgewinkelt und hat daher bei horizontaler Stellung des vorderen geraden Unterseitenabschnitts 9 einen Anstellwinkel von 10°. Schließlich ist der vordere gerade Oberseitenabschnitt 15 der Oberseite 13 mit der Länge L_o länger als der vordere gerade Unterseitenabschnitt 9 mit der Länge L.
Die erste Ausführungsform des Flügelprofils 1 der 1 bis 4 ist bei niedrigen Anströmgeschwindigkeiten vorteilhaft, wogegen die zweite Ausführungsform des Flügelprofils 1 der 5 bis 8 bei hohen Anströmgeschwindigkeiten vorteilhaft ist. Ein erfindungsgemäßer Flügel 25 kann auch so ausgestaltet sein, dass der hintere gerade Unterseitenabschnitt 11 Teil einer steuerbaren Klappe ist, der sowohl in der Länge L_h als auch im Anstellwinkel α gegenüber dem vorderen geraden Unterseitenabschnitt 9 der vorgesehenen mittleren Anströmgeschwindigkeit entsprechend eingestellt werden kann. In jedem Fall muss bei der Herstellung eines erfindungsgemäßen Flügels 25 das Verhältnis von der Länge L des vorderen geraden Unterseitenabschnitts 9 zur Länge L_h des hinteren geraden Unterseitenabschnitts 11 umso größer gewählt werden je höher die im Betrieb vorgesehene mittlere Anströmgeschwindigkeit des Flügels 25 ist. Vorzugsweise wird der Differenzbetrag α zwischen dem Anstellwinkel des vorderen geraden Unterseitenabschnitts 9 und dem Anstellwinkel des hinteren geraden Unterseitenabschnitts 11 umso kleiner gewählt je höher die im Betrieb vorgesehene mittlere Anströmgeschwindigkeit des Flügels 25 ist.
Die 9 ist der „Airfoil Investigation Database” unter www.worldofkrauss.com entnommen und zeigt oben ein aus dem Stand der Technik bekanntes Tragflächenprofil einer Boeing 106. Unten links ist ein Polardiagramm für vier verschiedene Reynolds-Zahlen gezeigt. Für die Reynolds-Zahl Re = 100000 ist zudem der steilste Polstrahl mit einer Steigung von tan(90° – γ) gestrichelt angedeutet. Unten rechts ist für die vier Reynolds-Zahlen ein über dem Anstellwinkel aufgelöstes Polardiagramm für den Auftriebsbeiwert (fett gedruckte Kurven) und für den Momentenbeiwert (dünn gedruckte Kurven) aufgetragen. Es hat sich in zahlreichen Vergleichsversuchen über einen großen Bereich von Anströmgeschwindigkeiten und bei verschiedenen Anstellwinkeln des Flügels 25 gezeigt, dass mit dem erfindungsgemäßen Flügelprofil 1 durchschnittlich 40% bis 50% weniger Antriebsleistung benötigt wurde, um eine bestimmte Auftriebskraft bei gleicher Geschwindigkeit, Flügelgröße und -gewicht zu erreichen, als mit dem in 9 gezeigten Tragflächenprofil einer Boeing 106. Das erfindungsgemäße Flügelprofil 1 bzw. der erfindungsgemäße Flügel 25 hat also im ökonomischsten Betrieb einen höheren Auftriebsbeiwert bzw. niedrigeren Widerstandsbeiwert als herkömmliche Flügelprofile bzw. Flügel. Dadurch wird die Leistungsbilanz erheblich verbessert.
ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.
Zitierte Nicht-Patentliteratur

Abbott, Ira H.; von Doenhoff, Albert E.; „Theory of Wing Sections, including a summary of airfoil data”; Dover Publications; 1. Juni 1959; ISBN 978-0486605869 [0004]
www.worldofkrauss.com [0038]

Claims

Flügelprofil (1) mit – einer vorderen Profilnase (3), – einer hinteren Profilhinterkante (5) und – einer Unterseite (7), wobei sich die Unterseite (7) von der Profilnase (3) bis zur Profilhinterkante (5) erstreckt, dadurch gekennzeichnet, dass die Unterseite (7) einen vorderen geraden Unterseitenabschnitt (9) und einen hinteren geraden Unterseitenabschnitt (11) aufweist, wobei sich der vordere gerade Unterseitenabschnitt (9) von der Profilnase (3) bis zum hinteren geraden Unterseitenabschnitt (11) erstreckt und der hintere gerade Unterseitenabschnitt (11) sich hinter dem vorderen geraden Unterseitenabschnitt (9) nach hinten erstreckt, und wobei der vordere gerade Unterseitenabschnitt (9) einen kleineren Anstellwinkel hat als der hintere gerade Unterseitenabschnitt (11) und mindestens so lang ist wie der hintere gerade Unterseitenabschnitt (11).
Flügelprofil (1) nach Anspruch 1, wobei das Flügelprofil eine Oberseite (13) mit einem vorderen geraden Oberseitenabschnitt (15) aufweist, der sich parallel zum vorderen geraden Unterseitenabschnitt (9) von der Profilnase (3) nach hinten erstreckt, wobei der vordere gerade Oberseitenabschnitt (15) mindestens so lang ist wie der vordere gerade Unterseitenabschnitt (9).
Flügelprofil (1) nach Anspruch 2, wobei sich die Oberseite (13) hinter dem vorderen geraden Oberseitenabschnitt (15) zur Profilhinterkante (5) hin krümmt.
Flügel (25) mit einem Flügelprofil (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei sich von der Profilnase (3) bis zur Profilhinterkante (5) mindestens ein Steg (23) in Strömungsrichtung an der Unterseite (9) erstreckt, wobei der Steg (23) eine zur Unterseite (7) im Wesentlichen senkrechte Anströmfläche (27) bildet, wobei die Anströmfläche (27) mindestens so groß ist wie das vom vorderen geraden Unterseitenabschnitt (9), dem hinteren geraden Unterseitenabschnitt (11) und der geraden Verbindungsstrecke zwischen Profilnase (3) und Profilhinterkante (5) gebildete Dreieck.
Flügel (25) nach Anspruch 4, wobei der Steg (23) an einem freien Ende des Flügels angeordnet ist und der Normalenvektor der Anströmfläche (27) unter den Flügel (25) zeigt.
Flügel (25) nach Anspruch 4 oder 5, wobei der Steg (23) eine Vorderkante (21) aufweist, die sich in Form eines Abschnitts der Profilnase (3) im Wesentlichen senkrecht nach unten erstreckt.
Flügel (25) nach Anspruch 6, wobei der Steg (23) eine Unterkante (19) aufweist, die sich im Wesentlichen parallel zum vorderen geraden Unterseitenabschnitt (9) und linear vom unteren Ende der Vorderkante (21) des Stegs (23) bis zur Profilhinterkante (5) erstreckt.
Flügel (25) nach Anspruch 4 oder 5, wobei der Steg (23) eine Unterkante (19) aufweist, die sich linear von der Profilnase (3) bis zur Profilhinterkante (5) erstreckt.
Flügel (25) nach einem der Ansprüche 4 bis 8, wobei der Flügel (25) eine Mehrzahl von sich in Strömungsrichtung erstreckenden und entlang des Flügels (25) verteilten Stegen (23) aufweist.
Verfahren zur Herstellung eines Flügels (25) nach einem der Ansprüche 4 bis 9, wobei das Verhältnis von der Länge (L_v) des vorderen geraden Unterseitenabschnitts (9) zur Länge (L_h) des hinteren geraden Unterseitenabschnitts (11) umso größer gewählt wird je höher die im Betrieb vorgesehene mittlere Anströmgeschwindigkeit des Flügels (25) ist.
Verfahren nach Anspruch 10, wobei der Differenzbetrag (α) zwischen dem Anstellwinkel des vorderen geraden Unterseitenabschnitts (9) und dem Anstellwinkel des hinteren geraden Unterseitenabschnitts (11) umso kleiner gewählt wird je höher die im Betrieb vorgesehene mittlere Anströmgeschwindigkeit des Flügels (25) ist.