DE1272728B

DE1272728B - Wing profile for aircraft

Info

Publication number: DE1272728B
Application number: DED51563A
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Elmar Oberdoerffer
Original assignee: Dornier GmbH
Current assignee: Dornier GmbH
Priority date: 1966-11-16
Filing date: 1966-11-16
Publication date: 1968-07-11

Description

Tragflügelprofil für Flugzeuge Bisher im Flugzeugbau verwendete Flügelprofile laufen an ihrem hinteren Ende in eine Spitze aus. Wird von der Erfüllung der Kutta-Joukowskischen Bedingung, nämlich ein Ablösen der Strömung an der spitz auslaufenden Hinterkante ohne Umströmung derselben zu erhalten, ausgegangen, so bestimmt sich daraus die Zirkulation und damit der Auftrieb des Tragflügels, wobei ein allmählicher Druckanstieg entlang der Profilkontur gewährleistet ist, den die Grenzschicht innerhalb eines bestimmten Anstellwinkelbereiches ohne Ablösung überwinden kann. Derartige bekannte Tragflügelprofile weisen zwei charakteristische Eigenschaften auf. Eine dieser Eigenschaften besteht in der Proportionalität zwischen Auftrieb und Anstellwinkel, so daß zur Erzielung einer Auftriebsänderung eine Drehung des gesamten Flugzeuges um seine Querachse erforderlich ist. Die zweite der beiden Eigenschaften besteht darin, daß die Grenzschicht auf einem Teil der Profilkontur einen Druckanstieg überwinden muß, wobei der in der Praxis vorkommende Größenbereich des Druckanstieges nur im turbulenten Zustand der Strömung überwunden werden kann. Der Reibungswiderstand ist dabei erheblich höher als bei laminarer Grenzschicht. Es ist auch bei Laminarprofilen die Grenzschicht teilweise turbulent.Airfoil profile for airplanes Airfoil profiles previously used in aircraft construction run into a point at their rear end. Used by the fulfillment of the Kutta-Joukovskian Condition, namely a separation of the flow at the pointed trailing edge proceeded without having flow around it, then the Circulation and thus the lift of the wing, with a gradual increase in pressure along the profile contour is ensured that the boundary layer within a can overcome certain angle of attack range without detachment. Such known Airfoil profiles have two characteristic properties. One of those properties consists in the proportionality between lift and angle of attack, so that for Achieving a change in lift a rotation of the entire aircraft around its Transverse axis is required. The second of the two properties is that the boundary layer on part of the profile contour has to overcome an increase in pressure, where the size range of the pressure increase occurring in practice only in the turbulent State of the flow can be overcome. The frictional resistance is considerable higher than with a laminar boundary layer. It is also the boundary layer in laminar profiles sometimes turbulent.

Es sind bereits Profile bekannt geworden, bei denen der Auftrieb in einem gewissen Bereich nahezu unabhängig von der Größe des Anstellwinkels ist. Diese Profile sind im wesentlichen von elliptischem Querschnitt, d. h., daß an Stelle einer spitzen Hinterkante eine Abrundung gebildet ist. Die Lage des hinteren Staupunktes und damit auch die Größe der Zirkulation wird dabei durch eine im stationären Zustand unbelastete Klappe fixiert, die um den Krümmungsmittelpunkt der hinteren Abrundung am Tragflügel schwenkbar ist, die senkrecht auf der Profilkontur steht und deren Tiefe nur so groß bemessen ist, daß die Klappe mit Sicherheit aus der Grenzschicht herausragt. Der steile Druckanstieg in der Nähe des hinteren Staupunktes erfordert dabei allerdings eine Grenzschichtabsaugung in diesem Bereich.Profiles have already become known in which the buoyancy in a certain range is almost independent of the size of the angle of attack. These Profiles are essentially elliptical in cross-section, i. i.e. that in place a pointed rear edge is rounded. The location of the rear stagnation point and thus also the size of the circulation is thereby by one in the steady state unloaded flap fixed around the center of curvature of the rear rounding is pivotable on the wing, which is perpendicular to the profile contour and its Depth is only so large that the flap with certainty from the boundary layer protrudes. The steep rise in pressure near the rear stagnation point requires however, a boundary layer suction in this area.

Ein Vorteil dieser bekannten Profilausbildung besteht in der Unabhängigkeit des Auftriebes von der Größe des Anstellwinkels. Das Flugzeug kann dadurch ständig in optimaler Lage fliegen. Da bei gewünschten Auftriebsänderungen nur die Klappe am abgerundeten hinteren Flügelteil, nicht aber das gesamte Flugzeug um seine Querachse gedreht werden muß, ergeben sich erheblich geringere Ansprechzeiten zur Erzeugung einer Auftriebsänderung. Ein weiterer Vorteil besteht außerdem in einer gleichmäßigen Druckverteilung über die Profiltiefe, welche die Ausbildung einer laminaren Grenzschicht auf dem überwiegenden Teil des Profilumfanges ermöglicht und hohe kritische Machzahlen zuläßt. Ferner kann durch die völlige Profilform ein sehr tiefer Kastenholm verwendet werden, der dem Tragflügel eine besonders hohe Steifigkeit verleiht, und ferner bietet eine solche Profilform die Möglichkeit zur Unterbringung großvolumiger Kraftstofftanks.One advantage of this known profile training is the independence of the lift on the size of the angle of attack. The aircraft can do this all the time fly in an optimal position. Since only the flap is used for the desired changes in lift on the rounded rear wing part, but not the entire aircraft around its transverse axis must be rotated, there are considerably shorter response times for generation a change in lift. Another advantage is that it is even Pressure distribution over the tread depth, which leads to the formation of a laminar boundary layer on the major part of the profile scope and high critical Mach numbers allows. Furthermore, a very deep box spar can be used due to the full profile shape be, which gives the wing a particularly high rigidity, and further Such a profile shape offers the possibility of accommodating large-volume fuel tanks.

Nachteilig ist dabei, daß der abgerundete hintere Tragflügelteil für den Absaugvorgang porös ausgeführt werden muß, was herstellungsmäßig schwierig ist. Hinzu kommt noch ein erheblicher Durchströmwiderstand durch die Perforierung und die Gefahr, daß sich die Durchströmöffnungen mit festen in der Luft enthaltenen Teilchen zusetzen und damit ein einwandfreies Absaugen der Grenzschicht verschlechtert oder unmöglich gemacht wird.The disadvantage here is that the rounded rear wing part for the suction process must be carried out porous, which is difficult to manufacture. In addition, there is a considerable flow resistance due to the perforation and the risk that the flow openings with solid contained in the air Add particles and thus impede proper suction of the boundary layer or made impossible.

Unabhängig von diesen bekannten Profilformen sind Untersuchungen gemacht und veröffentlicht worden, die sich mit der Erzeugung von stationären Wirbelströmungen in geeignet geformten Einbuchtungen (Wirbelkammern) an umströmten Körpern befassen. Die Trennstromlinie zwischen der in der Einbuchtung befindlichen Wirbelströmung und der Außenströmung überbrückt dabei die durch die Einbuchtung entstandene Unterbrechung in der festen, durch die Wandung des umströmten Körpers gebildeten Strömungsbegrenzung. Dabei bestehen die Bedingungen, daß einmal die Ablösung der Trennstromlinie an einer zur Richtung der Außenströmung parallelen, möglichst scharfen Spitze erfolgen muß und daß zum anderen die Einbuchtung eine einwandfreie Ausrundung erhält. Die Trennstromlinie hinter der Einbuchtung trifft senkrecht auf die feste Strömungsbegrenzung.Investigations have been made independently of these known profile shapes and has been published dealing with the generation of steady eddy currents deal in suitably shaped indentations (vortex chambers) on bodies around which the flow is flowing. The dividing flow line between the eddy flow located in the indentation and the external flow bridges the interruption created by the indentation in the solid flow restriction formed by the wall of the body around which the flow is flowing. The conditions exist that once the separation of the separating flow line at one the point must be as sharp as possible and parallel to the direction of the external flow and that, on the other hand, the indentation is perfectly rounded. The dividing streamline behind the indentation meets the fixed flow restriction perpendicularly.

Bei den genannten Untersuchungen ist als Ausführungsbeispiel ein Profil mit einer Wirbelkammer an der Profiloberseite kurz vor der Profilhinterkante mit Absaugung an der Hinterkante und ein Windkanaldiffusor kurzer Baulänge mit Absaugung an den seitlichen Begrenzungswänden in der Nähe des Wirbelzentrums angegeben. Der Vorteil einer solchen Anordnung liegt dabei darin, daß entlang der festen, durch die Wandung gebildeten Strömungsbegrenzung fallender Druck bis zur Spitze der Wirbelkammer aufrecht erhalten werden kann, wodurch die Laminarhaltung der Grenzschicht begünstigt wird, und darin, daß der Druckanstieg längs einer freien Stromlinie und nicht längs einer festen Wand stattfindet. Hierbei kann der Druckanstieg wegen der fehlenden Wandreibung auf einer viel kürzeren Strecke erfolgen.In the above-mentioned investigations, the exemplary embodiment is a profile with a vortex chamber on the top side of the profile just before the rear edge of the profile Extraction at the rear edge and a short-length wind tunnel diffuser with extraction to the lateral boundary walls near the center of the vertebra specified. The advantage of such an arrangement is that along the fixed, flow restriction formed by the wall falling pressure up to Top of the vortex chamber can be maintained, creating the laminar posture the boundary layer is favored, and in that the pressure increase along a free Streamline and not along a solid wall. Here, the pressure increase because of the lack of wall friction on a much shorter route.

Von diesen bekannten Tragflügelausbildungen geht die vorliegende Erfindung aus. Aufgabe der Erfindung ist es, die den bekannten Profilausführungen anhaftenden Mängel zu vermeiden und ein Tragflügelprofil zu schaffen, das sowohl hinsichtlich seines konstruktiven Aufbaues einfach ist, als auch in aerodynamischer Hinsicht verbesserte Eigenschaften aufweist.The present invention is based on these known hydrofoil designs the end. The object of the invention is to remove those adhering to the known profile designs To avoid deficiencies and to create an airfoil that is both in terms of its structural design is simple, as well as aerodynamically has improved properties.

Erfindungsgemäß wird die gestellte Aufgabe dadurch gelöst, daß das Profil an Stelle eines spitzwinkligen Auslaufes an seiner hinteren Kante eine abgestumpfte Form mit einer oder mehreren Einbuchtungen aufweist, deren Abschlußfläche mit der Profilober- und der Profilunterseite zueinander symmetrische oder annähernd symmetrische schneidenförmige Abreißkanten für die Ausbildung je eines der Profiloberseite und der Profilunterseite zugeordneten stehenden Wirbels bildet, wobei die Wirbel zueinander entgegengesetzt und bezogen auf den angrenzenden Bereich von Wirbel und Außenströmung in Richtung der Außenströmung drehen und ein Leitkörper zwischen den Wirbeln zur Stabilisierung des hinteren Staupunktes vorgesehen ist.According to the invention, the object is achieved in that the Profile instead of an acute-angled spout on its rear edge a truncated one Has shape with one or more indentations, the end surface of which with the The top and bottom of the profile are symmetrical or approximately symmetrical to one another blade-shaped tear-off edges for the formation of one of the top and side of the profile the underside of the profile associated with standing vertebra, the vertebrae to one another opposite and related to the adjacent area of vortex and external flow turn in the direction of the external flow and a guide body between the vertebrae to Stabilization of the rear stagnation point is provided.

Ein so ausgebildetes Tragflügelprofil bietet den Vorteil, daß eine vollkommen laminare Strömung bis zu den Spitzen der Wirbelkammer aufrecht erhalten werden kann. Außerdem wird der Auftriebsbeiwert des Profils in erster Linie durch die Stellung der Klappen und nicht durch den Anstellwinkel bestimmt. Damit läßt sich die für eine Laminarhaltung der Grenzschicht erforderliche Druckverteilung über einen größeren c" -Bereich aufrecht erhalten. Ferner wird eine steife Ausbildung des Tragflügels erreicht.A wing profile designed in this way offers the advantage that a fully laminar flow is maintained up to the tips of the vortex chamber can be. In addition, the lift coefficient of the profile is primarily determined by the position of the flaps and not determined by the angle of attack. So lets the pressure distribution required to maintain the boundary layer laminar Maintained over a larger c "range. Also a stiff design of the wing reached.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung dargestellt. Bei dem gezeigten Querschnitt durch den Tragflügel ist mit 1 der Tragflügel und mit 2 und 3 dessen Ober- bzw. Unterseite bezeichnet. Sowohl die Ober- als auch die Unterseite des Flügels 2 bzw. 3 laufen in einer scbneidenförmigen Kante 4 bzw. 5 aus, wobei diese Kanten mit Hilfe einer Abschlußfläche 7 an der Tragflügelhinterkante, welche einen konkaven Verlauf aufweist, gebildet sind. Durch den konkaven Verlauf der AbschIußfläche 7 ergibt sich ein in das Profil einspringender Raum, dessen oberer und unterer Teil je eine Wirbelkammer bildet, in denen sich bei Anströmung des Profils zwei stehende Wirbel 12 und 13 auszubilden vermögen. Die Drehrichtung dieser Wirbel ist durch Pfeile a bzw. b und deren Wirbelkern mit 14 bzw. 15 angegeben. Die sich bei Anströmung des Profils ausbildenden Wirbel drehen, wie aus der Zeichnung ersichtlich ist, in entgegengesetzter Richtung und entlang der Trennstromlinie in Richtung der Außenströmung. Ferner ist in der Zeichnung der vordere und hintere Staupunkt mit 16 bzw. 17 angegeben, und es sind die Stromlinien der Außenströmung mit 18' und 20' an der Profilober- bzw. Profilunterseite angedeutet. Außerdem sind die freien Grenzstromlinien mit 18 und 20 bezeichnet.In the drawing, an embodiment according to the invention is shown. In the cross section shown through the wing, 1 denotes the wing and 2 and 3 denote its top and bottom. Both the top and the bottom of the wing 2 and 3 terminate in a cutting edge 4 and 5, these edges being formed with the aid of an end surface 7 on the wing trailing edge, which has a concave profile. The concave course of the terminating surface 7 results in a space which jumps into the profile, the upper and lower parts of which each form a vortex chamber in which two standing vortices 12 and 13 can form when the profile is approached. The direction of rotation of this vortex is indicated by arrows a and b and their vortex core with 14 and 15, respectively. As can be seen from the drawing, the eddies that form when the flow approaches the profile rotate in the opposite direction and along the separating flow line in the direction of the external flow. Furthermore, in the drawing, the front and rear stagnation points are indicated by 16 and 17, respectively, and the streamlines of the external flow are indicated by 18 ' and 20' on the top and bottom sides of the profile. In addition, the free boundary streamlines are denoted by 18 and 20.

Zur Stabilisierung des hinteren Staupunktes 17 ist erfindungsgemäß zwischen- den Wirbeln eine vorzugsweise dünne, profilierte Klappe 22 vorgesehen. Diese Klappe kann, wie dargestellt, um eine Lagerstelle 24 am Tragflügel 1 schwenkbar vorgesehen sein. Dazu ist eine Hebelanordnung vorgesehen, die aus einem Winkelhebel 25 und einer an ein weiteres, hier nicht dargestelltes Gestänge anschließenden Schubstange 27 besteht, wobei die Schubstange 27 vom Piloten eines Flugzeuges aus bedient werden kann. An einem Arm des Winkelhebels 25 ist dabei die Klappe 22 befestigt.According to the invention, a preferably thin, profiled flap 22 is provided between the vertebrae to stabilize the rear stagnation point 17. As shown, this flap can be pivotable about a bearing point 24 on the wing 1. For this purpose, a lever arrangement is provided which consists of an angle lever 25 and a push rod 27 connected to a further linkage (not shown here), the push rod 27 being able to be operated by the pilot of an aircraft. The flap 22 is attached to one arm of the angle lever 25.

Die Wirkungsweise der dargestellten Profilausführung ist folgende: Wird der Tragflügel angeströmt, so bilden sich an der Profilober- bzw. Profilunterseite 2 bzw. 3 die durch die Stromlinien 18' bzw. 20' angedeutete Strömung aus. An den Abreißkanten 4 bzw. 5 reißt die Strömung ab, und es entsteht in dem durch die konkav verlaufende Fläche 7 gebildeten Raum ein oberer und ein unterer Wirbel 12 bzw. 13, die die Aufgabe übernehmen, den fehlenden Teil des Profils zu ersetzen. Durch entgegengesetzte Drehung des oberen gegenüber dem unteren Wirbel werden die freien Grenzstromlinien 18 bzw. 20 stabilisiert.The mode of operation of the profile design shown is as follows: If the air flow hits the wing, the flow indicated by the streamlines 18 'and 20' is formed on the top or bottom side 2 or 3 of the profile. At the tear-off edges 4 and 5, the flow breaks off, and an upper and a lower vortex 12 and 13 are created in the space formed by the concave surface 7, which take on the task of replacing the missing part of the profile. The free boundary flow lines 18 and 20 are stabilized by the opposite rotation of the upper with respect to the lower vortex.

In gewissen Fällen kann es erforderlich sein, die beiden sich ausbildenden Wirbel 12 bzw. 13 durch Absaugung längs der konkaven Fläche 7 und bzw. oder in unmittelbarer Nähe der Wirbelkerne 14 bzw. 15 zu stabilisieren. Zu diesem Zweck sind in das Profil Kanäle 30 und 31 eingearbeitet, deren Öffnungen 32 bzw. 33 in den durch die konkav verlaufende Fläche 7 gebildeten Raum im oberen und unteren Teil münden.In certain cases it may be necessary to stabilize the two vertebrae 12 and 13 that are forming by suction along the concave surface 7 and / or in the immediate vicinity of the vertebral cores 14 and 15, respectively. For this purpose, channels 30 and 31 are worked into the profile, the openings 32 and 33 of which open into the space formed by the concave surface 7 in the upper and lower part.

Es kann also durch den erfindungsgemäß ausgebildeten Tragflügel eine Profildicke vorgesehen werden, die eine wesentliche Verbesserung der Auftriebswerte bei brauchbaren Widerstandswerten ergibt und darüber hinaus bis zu einer bestimmten Dicke einen günstigen maximalen Auftriebswert liefert.It can therefore by the wing designed according to the invention a Profile thickness can be provided, which significantly improves the lift values at useful resistance values and beyond that up to a certain value Thickness provides a favorable maximum lift value.

Claims

Claims: 1. Airfoil profile for aircraft, characterized in that the profile has a truncated shape with one or more indentations on its rear edge instead of an acute-angled course, the end surface (7) of which with the profile top and the profile bottom (2 or 3) Forms symmetrical or approximately symmetrical cutting edges (4 or 5) for the formation of one vertebra (12 or 13) assigned to the top or bottom side (2 or 3) of the profile, the vertebrae being opposite to one another and based on the Rotate the adjacent area of vortex and external flow (18 ' or 20') in the direction of the external flow, a guide body (22) being provided between the vortices to stabilize the rear stagnation point (17).

2. airfoil profile according to claim 1, characterized in that that to stabilize the vertebrae (12 or 13) in the indentation means (30, 31, 32, 33) are provided for sucking off part of the vortex flow.

3. Airfoil profile according to claim 1 and 2, characterized in that the suction of the flow through corresponding openings (32 or 33) in the concave end surface (7) takes place.

4. airfoil profile according to claim 1 to 3, characterized in that the guide body is formed by a flow profile having, thin and about an axis (24) at right angles to the profile plane pivotable on the wing (1) mounted flap (22).

5. airfoil profile according to claim 1 to 4, characterized in that the Suction takes place in the vicinity of the vertebral cores (14,15) of the vertebrae (12, 13). Into consideration Drawn pamphlets: French patents nos. 958 682, 1309185.