DE19528229A1 - Rotorblatt eines Drehflügel-Flugzeuges - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Rotorblatt eines Drehflügel-Flug­ zeuges, insbesondere einen Tragflügelquerschnitt bzw. ein Tragflügelprofil eines Rotorblattes für ein Drehflügel-Flug­ zeug mit einem kleinen Widerstandsbeiwert bei kleinen Mach­ zahlen.

Von der NACA, d. h. der früheren NASA (National Aeronautics and Space Administration) der Vereinigten Staaten von Ameri­ ka entwickelte Tragflügelprofile werden weithin eingesetzt.

Die Tragflügelprofile NACA0012 und NACA23012 sind typische Vertreter unter den von der NACA entwickelten Tragflügelpro­ filen.

Die Anmelderin der vorliegenden Anmeldung hat Tragflügelpro­ file verbesserter Leistung im US-Patent 5,344,102 vorge­ schlagen. Diese früher vorgeschlagenen Tragflügelprofile hatten einen maximalen Auftriebsbeiwert C_lmax und eine kriti­ sche Machzahl (zero-lift drag divergence Mach number) M_dd, die größer als diejenigen der NACA-Tragflügelprofile sind. In den Fig. 11A bis 11E sind Tragflügelprofile U896H-10, U896H-10UR, U896H-08, U896H-09 und U896H-12 gemäß US-PS 5,344,102 dargestellt. Da die obere Kontur und die untere Kontur aller dieser Tragflügelprofile im wesentlichen symme­ trisch in einem Bereich zwischen Koordinaten entsprechend etwa 30 bis 90% der Profilsehnenlänge sind, ist das abwärts gerichtete Eigenneigungs- oder nickmoment über den Tragflü­ gelquerschnitt im Vergleich zu Eigennickmomenten von typi­ schen konvex gekrümmten Tragflügelprofilen klein. Demgemäß können die gezeigten Tragflügelprofile die Belastung eines Verstellmechanismus zum Verändern des Nick- oder Neigungs­ winkels des Rotorblattes eines Drehflügel-Flugzeuges sowie Schwingungen aufgrund der Veränderung des Nickmomentes wäh­ rend der Rotation des Rotorblattes vermindern.

Fig. 12 zeigt das Leistungsvermögen der NACA0012- und NACA23012-Tragflügelprofile sowie der in US-PS 5,344,102 vorgeschlagenen Tragflügelprofile, bei denen der maximale Auftriebskoeffizient C_lmax bei einer Machzahl von 0,4 in Or­ dinatenrichtung gesehen an einem höher gelegenen Punkt liegt und die kritische Machzahl M_dd in Abszissenrichtung gesehen weiter rechts liegt. Wie aus Fig. 12 hervorgeht, sind die kritischen Machzahlen M_dd der Tragflügelprofile nach US-PS 5,344,102 größer als diejenigen der Tragflügelprofile NACA0012 und NACA23012, was das exzellente Leistungsvermögen der Tragflügelprofile nach US-PS 5,344,102 dokumentiert.

Ein innerer Flügelabschnitt, d. h. der Fußabschnitt, des Rotorblattes des Drehflügel-Flugzeuges und ein äußerer Flü­ gelabschnitt, d. h. der Blattspitzenabschnitt, des Rotor­ blattes sind im Betrieb unterschiedlichen Luftströmungsbe­ dingungen ausgesetzt. Es ist daher in einigen Fällen un­ zweckmäßig, gleiche Tragflügelprofile, wie sie früher von der Anmelderin vorgeschlagen wurden, für alle Querschnitte der Rotorblätter zu verwenden. Die Strömungsgeschwindigkeit der Luft am inneren Flügelabschnitt eines Rotorblattes ist kleiner als diejenige am äußeren Flügelabschnitt, und die Betriebs-Machzahl am inneren Abschnitt ist vergleichsweise klein. Daher sind die Anforderungen an den inneren Abschnitt eines Rotorblattes bezüglich der kritischen Machzahl (drag divergence Mach number) nicht sehr hoch. Allgemein ist der maximale Auftriebskoeffizient C_lmax eines Tragflügelquer­ schnittes im Bereich kleiner Machzahlen vergleichsweise groß, während der maximale Auftriebskoeffizient C_lmax nicht sehr groß zu sein braucht. Daher ist eine Verbesserung der Widerstandscharakteristik des inneren Abschnittes eines Ro­ torblattes bei Schwebeflugbedingungen, unter denen die Nach­ zahl bei etwa 0,6 und der Auftriebskoeffizient bei etwa 0,6 liegen, wichtiger als die Erhöhung des maximalen Auftriebs­ koeffizienten und der kritischen Machzahl, und eine Verrin­ gerung des Widerstandskoeffizienten bei solchen Strömungs­ bedingungen ist wünschenswert.

Wenngleich die Tragflügelprofile nach US-PS 5,344,102 je­ weils einen großen maximalen Auftriebskoeffizienten C_lmax und/oder eine große kritische Machzahl M_dd haben, zeigt der Widerstandskoeffizient eine Zunahmetendenz, wenn der Auf­ triebskoeffizient 0,6 oder mehr bei einer Machzahl von etwa 0,6 beträgt, und der Tragflügelquerschnitt des inneren Flü­ gelabschnittes des Rotorblattes beläßt Raum zur Verbesserung.

Demnach liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein Rotor­ blatt für ein Drehflügel-Flugzeug zu schaffen, das einen Profilquerschnitt mit kleinem Widerstandskoeffizient, großem maximalen Auftriebskoeffizient, großer kritischer Machzahl und einem kleinen Neigungs- bzw. Nickmoment bei einer Mach­ zahl von etwa 0,6 und einem Auftriebskoeffizienten von etwa 0,6 hat.

Zur Lösung dieser Aufgabe sieht die Erfindung ein Rotorblatt für ein Drehflügel-Flugzeug gemäß Patentanspruch 1 vor, das ausgehend von dem Tragflügelprofil U896H-10 nach US-PS 5,344,102 unter Optimierung der Koordinaten der Profilober­ seite des Tragflügelprofiles durch Erhöhen der Blattstärke, Verlagern der Position der maximalen Blattstärke nach hin­ ten, Konzentrieren der Krümmungsverteilung auf den mittleren Abschnitt und Krümmen eines an die ablaufende Kante angren­ zenden Bereiches in eine obere konkave Gestalt entwickelt wurde.

Grundsätzlich sind die Koordinaten der Profilunterseite des Tragflügelprofils gemäß der Erfindung gleich wie bei dem Tragflügelprofil U896H-10. Daher ist die kritische Machzahl vergleichsweise groß. Da die Koordinaten der oberen auflau­ fenden Kante des Tragflügelprofils bei der Erfindung grund­ sätzlich gleich wie bei dem Tragflügelprofil U896H-10 sind, ist der maximale Auftriebskoeffizient des Tragflügelprofils gemäß der Erfindung vergleichsweise groß.

Da die Koordinaten der Profiloberseite des Tragflügelprofils so bestimmt sind, daß im Vergleich zum Tragflügelprofil U896H-10 die Blattstärke vergrößert, die Stelle der maxima­ len Blattstärke nach hinten verlagert und die Krümmungsver­ teilung auf den mittleren Abschnitt konzentriert sind, ist die Spitze des Unterdrucks benachbart der auflaufenden Kante vermindert, und der Widerstand, der auf das Rotorblatt bei einer Machzahl von etwa 0,6 und einem Auftriebskoeffizient von etwa 0,6 wirkt, kann vermindert werden. Da die Koordina­ ten der Oberseite des Tragflügelprofils so bestimmt sind, daß die Krümmungen in einem Abschnitt angrenzend an die ab­ laufende Kante klein sind und ein Abschnitt angrenzend an die ablaufende Kante konkav gekrümmt ist, ist das Neigungs- bzw. Nickmoment nach abwärts vermindert.

Die kombinierte Wirkung der erwähnten Verbesserungen schafft ein Rotorblatt für ein Drehflügel-Flugzeug, das einen klei­ nen Widerstand bei einer Machzahl von etwa 0,6 und einem Auftriebskoeffizienten von etwa 0,6 sowie ein kleines vorn nach abwärts gerichtetes Nickmoment (nose-down pitching mo­ ment) sowie einen vergleichsweise großen maximalen Auf­ triebskoeffizient und eine vergleichsweise große kritische Machzahl aufweist.

Die Erfindung ist im folgenden anhand schematischer Zeich­ nungen an Ausführungsbeispielen mit weiteren Einzelheiten näher erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 eine perspektivische Darstellung zur Erläute­ rung der Beziehung zwischen dem Anstellwinkel und der Machzahl einer auf den äußeren Teil und den inneren Teil eines Rotorblattes eines Dreh­ flügel-Flugzeuges wirkenden Luftstromes bei Vorwärtsflug des Drehflügel-Flugzeuges;

Fig. 2 ein Diagramm mit der Veränderung des Wider­ standskoeffizienten mit der Machzahl;

Fig. 3 eine perspektivische Darstellung zur Erläute­ rung der Beziehung zwischen dem Anstellwinkel und der Machzahl einer auf den äußeren Teil und den inneren Teil eines Rotorblattes eines Dreh­ flügel-Flugzeuges wirkenden Luftstromes bei Schwebeflug des Drehflügel-Flugzeuges;

Fig. 4 ein Tragflügelprofil eines Rotorblattes einer ersten Ausführung der Erfindung;

Fig. 5 ein Diagramm mit den Druckverteilungen über dem Tragflügelprofil des Rotorblattes bei der er­ sten Ausführung der Erfindung und bei einem Tragflügelprofil eines konventionellen Rotor­ blattes;

Fig. 6 ein Diagramm mit dem Verlauf des Auftriebskoef­ fizienten des Tragflügelprofils des Rotorblat­ tes;

Fig. 7 ein Diagramm, welches das Leistungsvermögen der Tragflügelprofile darstellt, wobei der maximale Auftriebskoeffizient C_lmax bei einer Machzahl von 0,4 nach oben positiv und eine kritische Mach­ zahl M_dd auf der Abszisse nach rechts positiv aufgetragen sind;

Fig. 8 das Tragflügelprofil eines Rotorblattes in ei­ ner zweiten Ausführung gemäß der Erfindung;

Fig. 9 das Tragflügelprofil eines Rotorblattes in ei­ ner dritten Ausführung gemäß der Erfindung;

Fig. 10 das Tragflügelprofil eines Rotorblattes in ei­ ner vierten Ausführung gemäß der Erfindung;

Fig. 11A, 11B, 11C, 11D und 11E Tragflügelprofile herkömmlicher Rotorblätter und

Fig. 12 ein Diagramm, in dem das Leistungsvermögen von Tragflügelprofilen dargestellt ist, wobei der maximale Auftriebskoeffizient C_lmax auf der Ordi­ nate positiv nach oben und die kritische Mach­ zahl M_dd auf der Abszisse positiv nach rechts aufgetragen sind.

Ein Merkmal der vorliegenden Erfindung besteht in der Quer­ schnitts- bzw. Profilgestalt eines Rotorblattes für ein Drehflügel-Flugzeug. Der äußere Flügelabschnitt und der in­ nere Flügelabschnitt sind unterschiedlichen Strömungsbedin­ gungen ausgesetzt. Die Leistungsanforderungen an das Trag­ flügelprofil des Rotorblattes für ein Drehflügel-Flugzeug seien hier allgemein vor der Beschreibung der bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung beschrieben.

Fig. 1 zeigt die Beziehung zwischen dem Anstell- bzw. An­ griffswinkel und der Machzahl einer Luftströmung, die aktu­ ell auf den äußeren Abschnitt und den inneren Abschnitt ei­ nes Rotorblattes eines Drehflügel-Flugzeuges bei Vorwärts­ flug einwirkt, wobei der Pfeil P die Flugrichtung des Dreh­ flügel-Flugzeuges, der Pfeil R die Drehrichtung des Rotor­ blattes, die Kurve A die zeitliche Veränderung der Beziehung zwischen dem Angriffswinkel und der Machzahl der auf den äußeren Flügelabschnitt des Rotorblattes einwirkenden Luft­ stroms bei der Bewegung zwischen den Positionen a und a′ und die Kurve B die zeitliche Veränderung der Beziehung zwischen dem Anstell- oder Angriffswinkel und der Machzahl der auf den inneren Flügelabschnitt des Rotorblattes einwirkenden Luftstroms bei einer Bewegung zwischen den Positionen b und b′ bezeichnen.

Wie durch die Kurven A und B angedeutet, ist die Strömungs­ geschwindigkeit groß, wenn bei Rotorblattbewegung in Flug­ richtung P der äußere Flügelabschnitt in der Position a und der innere Flügelabschnitt in der Position b sich befinden, und die Strömungsgeschwindigkeit ist klein, wenn bei Rotor­ blattbewegung in Richtung entgegengesetzt zur Flugrichtung P der äußere Flügelabschnitt in der Position a′ und der innere Flügelabschnitt in der Position b′ sich befinden, und zwar aufgrund der Drehbewegung des Rotorblattes in der Drehrich­ tung R. Der Anstellwinkel muß verringert werden, wenn der äußere Flügelabschnitt und der innere Flügelabschnitt des Rotorblattes sich in den Positionen a und b befinden, wo die Strömungsgeschwindigkeit groß ist, weil ein hoher dynami­ scher Druck auf das Rotorblatt einwirkt. Der Anstellwinkel muß vergrößert werden, wenn der äußere Flügelabschnitt und der innere Flügelabschnitt des Rotorblattes sich in den Po­ sitionen a und b′ befinden, wo die Strömungsgeschwindigkeit niedrig ist, weil auf das Rotorblatt ein niedriger dynami­ scher Druck einwirkt. Dies bedeutet, daß das Tragflügelpro­ fil eine große kritische Machzahl haben muß, um das Anstei­ gen des Widerstandes aufgrund einer hohen Machzahl bei einer Flugbedingung zu vermeiden, bei der die Strömungsgeschwin­ digkeit groß und der Anstellwinkel klein ist, während das Tragflügelprofil einen großen maximalen Auftriebskoeffizien­ ten haben muß, um Abreißen der Strömung bei kleiner Strö­ mungsgeschwindigkeit und großem Anstellwinkel zu vermeiden.

Die kritische Machzahl (drag divergence Mach number) ist eine vorbestimmte Machzahl, bei welcher der Widerstandskoef­ fizient des Rotorblattes steil anzusteigen beginnt, wenn die Strömungsgeschwindigkeit über die vorbestimmte Machzahl hin­ aus anwächst, wie in Fig. 2 gezeigt. Genauer gesagt ist die kritische Machzahl definiert als die an einem Punkt C herr­ schende Machzahl, bei der das Verhältnis dC_d/dM = 0,1 ist, worin C_d der Widerstandskoeffizient und M die Machzahl bedeu­ ten.

In Fig. 3, welche die Beziehung zwischen dem Anstellwinkel und der Machzahl der aktuell auf einen äußeren Flügelab­ schnitt und einen inneren Flügelabschnitt des Rotorblattes eines Drehflügel-Flugzeuges wirkenden Strömungen bei Schwe­ beflug zeigt, wobei die Vorwärtsgeschwindigkeit Null ist und der Pfeil R allein die Drehgeschwindigkeit des Rotorblattes bezeichnet, gibt Punkt A die Beziehung zwischen dem Anstell­ winkel und der Machzahl der auf den äußeren Abschnitt des Rotorblattes bei der Bewegung zwischen den Positionen a und a′ wirkenden Luftströme an, und Punkt B gibt die Beziehung zwischen dem Anstellwinkel und der Machzahl der auf den in­ neren Abschnitt des Rotorblattes bei der Bewegung zwischen den Positionen b und b′ wirkenden Luftströme an.

Wenn das Drehflügel-Flugzeug sich im Schwebeflug befindet, verändert sich die Beziehung zwischen dem Anstellwinkel und der Machzahl zeitlich nicht, was von der Beziehung zwischen diesen Größen bei Vorwärtsflug des Drehflügel-Flugzeuges abweicht. Daher müssen auf das Rotorblatt an verschiedenen radialen Stellen wirkende Widerstände aufgrund unterschied­ licher Strömungen vermindert werden, um die Schwebeleistung zu verbessern. Das Neigungs- oder Nickmoment des Rotorblat­ tes eines Drehflügel-Flugzeuges muß klein sein, um Schwin­ gungen aufgrund der Veränderung des Nickmomentes zu vermin­ dern und ferner die Belastung des Neigungswinkel-Verstell­ mechanismus zu verringern.

Das gewünschte Leistungsvermögen des inneren Flügelabschnit­ tes des Tragflügelprofils eines Rotorblattes eines Drehflü­ gel-Flugzeuges ist im folgenden beschrieben. Wie Fig. 1 deutlich macht, ist die Strömungsgeschwindigkeit am inneren Flügelabschnitt des Rotorblattes kleiner als diejenige am äußeren Flügelabschnitt bei Vorwärtsflug des Drehflügel- Flugzeuges. Somit sind die Anforderungen bezüglich der kri­ tischen Machzahl M_dd nicht sehr hoch. Da der maximale Auf­ triebskoeffizient C_lmax groß ist, wenn die Machzahl klein ist, sind die Anforderungen bezüglich des maximalen Auftriebsko­ effizienten C_lmax nicht sehr bedeutsam. Daher ist die Wider­ standscharakteristik der Querschnittsform am inneren Flüge­ labschnitt des Tragflügelprofils des Rotorblattes wichtig bei einer Strömungsbedingung für Schwebeflug, wenn die Mach­ zahl etwa 0,6 und der Auftriebskoeffizient etwa 0,6 betra­ gen, und der Widerstandskoeffizient des Tragflügelprofiles muß unter solchen Strömungsbedingungen klein sein.

Fig. 4 zeigt die Querschnittsgestalt eines Tragflügelprofils U926H-12 einer ersten Ausführung der Erfindung für das Ro­ torblatt eines Drehflügel-Flugzeuges. Der Querschnitt des Rotorblattes des Tragflügelprofiles U926H-12 hat eine Grund- Blattstärke von 12% der Profillänge, gemessen von der auf­ laufenden Kante zu einem Punkt bei 100% der Profillänge und ist durch die in Tabelle 1 (s. S. 15) aufgelisteten Koordi­ naten beschrieben.

Wie Fig. 4 zeigt, repräsentieren X_U und X_L horizontale Ab­ stände von der auflaufenden Kante des Tragflügelprofils längs der Profilsehne, C bezeichnet die Profilsehnenlänge des Tragflügelprofils, Y_U bezeichnet den vertikalen Abstand eines Punktes auf der Profiloberseite von der Profilsehne, und Y_L repräsentiert den vertikalen Abstand eines Punktes auf der Profilunterseite von der Profilsehne.

Die Gestalt eines Abschnittes der Profilunterseite des Trag­ flügelprofils U926H-12 in einem Bereich I (Fig. 4) ist grundsätzlich gleich wie diejenige des entsprechenden Ab­ schnittes der Unterseite des früher von der Anmelderin im US-Patent 5,344, 102 vorgeschlagenen Tragflügelprofiles U896H-10, so daß eine vergleichsweise große kritische Mach­ zahl gewährleistet ist. Die Gestalt des Abschnittes der Pro­ filoberseite im Bereich III (Fig. 4) vermindert die Unter­ druckspitze an der auflaufenden Kante, wenn die Machzahl etwa 0,6 und der Auftriebskoeffizient etwa 0,6 betragen, und vermindert den Widerstand, wenn die Machzahl etwa 0,6 und der Auftriebskoeffizient etwa 0,6 betragen, weil im Ver­ gleich zum Tragflügelprofil U896H-10 der Tragflügelprofil­ querschnitt des Rotorblattes bei dieser Ausführung eine er­ höhte Blattstärke aufweist, wobei das Maximum der Blattstär­ ke nach rückwärts verlagert und die Krümmungsverteilung auf einen Bereich zwischen der auflaufenden Kante und dem mitt­ leren Abschnitt konzentriert sind. Da Abschnitte der oberen Profilkontur nahe der ablaufenden Kante im Bereich III (Fig. 4) kleine Krümmungen und einen an die ablaufende Kante an­ grenzenden Abschnitt in einem Bereich IV (Fig. 4) mit kon­ kaver Krümmung haben, ist das abwärtsgerichtete Nickmoment klein.

Eine geschätzte Druckverteilung auf dem Tragflügelprofil U926H-12 bei einer Machzahl 0,6 und einem Auftriebsbeiwert von 0,6 ist durch die Kurve A in Fig. 5 wiedergegeben, wobei eine Kurve B die Druckverteilung des Tragflügelprofils U896H-10 repräsentiert. Wie sich aus dem Vergleich der Kur­ ven A und B nach Fig. 5 ergibt, ist die nächst der auflau­ fenden Kante des Tragflügelprofils U926H-12 erscheinende Unterdruckspitze vergleichsweise klein. Die Verringerung der Unterdruckspitze nächst der auflaufenden Kante vermindert den auf das Rotorblatt wirkenden Widerstand bei einer Mach­ zahl von etwa 0,6 und einem Auftriebsbeiwert von etwa 0,6.

Fig. 6 ist ein Diagramm, welches eine für das Verhältnis aus Auftrieb und Widerstand charakteristische Kurve A für das Tragflügelprofil U926H-12 des Rotorblattes sowie eine ent­ sprechende Kurve B für das Tragflügelprofil U896H-10 gemäß US-PS 5,344,102 darstellt. In Fig. 6 sind der Auftriebskoef­ fizient C_l längs der Ordinaten und der Widerstandsbeiwert C_d längs der Abszissen aufgetragen, und die Machzahl beträgt 0,6. Wie Fig. 6 zeigt, hat das Tragflügelprofil U926H-12 einen kleinen Widerstandsbeiwert im Vergleich zum bekannten Tragflügelprofil U896H-10 bei einer Machzahl von 0,6 und einem Auftriebsbeiwert von 0,6 oder darüber.

Fig. 7 zeigt das Leistungsvermögen der Tragflügelprofile NACA0012, NACA23012, der Tragflügelprofile gemäß US-PS 5,344,102 (U896H-10, U896-10UR, U896H-08, U896H-09 und U896H-12) sowie des Tragflügelprofils U926H-12 des Rotor­ blattes nach der vorliegenden Ausführung der Erfindung, wo­ bei der maximale Auftriebsbeiwert C_lmax bei einer Machzahl von 0,4 längs der Ordinaten und eine kritische Machzahl M_dd längs der Abszissen aufgetragen sind. Gemäß Fig. 7 sind der maxi­ male Auftriebsbeiwert und die kritische Machzahl des Trag­ flügelprofils U926H-12 kleiner als die entsprechenden Werte nach US-PS 5,344,102 und größer als die entsprechenden Werte für die Tragflügelprofile NACA0012 und NACA23012. Somit hat das Tragflügelprofil U926H-12 des Rotorblattes nach der Er­ findung einen vergleichsweise großen maximalen Auftriebsbei­ wert und eine vergleichsweise große kritische Machzahl, wo­ bei diese Werte den großen maximalen Auftriebsbeiwerten und kritischen Machzahlen bei den Tragflügelprofilen nach US-PS 5,344,102 bis zu einem gewissen Ausmaß vergleichbar sind. Die geringen Krümmungen in einem an die ablaufende Kante angrenzenden Abschnitt der Profiloberseite vermindern das abwärtsgerichtete Neigungs- oder Nickmoment in der gleichen Größenordnung wie bei dem Tragflügelprofil U896H-10 nach US- PS 5,344,102.

Fig. 8 zeigt ein Tragflügelprofil U926-12UR eines Rotorblat­ tes einer zweiten Ausführung nach der Erfindung. Die Gestalt desjenigen Abschnittes des Tragflügelprofils U926H-12UR zwi­ schen der auflaufenden Kante und einer Stelle entsprechend 95% der Profilsehnenlänge ist gleich wie diejenige des ent­ sprechenden Abschnittes des Tragflügelprofiles U926H-12. Die ablaufende Kante des Tragflügelprofiles U926H-12UR ist be­ züglich der ablaufenden Kante des Tragflügelprofils U926H-12 nach der ersten Ausführung um 0,321% (das Verhältnis des Zuwachses von Y_U und Y_L bei 100% Profilsehnenlänge bezogen auf die Profilsehnenlänge C) angehoben, wodurch das Nei­ gungsmoment des Tragflügelprofils U926H-12UR des Rotorblat­ tes nach der zweiten Ausführung bei einer Machzahl von 0,6 und einem Strömungszustand bei Null-Auftrieb im wesentlichen auf Null zurückgeführt ist. Die Grund-Stärke des Tragflügel­ profils U926H-12UR liegt bei 12% der Profilsehnenlänge, und das Tragflügelprofil U926H-12UR wird durch die in Tabelle 2 (s. S. 16) aufgelisteten Koordinaten wiedergegeben.

Die Fig. 9 und 10 zeigen die Querschnitte eines Rotorblattes eines Tragflügelprofiles U926H-08 einer dritten Ausführung und eines Rotorblattes eines Tragflügelprofils U926H-10 ei­ ner vierten Ausführung der Erfindung. Die Koordinaten und der Tragflügelprofile U926H-08 und U926H-10 sind durch Multiplizieren der entsprechenden Y_U- und Y_L-Koordinaten der Tragflügelprofile U926H-12 des Rotorblattes nach der ersten Ausführung mit Koeffizienten 8/12 und 10/12 gewonnen.

An die ablaufenden Kanten der Tragflügelprofile U926H-12, U926H-12UR, U926H-08 und U926H-10 anschließende Abschnitte sind leicht konkav nach oben gekrümmt (um etwa 0,3% der Profilsehnenlänge für das Tragflügelprofil U926H-12UR), um die Neigungs- oder Nickmomente im wesentlichen auf Null zu bringen oder sogar die Tragflügelprofile zum Erzeugen eines aufwärts gerichteten Nickmomentes zu veranlassen. Wenn eine gewisse Beeinflussung des abwärts gerichteten Nickmomentes zulässig ist, kann der maximale Auftriebskoeffizient des Tragflügelprofiles weiter durch geringes Absenken eines Ab­ schnitts des Tragflügelprofiles angrenzend an die ablaufende Kante erhöht werden.

Wenngleich die Y_U- und Y_L-Koordinaten der Tragflügelprofile U926H-08 und U926H-12 durch Multiplizieren der entsprechen­ den Y_U- und Y_L-Koordinaten des Tragflügelprofils U926H-12 mit den Koeffizienten 8/12 bzw. 10/12 gewonnen sind, sind diese Koeffizienten nicht darauf beschränkt; die Y_U- und Y_L-Koor­ dinaten von Tragflügelprofilen gleichen Leistungsvermögens wie die vorbeschriebenen Tragflügelprofile der Rotorblätter gemäß der Erfindung können durch Multiplizieren der entspre­ chenden Y_U- und Y_L-Koordinaten des Tragflügelprofiles U926H- 12UR mit einem Faktor einer Größenordnung im Bereich von 5/12 bis zu 15/12 bestimmt werden.

Wie sich aus der vorangehenden Beschreibung ergibt, sind die Formen der Profilunterseite und der ablaufenden Kante des Tragflügelprofils des Rotorblattes nach der Erfindung so beschaffen, daß sie eine große kritische Machzahl und einen großen maximalen Auftriebsbeiwert gewährleisten, wobei der Widerstandskoeffizient bei einer Machzahl von etwa 0,6 und einen Auftriebskoeffizient von etwa 0,6 durch Verlagern der Position der maximalen Blattstärke nach hinten und durch Konzentrieren der Krümmungsverteilung auf den mittleren Ab­ schnitt des Tragflügelprofils verringert wird.

Ein Tragflügelprofil, das ein Nickmoment von im wesentlichen Null oder sogar ein aufwärts gerichtetes Nickmoment erzeugt, kann leicht durch Kombinieren des Hauptabschnittes des Trag­ flügelprofils gemäß der Erfindung und des an die ablaufende Kante angrenzenden gekrümmten Abschnittes gebildet werden.

Es ist ferner möglich, ein Tragflügelprofil zum Schaffen der Profilquerschnitte eines Rotorblatts für ein Drehflügel- Flugzeug an verschiedenen radialen Positionen mit optimalem Leistungsvermögen und -eigenschaften vorzusehen, indem man einen an die ablaufende Kante anschließenden Abschnitt des Tragflügelprofiles geringförmig aufwärts oder abwärts krümmt und die Blattstärke sorgfältig durch Multiplizieren der Y_U- und Y_L-Koordinaten mit einem Koeffizienten feinabstimmt.

Tabelle 1

Tabelle 2

Claims (4)

1. Rotorblatt für ein Drehflügel-Flugzeug mit einer Grund- Blattstärke bei 12% der Profilsehnenlänge und einem Ab­ schnitt zwischen der auflaufenden Kante und etwa 90% der Profilsehnenlänge, der durch einen Tragflügelquerschnitt mit den folgenden Koordinaten bestimmt ist: wobei X_U, X_L die Abstände von der auflaufenden Kante des Tragflügelquerschnittes längs der Profilsehne, Y_U den vertikalen Abstand der Profilsehne von einem Punkt auf der Oberseite des Tragflügelquerschnittes und Y_L den ver­ tikalen Abstand der Profilsehne von einem Punkt auf der Unterseite des Tragflügelquerschnittes bedeuten.

2. Rotorblatt für ein Drehflügel-Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der vertikale Abstand der Profilsehne von einem Punkt auf der Oberseite des Tragflügelquerschnittes bzw. der vertikale Abstand der Profilsehne von einem Punkt auf der Unterseite des Tragflügelquerschnittes bei etwa 95% der Profilsehnen­ länge, gemessen ab der auflaufenden Kante, 0,692% der Profilsehnenlänge bzw. -0,838% der Profilsehnenlänge betragen, und daß ein an die ablaufende Kante angrenzen­ der Abschnitt so gekrümmt ist, daß der vertikale Abstand der Profilsehne von einem Punkt auf der Oberseite des Tragflügelquerschnittes bzw. der vertikale Abstand der Profilsehne von einem Punkt auf der Unterseite des Trag­ flügelquerschnittes bei etwa 100% der Profilsehnenlänge, gemessen ab der auflaufenden Kante, 0,150% der Profil­ sehnenlänge bzw. -0,150% der Profilsehnenlänge betragen.

3. Rotorblatt nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß der vertikale Abstand der Profil­ sehne von einem Punkt auf der Oberseite des Tragflügel­ querschnittes bzw. der vertikale Abstand der Profilsehne von einem Punkt auf der Unterseite des Tragflügelquer­ schnittes bei etwa 95% der Profilsehnenlänge, gemessen ab der auflaufenden Kante, 0,692% der Profilsehnenlänge bzw. -0,838% der Profilsehnenlänge betragen, und daß ein an die ablaufende Kante angrenzender Abschnitt so ge­ krümmt ist, daß der vertikale Abstand der Profilsehne von einem Punkt auf der Oberseite des Tragflügelquerschnittes bzw. der vertikale Abstand der Profilsehne von einem Punkt auf der Unterseite des Tragflügelquerschnittes bei etwa 100% der Profilsehnenlänge, gemessen ab der auflau­ fenden Kante, 0,471% der Profilsehnenlänge bzw. -0,171% der Profilsehnenlänge betragen.

4. Rotorblatt für ein Drehflügel-Flugzeug mit einem Tragflü­ gelquerschnitt mit vertikalen Abständen seiner Profilseh­ ne von Punkten auf der Oberseite bei Bruchteilen der Pro­ filsehnenlänge, wobei die vertikalen Abstände gleich den Produkten eines vorbestimmten Koeffizienten mit den ver­ tikalen Abständen der Profilsehnen von Punkten auf der Oberseite bei gleichen Bruchteilen der Profilsehnenlängen des Tragflügelquerschnitts gemäß Anspruch 2 oder 3 sind, und vertikalen Abständen der Profilsehne von Punkten auf der Unterseite bei Bruchteilen der Profilsehnenlänge, wobei diese vertikalen Abstände gleich den Produkten des gleichen Koeffizienten und der vertikalen Abstände der Profilsehne von Punkten auf der Unterseite bei gleichen Bruchteilen der Profilsehnenlängen des Tragflügelquer­ schnittes gemäß Anspruch 2 oder 3 sind.