DE2238248C2

DE2238248C2 - Rotorblatt für einen Hubschrauber

Info

Publication number: DE2238248C2
Application number: DE2238248A
Authority: DE
Inventors: David Thomas Monroe Conn. Balch
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1971-09-22
Filing date: 1972-08-03
Publication date: 1986-06-26
Also published as: MY7800257A; CA953276A; DE2238248A1; US3728045A; FR2153254A1; JPS4840198A; JPS5642520B2; IT967763B; GB1391939A; FR2153254B1

Description

(J1,018
(WcJ¹ 0,7313

wobei p_a der Vorderkantenradius des oberen Flügelprofilabschnittes gemessen von einem Punkt auf der Blattsehne und pz. der Vorderkantenradius des unteren Flügelprofilabschnittes gemessen von einem Punkt auf der Blattsehne ist und wobei die so festgelegten Werte von YJt, Yi/t, p„ und p_L einen Bereich von ±3% nicht überschreiten.

2. Rotorblatt nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Flügelprofil des Rotorblattes (12) in der durch die Blattspitze begrenzten äußeren Hälfte der Blattspannweite ^X(S) den Querschnitt gemäß dem Koordinatensystem und in der durch die Blattwurzel begrenzten inneren Hälfte der Blattspanriweite einen dickeren Querschnitt aufweist

3. Rotorblatt nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Flügelprofil des Rotorblattes (12) auf der gesamten Blattspannweite (S)den Querschnitt gemäß dem Koordinatensystem aufweist.

4. Rotorblatt nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Flügelprofil des Rotorblattspitzenteils (20) den Querschnitt gemäß dem Koordinatensystem hat und eine abnehmende Sehnenlänge (C) aufweist.

5. Rotorblatt nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß der zentrale Teil (22) eine relative Dicke von 9,5% und eine maximale relative Wölbung von 0,8 ± 0,05% in einem bis 30% der Sehnenlänge betragenden Bereich der WölbungsrücRlage aufweist und so geformt ist, daß er einen Rotorblattkippmomentenbeiwert innerhalb eines Bereiches von ± 0,03 vor Auftreten einer Momentendivergenz für sämtliche Machzahlen unter 0,75 aufweist.

Die Erfindung betrifft ein Rotorblatt für einen Hubschrauber.

Bei Hubschraubern werden die Rotorblätter üblicherweise nach den mit den Typenbezeichnungen des National Advisory Committee for Aeronautics (abgekürzt NACA) der USA übereinstimmenden Querschnitts- oder Flügelprofilformen (veröffentlicht in »Theory of Wing Sections«, I. Abbott und A. von Doenhoff, McGraw Hill Book Co., INC., 1949) hergestellt, insbesondere solche mit der Typenbezeichnung NACA 0012. Bei wenigen Hubschraubern sind Rotorblätter benutzt worden, die von dem Standardflügelprofil NACA 0012 abweichen.

Einige dieser Rotorblätter mit den vom Standardprofil 0012 abweichenden Flügelprofilformon werden in der Figurenbeschreibung näher erläutert und mit der Flügelprofilform des Rotorblattes nach der Erfindung verglichen. Die vom Standardprofil NACA 0012 abweichenden Flügelprofile sind nach dem NACA-System folgendermaßen bezeichnet: NACA 23008.75. NACA 23010-1.56 und NACA 21006.

Aufgabe der Erfindung ist es, die Auswirkungen von ungünstigen Strömungsverhältnissen am Rotorblatt im Vorwärtsflug bei minimaler Auftriebseinbuße und minimaler Widerstandserhöhung zu verringern, ohne dabei Stabilitätsprobleme zu schaffen.

Diese Aufgabe wird durch die im Kennzeichen des Patentanspruchs 1 angegebene Merkmale gelöst

Das nach der Erfindung ausgebildete Rotorblatt hat eine ausreichende Festigkeit, um die erforderlichen Rotorbelastungen aufnehmen zu können, und es minimiert die Nachteile, die sich beim Vorwärtsflug des Hubschraubers aufgrund der unterschiedlichen Auftriebskräfte am vorlaufenden und rücklaufenden Rotorblatt ergeben, so daß es zu einem minimalen Auftriebsverlust und zu einer minimalen Widerstandszunahme kommt und keine Instabilitätsprobleme erzeugt werden.

Die Forderung eines minimalen Auftriebsverlustes bei dem Flügelprofil wird dadurch erreicht, daß die Strömungsablösung an der Vorderkante und an der Hinterkante des Rotorblattes verzögert oder minimiert wird. Die Verzögerung der Strömungsablösung an der Vorderkante wird mit der erfindungsgemäßen Formgebung des Rotorblattes erreicht, durch die nachteilige Druckgradienten in dem Gebiet der Vorderkante verringert werden. Die Strömungsablösung an der Hinterkante wird dadurch minimiert, daß durch die erfindungsgemäße Formgebung des Rotorblattes die Flügelprofiloberflächenneigung und die hohen rückwärtigen Saugdrükke auf ein Minimum reduziert werden.

Gemäß der Erfindung hat das Rotorblatt eine besondere Querschnitts- oder Flügelprofilform, welche die Leistungsfähigkeit des Hubschraubers verbessert, indem der Rotorauftrieb vergrößert, der Roxorwiderstand verringert und die Divergenzmachzahl (d. h. die Machzahl, bei der sich der Luftwiderstand nachteilig auszuwirken beginnt) vergrößert wird Ein Hubschrauberrotor mit diesen Vorteilen ist darüber hinaus äußerst stabil.

In der Ausgestaltung der Erfindung nach Ansprach 5 sind Wölbung und Dicke des Rotorblattes so kombiniert, daß der Rotorblattauftrieb größer ist und außerdem das Rotorblattkippmoment und der Rotorblattwiderstand minimiert sind. Die maximale WölbungsrücRlage befindet sich vorzugsweise bei 27% der Sehnenlänge, wodurch geringe Rotorblattkippmomente erzeugt werden, ohne daß auf einen höheren maximalen Auftriebsbeiwert und auf günstige Divergenzkennwerte verzichtet wird.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnung näher beschrieben. Es zeigt

F i g. 1 eine schematische Darstellung eines Hubschrauberrotors, die das Rollmomentenproblem bei Hubschraubern im Vorwärtsflug zeigt, welches mit zunehmender Vorwärtsfluggeschwindigkeit zunimmt,

F i g. 2 ein Diagramm, das den Auftrieb sowie die Widerstandsdivergenz des Rotorblattes nach der Erfindung im Vergleich zu denen eines Standardrotorblattes NACA 0012 und der theoretischen Leistungsfähigkeit von einigen weiteren Flügelprofilen, die sich von dem Standardrotorblatt NACA 0012 unterscheiden,

F i g. 3 und 4 Diagramme, in denen das Rotorblatt nach der Erfindung mit den beiden am nächsten kommenden bekannten Rotorblättern unter dem Gesichtspunkt der Dickenverteilung bzw. der Wölbenverteilung verglichen wird.

F i g. 1 zeigt schematisch einen Hubschrauberrotor 10 mit einem exemplarisch herausgegriffenen Rotorblatt 12, das zur Drehung um eine Drehachse 16 an einer Rotornabe 14 befestigt ist Jedes Rotorblatt 12 weist einen mit der Nabe 14 verbundenen Wurzelteil 18, einen Spitzenteil 20, welcher am weitesten von der Rotordrehachse entfern' ist und deshalb die höchste Umdrehungsgeschwindigkeit aufweist, und einen sich zwischen dem Wurzelteil 18 und dem Spitzenteil 20 erstreckenden zentralen Te^:' 22 auf, der gemeinsam mit diesen die Rotorblattspannweite Sfestlegt Jedes Rotorblatt 12 hat eine Vorderkante 24, eine Hinterkante 26, eine Sehnenlänge Cund eine Dicke (nicht gezeigt) rechtwinkelig zu der Sehne. Das Rotorblatt 12 ist im Querschnitt flügelprofilförmig und erzeugt während der Drehung Auftrieb.

Im Schwebeflug drehen sich alle Rotorblätter mit derselben Geschwindigkeit und erzeugen deshalb bei gleiche/n Anstellwinkel denselben Auftrieb, so daß im Schwebeflug kein Rollmoment auftritt.

Im Vorwärtsflug tritt jedoch mit zunehmender Fluggeschwindigkeit ein immer stärkeres Rollmoment auf. Gemäß der Darstellung in F i g. 1 wird angenommen, daß der Hubschrauber mit der Machzahl (M) 03 vorwärts fliegt und daß sich jedes Rotorblatt 12 mit einer Drehgeschwindigkeit von Mach 0,6 bis 0,65 dreht. Die vorlaufenden Rotorblätter haben eine größere Relativgeschwindigkeit, weiche als Summe der Rotorblattdrehgeschwindigkeit und der Vorwärtsfluggeschwindigkeit, also Mach 0,9 bis 0,S5 entspricht. Umgekehrt haben die zurücklaufenden Blätter eine geringere Relativgeschwindigkeit da sie nun der Differenz zwischen der Rototblattgeschwindigkeit und der Hubschraubervorwärtsfluggeschwindigkeit oder gieich der Machzahl 03 bis 035 entspricht. Es ist außerdem zu beachten, daß der innere Teil A des zurücklaufenden Rotorblattes eine geringe oder keine Reiativgeschwindigkeit aufweist und deshalb wenig wirksamen Auftrieb erzeugt, so daß das angesprochene Rollmomentenproblem durch die Tatsache verstärkt wird, daß das zurücklaufende Rotorblatt nicht nur eine geringere Relativgeschwindigkeit als das vorlaufende Rotorblatt aufweist, sondern auch eine geringere effektive Auftriebserzeugungsfläche gegenüber dem vorlaufenden Rotorblatt hat. Aus diesen beiden Gründen erzeugt das vorlaufende Rotorblatt im Vorwärtsflug wesentlich mehr Au'trieb als das zurücklaufende Rotorblatt und es entsteht durch den Rotor 10 ein auf den Hubschrauber um die Hubschrauberlängsachse wirkendes Rollmoment.

Üblicherweise wird bei einem Hubschrauber diese Auftriebsungleichheit beseitigt, indem de;· Anstellwinkel (und somit der Auftrieb) des vorlaufenden Rotorblattes verkleinert und der Anstellwinkel (und somit der Auftrieb) des zurücklaufenden Rotorblattes vergrößert wird.

Bei dem im folgenden beschriebenen Rotorblatt nach der Erfindung wire ^ur Unterstützung dieser Rollmomentverringerung der flügelprofilförmige Querschnitt des Rotorblattes 12 selektiv so konturiert, daß der maximale Auftrieb bei mximaler Stabilitätsverringerung und minimalen Widerstand vergrößert wird.
Zum Verringern oder Minimieren dieser Auftriebsungleichheit ist es wesentlich, daß die vorlaufenden Rotor-

blätter periodisch auf einen kleinen Anstellwinkel und die zurücklaufenden Rotorblätter periodisch auf einen großen Anstellwinkel verstellt werden. Bei Verwendung des Flügelprofilquerschnittes des hier beschriebenen Rotorblattes ergibt sich für die mit hoher Machzahl vorlaufenden Rotorblätter ein lediglich kleiner Anstellwinkel bei minimalem Luftwiderstand, während sich für die mit reiativer kleiner Machzahl zurücklaufenden Rotorblätter ein großer Anstellwinkel ohne Strömungsabriß am Rotorblatt, bei welchem es sich um eine andere Form des Luftwiderstandes handelt, ergibt. Darüber hinaus ist das hier beschriebene Rotorblatt so konturiert, daß diese Wirkung erreicht wird, ohne daß starke Kippmomente oder eine Kippbewegung oder irgendeine andere Instabilität in dem Flügelprofil hervorgerufen werden.
Das Erzielen dieser erwünschten Flügelprofileigenschaften ist ein schwieriges Problem. Es ist beispielsweise bekannt, daß der Auftrieb der mit geringer Geschwindigkeit zurücklaufenden Rotorblätter durch Vergrößern der Rotorblattdicke bis zu einem Punkt gesteigert werden kann, wobei jedoch die Steigerung der Blattdicke starke Widerstandsprobleme in den vorlaufenden Rotorblättern erzeugen würde. Umgekehrt ist es bekannt, daß der Luftwiderstand an den mit hoher Geschwindigkeit vorlaufenden Rotorblättern durch Verringern von deren Dicke verringert werden kann, wobei jedoch die geringe Dicke der Rotorblätter starke nachteilige Auswirkungen auf den Auftrieb der langsameren zurücklaufenden Rotorblätter hat. Es ist demgemäß erforderlich, ein Rotorblatt mit einer Flügelprofilform herzustellen, das einen Kompromiß darstellt, so daß der Auftrieb der zurücklaufenden Rotorblätter vergrößert und gleichzeitig der Widerstand der vorlaufenden Rotorblätter minimiert wird.

rviiueis mathematischer Analyse, Experimenten und Analysier ei) der Teilergebnisse ist ein ΐ iubschrauberrotorblatt mit ausgewählter Querschnitts- oder Flügelprofilform entwickelt worden, das diese Forderungen erfüllt und dessen diesbezügliche Vorteile gegenüber dem Standardrotorblatt NACA 0012 und den eingangs erwähnten ähnlicheren Rotorbiattern erhalten bleiben können.

Es ist üblich, eine Flügelprofilform so zu beschreiben, daß die Orte der oberen Flügelprofilfläche und der unteren Flügelprofilfläche an einer Reihe von Stellen längs der Rotorblattsehne und der Vorderkantenradius definiert werden.

Die folgende Tabelle definiert das Flügelprofil des Rotorblattes nach der Erfindung für jede Rotorblattdicke:

Oberer Vorderkantenradius: (pjc)=(t/cß 1.108;
unterer Vorderkantenradius: (pi/c)=(t/cf 0,7313

wobei A"eine Stelle längs der Rotorblattsehne, Cdie Rotorblattsehnenlänge, Y„die Koordinate oder der Ort der oberen nügelprofilflache gemessen von der Rotorblattsehne an der Stelle X, Yl die Koordinate oder der Ort der unteren Flügelprofilfläche gemessen von der Rotorblattsehne an der Stelle X, t die maximale Rotorblattdicke, p_u der Radius der oberen Flügelprofilvorderkante gemessen von einem Punkt auf der Rotorblattsehne und pi_ der Radius der unteren Flügelprofilvorderkante gemessen von einem Punkt auf der Rotorblattsehne ist

Zum besseren Verständnis der oben angegebenen Tabelle ist es hilfreich, die hypotetische Situation zu nehmen, in welcher diese Tabelle benutz! wird, um einen Ort Y_u und Yl der oberen bzw. unteren Flügelprofilfläehe an einer besonderen Sehnenstelle A" für ein Rotorblatt ausgewählter Dicke und ausgewählter Sehnenlänge zu ermitteln. Das folgende Beispiel veranschaulicht die Benutzung der Tabelle zum Bestimmen des Ortes von Y_u und Yl für die Stelle mit dem Wert 0,0125 der Sehnenstrecke längs der Sehne beginnend an der Vorderkante für ein Rotorblatt mit einer maximalen Dicke von 50 mm und einer Sehnenlänge von 500 mm.

Der einzige Schritt, der zur Bestimmung von Y_u erforderlich ist, besteht darin, den Tabellenwert von YJt, der der Sehnenstelie mti dem Wert 0,0125 entspricht, d. h. 0,1863, mit der maximalen Biaitdickc, d. h. mit 50 rnrn zu multiplizieren, so daß sich ein Produkt von 93 mm ergibt. Dieses Produkt stellt den oberen Flügelprofilort, d. h. Yu dar. Demgemäß ist ermittelt worden, daß an einer Sehnenstelle mit dem Wert 0,0125 der obere Flügelprofilort Yj um 9,3 mm oberhalb der Rotorblattsehne liegt.

*x/c*	YJt	Wf
0.0125	0,1863	-0,1526
0,025	0.2779	-0,221
0,05	0,387	- 0,2993
0,075	0,45	- 03395
0,1	0,4926	-03642
0.15	0,5442	- 0,3937
0.2	0,5734	- 0,4087
0.25	0,5842	-0,4147
0.3	0,5815	-0,4122
0,4	0,5578	- 0,3959
0.5	0,5109	- 03627
0.6	0,4434	-0,3145
0,7	03553	- 0,2509
0.8	0,2486	-0,1745
0.9	0,13	-0,0909
0.975	0,0345	- 0,0244

Dieselbe Prozedur wird angewandt, um die Strecke Yl an der Sehnenstelle mit dem Wert 0,0125 zu ermitteln, und, weil die Tabellenwerte in der VVr-Spalte negativ sind, wird sich die so ermittelte Größe an der Sehnenstelle mit dem Wert 0,0125 unterhalb der Rotorblattsehne befinden. Durch Anwendung dieser Prozedur werden die Werte von Y_u und Yl für sämtliche in der X/C-Spalte angegebenen Sehnenstellen ermittelt.

Als nächstes müssen der Vorderkantenradius p„ der oberen Flügelprofilfläche und der Vorderkantenradius pl der unteren Flügelprofilfläche ermittelt werden. Zu diesem Zweck wird eine aus zwei Schritten bestehende Prozedur ausgeführt. In dem ersten Schritt wird das Verhältnis von maximaler Rotorblattdicke zur Sehnenlänge [l/r= 50/500 = 0,1] quadriert und mit der Größe 1,108 multipliziert, d. h. (0,l)² mal 1,108 gebildet, was 0,01108 ergibt. Dieses erste Produkt stellt den oberen Flügelprofilvorderkantenradius p_u dividiert durch die Sehnenlänge Cdar. Der zweite Schritt besteht darin, das erste Produkt mit der Sehnenlänge zu multiplizieren, d. h. 0,01108 mal 500 mm zu bilden, was das zweite Produkt von 5,5 mm ergibt, welches den oberen Flügelprofilflächenvorderkantenradius mit der Dimension der Sehnenlänge, nämlich Millimetern, ergibt und von einem Punkt auf der Sehne gilt. Der untere Vorderkantenradius /?/. wird auf dieselbe Weise berechnet.

Vorstehende Beschreibung zeigt, daß bei sämtlichen in den Spalten Y₁₁Zt und Y_L/t aufgeführten Größen eine Sehnenlänge von 1 angenommen ist. Wenn die Koordinaten für ein Rotorblatt zu bestimmen sind, das eine von 1 verschiedene Sehnenlänge hat, müssen die Tabellenwerte in jeder dieser beiden Spalten mit der Sehnenlänge entsprechend multipliziert werden.

Durch Verwendung der oben angegebenen Tabelle können die Koordinaten des Flügelprofilquerschnittes des interessierenden Rotorblattes ermittelt werden, und es ist festgestellt worden, daß die oben aufgezählten Vorteile mit diesem Profil noch erreicht werden, wenn die Tabellenwerte sich in einem Bereich von ±3% ändern.

Das hier beschriebene Rotorblatt hat die Flügelprofiltypenbezeichnung SC-1095, weil es nicht durch das Standard-NACA-Typenbezeichnungssystem beschrieben werden kann. In der oben angegebenen Typenbezeichnung, d. h. in SC-1095 bezeichnen die ersten beiden Ziffern, d. h. 1 und 0 die Tatsache, daß das Rotorblatt im Querschnitt so geformt sein muß, daß es theoretisch einen Auftriebsbeiwert von 0,10 bei einem Anstellwinkel von 0° erzeugt. Die dritte und die vierte Ziffer, d. h. 9 und 5 bezeichnen die Tatsache, daß das Rotorblatt ein Verhältnis t/C von Blattdicke zu Sehnenlänge von 9,5% hat. Die folgende Tabelle kann benutzt werden, um die oberen Fiügelprofilorte Y_u und die unteren Flügelprofilorte Yl an jeder Sehnenstelle X/Clängs der Rotorblattsehne zu ermitteln.

X/C	YJC	YJC
0	0	0
0,0125	0,0177	-0,0145
0,025	0,0264	-0,0210
0.05	0,03677	- 0,02843
0,075	0,04275	- 0,03225
0,10	0,0468	- 0,03460
0,15	0,0517	- 0,0374
0,20	0,05447	- 0,03883
0,25	0,0555	- 0,0394
0,30	0,05524	-0,03916
0,40	0,05299	-0,03761
0,50	0,04854	- 0,03446
0,60	0,04212	- 0,02988
0,70	0,03375	- 0,02384
0,80	0,02362	-0,01658
030	0,01235	- 0,00864
0,975	0,00328	- 0.00232
1,0	0	0

45 Nj;

wobei Xdie Stelle längs der Rotorblattsehne, Cdie Rotorblattsehnenlänge, Y_a der Ort der oberen Flügelprofilfläche und Vt der Ort der un teren Flügelprofilfläche ist

Die vorstehend angegebene zweite Tabelle unterscheidet sich von der ersten Tabelle dahingehend, daß sie die II

spezifischen Koordinaten für das Rotorblatt SC-1095 angibt, das ein Verhältnis t/C von Rotorblattdicke zu ~

Rotorblattsehnenlänge von 9,5% hat Die erste Tabelle ist allgemeingültig und durch Verwendung der in Verbindung mit ihr beschriebenen Prozeduren können die obere und die untere Flügelprofilstelle für jedes Verhältnis von Rotorblattdicke zu Rotorblattsehnenlänge ermittelt werden.

Der Flügelprofilquerschnitt des hier beschriebenen Rotorblattes kann auch durch folgende Gleichung ausgedrückt werden:

O < — 1 0,25 .
c

IO

y_u _ t

C C

15

0,25 < — < 1,0
c

₃₇ I/2L ₊ 3,767 i - 46,7 (fj _{+ 2O}.,3 0.)' - 316,8 (ij]

¹ Vt ~ · ' τ⁺ ' ItJ "^1?' w ^{+ 272}·⁹ w J „34(_f)-2₈,_M(_fy_+S6,«(_fy-₅6(_fy₊₂,,,₅Q']

i . i [-4,766, (i) ₊ 20,53 (i)" - 4,,,2 (£)' ₊ « (i)' - ,6 (*)']

S* wobei Λ" eine Stelle längs der Rotorblattsehne, C die Rotorblattsehnenlänge, Y_u der Abstand des oberen

\ Flügelprofils an der Sehnenstelle X über der Sehne, t die maximale Rotorblattdicke, Yl der Abstand der unteren

•5j Flügelprofilfläche des Rotorblattes an der Sehnenstelle X von der Sehne, p_u der Vorderkantenradius des oberen

i| 25 Flügelprofils des Rotorblattes gemessen ab einem Punkt längs der Rotorblattsehne und pl der Vorderkantenra-

'*; dius des unteren Flügelprofilabschnittes gemessen von einem Punkt längs der Rotorblattsehne ist.

>j Ähnlich wie aus den obigen Tabellen kann ein Flügelprofilabschnitt mit den gleichen Vorteilen anhand der

// Formel ermittelt werden, aus der sich sämtliche notwendigen Koordinaten Y₁₁ und Yl für jede Sehnenstelle X

V>. und die Radien p_u und p/. ermitteln lassen, und zwar innerhalb eines Bereiches von ±3% dieser Werte von Y₁₁, Yi.,

i\ 30 Pu und pL-

.:_■'·· Bei Verwendung des hier beschriebenen Blattes wird ein großes Auftriebsvermögen des Flügelprofils erzielt,

-' indem die Strömungsablösung an der Vorder- und an der Hinterkante verzögert oder minimiert wird. Die

■i Strömungsablösung an der Vorderkante wird verzögert, indem die nachteiligen Druckgradienten in dem Gebiet

Λ der Vorderkante verringert werden. Die Strömungsablösung an der Hinterkante wird minimiert, indem die

ip 35 Flügelprofilflächenneigung und die hohen rückwärtigen Saugdrücke auf ein Minimum reduziert werden.

Zum Veranschaulichen des Vorteils des hier beschriebenen Rotorblattes SC-1095 gegenüber dem Standard-Sj hubschrauberrotorblatt NACA 0012 und drei weiteren Flügelprof !!Querschnitten, die davon abweichen, nämlich % NACA 21006. NACA 23010-1.56 und NACA 23008.75, wird nun auf F i g. 2 Bezug genommen. Es gibt sehr wenig p veröffentlichte Daten über die im Windkanal getestete Leistung dieser drei Flügelprofilquerschnitte, weshalb I 40 F i g. 2 unter Anwendung von theoretischen Voraussagemethoden zum Bestimmen der Rotorblattleistungsfä-S higkeit angefertigt worden ist. Demgemäß beruhen die Leistungspunkte dieser drei Flügelprofilquers ;hnitte in ^ Fig. 2 auf einer Voraussage, während die Leistungspunkte der Flügelprofilquerschnitte NACA 0012 und des '.'] hier beschriebenen Rotorblattes SC-1095 auf tatsächlichen Windkanaltestergebnissen beruhen. Diese Voraussai; gemethoden beinhalten die Berechnungen der Widerstandsdivergenzmachzahl (d. h. der Machzahl, bei der sich $ 45 der Luftwiderstand nachteilig auszuwirken beginnt), bei denen die von J. Weber in »The Calculation of the % Pressure Distribution on the Surface of Thick Cambered Wings and the Design of Wings with Given Pressure 5 Distribution«, ARC R & M 3026, Juni 1955, veröffentlichte Methode benutzt worden ist. Die Cl™«-Voraussagen '■f. für niedrige Machzahlen wurden unter Verwendung einer von Sikorsky entwickelten halbempirischen Methode ig unter Benutzung von Windkanaltestdaten und der theoretischen Druckverteilung um das Flügelprofi! gemacht. jr.- so Der theoretische Druckgradient um die Flügelprofilvorderkante wird mit dem eines Flügelprofils vergleichbarer j| Dicke der Serie NACA OOXX verglichen. Aus dem Vergleich (in der erforderlichen Weise modifiziert, um die % Auswirkungen der Strömungsablösung an der Hinterkante zu berücksichtigen) wird die C;._ma,-Voraussage des Jg Flügelprofils erhalten, und zwar basierend auf dem Windkanaltestwert Clwsx für die Flügelprofilserie ΝΑΙ CA OOXX.

Ig 55 Auf der Ordinate ist in F i g. 2 der Auftrieb aufgetragen, und zwar dargestellt durch Ctma, bei einer Machzahl

'B von 0,3, das für das maximale Auftriebsvermögen des Rotorblattes oder Flügelprofiis tatsächlich repräsentativ

Jf ist Auf der Abszisse ist die Widerstandsdivergenzmachzahl aufgetragen und mit Mod bei Cl=0,2 bezeichnet

Jp Diese Koordinate ist tatsächlich diejenige Machzahl des Rotorblattes, bei der die Widerstandsprobleme sehr

ρ stark werden. Ein Vergleich des hier beschriebenen Rotorblattes SC-1095 mit dem Standardrotorblatt NA-

W, 60 CA 0012 zeigt, daß hier beschriebene Rotorblatt mehr Auftrieb erzeugt und in der Lage ist bei einer höheren

jl Machzahl ohne größeren Luftwiderstand zu arbeiten. Der Begriff »Widerstandsdivergenzmachzahl« bedeutet

U aufgrund Windkanaltestwiderstandsdaten diejenige Machzahl, bei der die Steigung der Widerstandsbeiwert-

S Machzahl-Kurve (bei konstantem Auftriebsbeiwert) gleich 0,1 wird, und theoretisch diejenige Machzahl, bei der

M die Oberflächenstoßwelle sich auf dem Scheitel des Flügelprofils befindet

I 65 Ein Vergleich der hier beschriebenen Schaufel SC-!09imit dem Flügelprofi! NACA 23010-1,56 in F i g. 2 zeigt

P klar, daß theoretisch zwar das Flügelprofil MACA 23010-1.56 eine größere Hubkraft als das Standardflügelprofil

tpf NACA 0012 erzeugt daß es aber nicht so viel Hubkraft wie das hier beschriebene Rotorblatt SC-1095 erzeugt

S und eine viel niedrigere theoretische Widerstandsdivergenzmachzahl hat weil die Widerstandsprobleme bei

;iner viel niedrigeren Geschwindigkeit einsetzen. Deshalb wird bei dem Flügelprofil NACA 23010-1.56 eine Erhöhung des Auftriebs über defl des Standardflügelprofils NACA 0012 auf Kosten der Fluggeschwindigkeit bei konstanter Leistung oder auf Kosten der Leistung bei konstanter Fluggeschwindigkeit erzielt. Ein Vergleich des hier beschriebenen Rotorblattcs SC-1095 mit dem Flügelprofil NACA 21006 zeigt, daß das Flügelprofil NA-CA 21006 /war theoretisch eine bessere Wirerstandsdivergenzmachzahltoleranz hat, daß es theoretisch jedoch ein minimales Auftriebsvermögen hat, was klar die oben dargelegte Theorie veranschaulicht, daß bC Verringerung der Rotorblattdicke die Widerstandsdivergenz bei einer höheren Geschwindigkeit einsetzt, was aber trotzdem auf Kosten des Auftriebsvermögens erreicht wird. Schließlich zeigt ein Vergleich des hier beschriebenen Rotorblattes SC-1095 mit dem Flügelprofil NACA 23008.75, daß das Flügelprofil NACA 23008.75 einen mit ihm theoretisch vergleichbaren Widerstandsdivergenzmachzahlkennwert hat, theoretisch erzeugt es aber nicht ΐυ dieselbe Größe des Auftriebs, trotz der Tatsache, daß das Flügelprofil dünner ist und auch eine größere Wölbung aufweist als das Flügelprofil SC-1095.

F i g. 2 zeigt deutlich, daß das Rotorblatt SC-1095 im theoretischen Vergleich mit den beiden Flügelprofilen NACA 23008.75 und NACA 21006 unter dem Gesichtspunkt der Widerstandsdivergenzmachzahl sehe günstig abschneidtt und beiden im Auftriebsvermögen theoretisch überlegen ist. Weiter ist das hier beschriebene Rotorblatt theoretisch dem Flügelprofil NACA 23010-1.56 bezüglich des Auftriebs überlegen und darüber hinaus diesem in der Widersiandsdivergenzmachzah! theoretisch weit überlegen.

Einer der Vorteile des Rotorblattes SC-1095 gegenüber den Flügelprofilen NACA 23008.75 und NACA 21006 besteht darin, daß es ein dickeres Rotorblatt ist und deshalb baulich stabiler sein kann und die sich daraus ergebenden Vorteile aufweist.

Zur Herausstellung der baulichen Unterschiede zwischen dem Querschnitt des hier beschriebenen Rotorblattcs und den Rotorblättern mit den Flügelprofilen NACA 23008.75 und NACA 23010-1.56, welches die am nächsten kommenden bekannten Rotorblätter sind, wird nun auf die F i g. 3 und 4 Bezug genommen.

F i g. 3 ist eine graphische Darstellung der Dickenverteilung des hier beschriebenen Rotorblattes SC-1095 im Vergleich mit den Rotorblättern NACA 23008.75 und NACA 23010-1.56. Auf der Abszisse ist die Position, die oben mit X/C bezeichnet worden ist, in Prozent der Sehnenlänge aufgetragen, während auf der Ordinate die gesamte prozentuale Dicke (t) aufgetragen ist. Definitionsgemäß bedeutet »Dickenverteilung« die Dicke des Rotorblattes, und zwar ungeach'.et der Tatsache, daß es ein gewölbtes Rotorblatt ist, um die »Mittellinie«. Es kann davon ausgegangen werden, daß die »Mittellinie« die Sehne eines nichtgewölbten Rotorblattes sein würde. Ebenso ist die »Mittellinie« die Symmetriemittellinie des Rotorblattes, die nicht durch die Tatsache beeinflußt wird, daß es ein gewölbtes Rotorblatt ist. F i g. 3 zeigt, daß das Rotorblatt nicht ebenso dick wie das Rotorblatt mit dem Flügelprofil NACA 23010-1.56 ist, aber dicker als das Rotorblatt mit dem Flügelprofil NACA 23008.75 ist. Sie zeigt außerdem, daß die maximale Dicke in den Rotorblättern mit den Flügelprofilen NACA 23010-1.56 und NACA 23008.75 an der Stelle B-B, bei welcher es sich um die 30% der Sehnenlänge entsprechende Stelle handelt, und weiter vorn in dem hier beschriebenen Rotorblatt SC-1095 an der Stelle A-A auftritt, bei welcher es sich um die 25% der Sehnenlänge entsprechende Stelle handelt. Weiter zeigt der ganz linke Teil des Diagramms von Fig.3, daß das Dickenverhältnis des hier beschriebenen Rotorblattes ebenso schnell wie wenigstens bei dem Rotorblatt mit dem Flügelprofil NACA 23010-1.65 und viel schneller als bei dem Rotorblatt mit dem Flügelprofil NACA 23008.75 ansteigt.

Fig.4 ist ein Diagramm der Wölbungsverteilung des hier beschriebenen RotorDlattes im Vergleich zu den Rotorblättern mit den Flügelprofilen NACA 23008.75 und NACA 23010-1.56. F i g. 4 zeigt, daß das hier beschriebene Rotorblatt an allen Stellen der Sehne eine geringere Wölbung aufweist als jedes der anderen Rotorblätter und daß es tatsächlich eine maximale Wölbung weiter hinten am Rotorblatt erreicht, nämlich an der 27% der Sehnenlänge entsprechenden Stelle, während die anderen beiden Rotorblätter die maximale Wölbung :in der 15% der Sehnenlänge entsprechenden Stelle erreichen.

Die Wölbung kann, wie weiter oben erwähnt, benutzt werden, um das Auftriebsvermögen eines Hubschrauberrotorblattes zu steigern, es kann aber Widerstands- und Kippmomentprobleme mit sich bringen. Tatsächlich kann eine Wölbungslinie, die einem theoretischen Kippmoment von null entspricht, gezogen werden, und die Wölbüngsünic ist bei dem hier beschriebenen Rotorblatt, wie in F i g. 4 gezeigt, der idealen Wölbungslinie besser angenähert als die Wölbungslinien der anderen beiden Rotorblätter. Die Bedeutsamkeit des Unterschiedes in der Wölbungsverteilung zeigt die Tatsache an, daß, während bei den Rotorblättern mit den Flügelprofilen NACA 23008.75 und NACA 23010-136 eine Standardwölbung NACA 230 als Maßnahme zum Steigern des Rotorblattauftriebsvermögens benutzt wird, bei dem hier beschriebenen Rotorblatt die Wölbung und die Dicke in Kombination für denselben wichtigen Zweck und außerdem so eingesetzt werden, daß das Kippmoment und der Widerstand minimiert werden. Das Blatt wird als ein vollständiges Ganzes behandelt statt als die Kombination von gesondert festgelegten Wölbungs- und Dickenverteilungen. Es ist möglich, daß das Flügelprofil NA-CA 23008.75 einige Probleme verringert hat, die durch die zusätzliche Wölbung durch extensives Dünnermachen des Rotorblattes erzeugt werden. Die Wölbungsverteilung ist bei dem hier beschriebenen Rotorblatt so, daß nicht bis zu diesem Grad einer Verringerung der Profildicke gegangen zu werden braucht, wodurch der Vorteil eines baulich stabileren Rotorblattes mit theoretisch vergleichbar größerem Lasttragvermögen erzielt wird. Das Rotorblatt mit dem Flügelprofil NACA 23010-1.56 erzielt sein Auftriebspotential über die Wölbung, wie in F i g. 4 gezeigt, aber es ist möglich, daß dies auf Kosten eines größeren Widerstandes erreicht wird, insbesondere bei höheren Machzahlen. Da das Flugzeug, bei dem das Rotorblatt mit dem Flügelprofil NA-CA 23008.75 benutzt wurde, eine feste Tragfläche sowie einen Hubschrauberrotor aufwies, brauchte man sich bei diesem Flugzeug zur Auftriebserzeugung bei hohen Fluggeschwindigkeiten nicht allein auf die Rotorblätter zu verlassen, weshalb die Profildicke der Rotorblätter gegenüber einem Hubschrauber, der keine festen Tragflächen hat, verringert werden konnte.

Alleemein hat also das hier beschriebene Rotorblatt eine konstante Tiefe, wobei die einzige Sehnenverände-

rung an dem Rotorblattspitzenteil 20 ertolgt, d. h. im Bereich der äußeren 5 oder 6% des Rotorblattes, wo die Dicke vorzugsweise proportional zur Sehne so verändert wird, daß die SC-1095-Querschnittsform erhalten bleibt In einer modifizierten Ausführtingsform könnte der Spitzenteü 20 theoretisch dünner gemacht werden und möglicherweise könnte in einem Falle geringer Belastung der SC-1095-Rotorblattquerschnitt über der vollen Spannweite des Rotorblattes benutzt werden, während jedoch in der bevorzugten Ausführungsform der innere Teil des Rotorblattes am Wurzelteil 18, der sich über die inneren 50% der Spannweite erstrecken kann, für Lastaufnahmezwecke dicker gemacht wird, während dem übrigen Teil des Rotorblattes der SC-1095-Querschnitt gegeben wird, was ohne eine materielle Einbuße erfolgen kann, da der Hauptteil des RotorMattauftriebs in den äußeren 50% der Rotorblattspannweite entsteht ||

ίο Das so definierte Flügelprofil des hier beschriebenen Rotorblattes hat eine relative Dicke von 9,5% und eine g

maximale relative Wölbung von ungefähr 0,8 ± 0,05% in einem bis 30% der Sehnenlänge betragenden Bereich der Wölbungsrücklage und vorzugsweise bei 27% der Sehnenlänge. Die theoretische Analyse und der Test dieses Flügelprofils zeigen, daß es einen niedrigen Kippmomentenbeiwert innerhalb eines Bereiches von ±0,03 vor Auftreten der Momentendivergenz für alle Machzahlen unter 0,75 aufweist und daß dieses niedrige Blatt kippmoment ohne Einbuße an höherem maximalen Auftriebswert und höherer Widerstandsdivergenzmachzahl erreicht wird.

Hierzu 3 Blatt Zeichnungen 20

Claims

Patentansprüche:

1. Rotorblatt für einen Hubschrauber, dadurch gekennzeichnet, daß das Rotorblatt (12) in seinem sich zwischen dem Wurzelteil (18) und dem Spitzenteil (20) erstreckenden zentralen Teil (22) ein Flügelprofil mit einem durch folgendes Koordinatensystem festgelegten Querschnitt aufweist:

x/c YJt YiJt 0,0125 0,1863 — 0,1526 0,025 0,2779 -0,221 0,05 0387 -0393 0,075 0,45 -03395 0,1 0,4926 — 03642 0,15 0,5442 -03937 0,2 0,5734 -0,4087 0,25 0,5842 — 0,4147 03 03315 — 0,4122 0,4 03578 -03959 03 03109 — 03627 0,6 0,4434 -03145 0,7 03553 -0,2509 0,8 0,2486 -0,1745 CS 0,13 — 0,0905 0575 0,0345 -0,0244

wobei X eine Stelle auf der Blattsehne gemessen ab der Blattvorderkante, Cdie Sehnenlänge, f die maximale Blattdicke, Y„ der obere Flügelprofilort an der Stelle X und Yl der untere Flügelprofilort an der Stelle X ist und wobei ^ie Vorderkantenradien durch folgende Gleichungen definiert sind: